항공기 기술기준

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항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

국 토 교 통 부

Ministry of Land, Infrastructure and Transport

Republic of Korea

항공기기술기준 KAS 개정관리표, 개정이력, 유효일자 및 목차국토교통부 고시 제2024-0000호

항공기기술기준 KAS 개정관리표, 개정이력, 유효일자 및 목차

『항공기 기술기준』

항공기 기술기준을 다음과 같이 일부 개정하여 고시합니다.

2024년 12월 00일

국토교통부장관

제정: 1993.08.24 개정: 2021.11.25

제정: 1993.08.24 개정: 2021.11.25

제정: 1993.08.24 개정: 2024.00.00

개정 관리표 (Revision Control)

개정차수 (Revision No.) | 개정일자 (Revision Data) | 철입일자 (Insertion Data) | 철입자 (Insertion by) | 근 거 (Reference)

원 판 | 1993.08.24 | | | 제정(건설교통부 고시 제1993-40호)

1차 | 1995.02.07 | | | 개정(건설교통부 고시 제1995-40호)

2차 | 1998.12.15 | | | 개정(건설교통부 고시 제1998-421호)

3차 | 2000.05.16 | | | 개정(건설교통부 고시 제2000-132호)

4차 | 2001.07.05 | | | 개정(건설교통부 고시 제2001-178호)

원 판 | 2002.11.27 | | | 제정(항공안전본부 고시 제2002-8호)

1차 | 2003.10.10 | | | 개정(항공안전본부 고시 제2003-25호)

2차 | 2004.01.12 | | | 개정(항공안전본부 고시 제2004-1호)

3차 | 2006.01.23 | | | 개정(항공안전본부 고시 제2006-1호)

4차 | 2006.09.06 | | | 개정(항공안전본부 고시 제2006-34호)

5차 | 2007.07.19 | | | 개정(항공안전본부 고시 제2007-13호)

6차 | 2008.04.08 | | | 개정(항공안전본부 고시 제2008-36호)

7차 | 2008.12.12 | | | 개정(항공안전본부 고시 제2008-79호)

8차 | 2008.12.26 | | | 개정(항공안전본부 고시 제2008-81호)

9차 | 2009.05.01 | | | 개정(항공안전본부 고시 제2009-8호)

원판 | 2009.06.11 | | | 제정(국토해양부 고시 제2009-327호)

1차 | 2009.06.18 | | | 개정(국토해양부 고시 제2009-380호)

2차 | 2009.07.13 | | | 개정(국토해양부 고시 제2009-475호)

3차 | 2009.09.30 | | | 개정(국토해양부 고시 제2009-957호)

4차 | 2009.11.23 | | | 개정(국토해양부 고시 제2009-1094호)

5차 | 2010.03.12 | | | 개정(국토해양부 고시 제2010-133호)

6차 | 2010.05.04 | | | 개정(국토해양부 고시 제2010-286호)

7차 | 2010.07.13 | | | 개정(국토해양부 고시 제2010-459호)

8차 | 2012.02.28 | | | 개정(국토해양부 고시 제2012-78호)

9차 | 2012.9.28 | | | 개정(국토해양부 고시 제2012-653호)

10차 | 2013.04.15 | | | 개정(국토교통부 고시 제2013-87호)

11차 | 2013.10.28 | | | 개정(국토교통부 고시 제2013-629호)

12차 | 2014.12.23 | | | 개정(국토교통부 고시 제2014-843호)

13차 | 2015.05.12 | | | 「부품등제작자증명 기준」 등 11개 국토교통부 고시 재발령안(국토교통부 고시 제2015-310호)

14차 | 2016.12.28 | | | 개정(국토교통부 고시 제2016-1004호)

15차 | 2017.06.02 | | | 개정(국토교통부 고시 제2017-360호)

16차 | 2018.04.09 | | | 개정(국토교통부 고시 제2018-211호)

17차 | 2018.07.23 | | | 개정(국토교통부 고시 제2018-452호)

18차 | 2020.04.06 | | | 개정(국토교통부 고시 제2020-322호)

19차 | 2020.08.20 | | | 개정(국토교통부 고시 제2020-590호)

20차 | 2021.05.31 | | | 개정(국토교통부 고시 제2021-828호)

21차 | 2021.11.25 | | | 개정(국토교통부 고시 제2021-1287호)

22차 | 2024.12.18 | | | 개정(국토교통부 고시 제2024-833호)

제정: 1993.08.24 개정: 2024.00.00

제정: 1993.08.24 개정이력 - 개정: 2024.12.18항공기기술기준 KAS 개정기록표, 개정이력, 목차 및 유효일자개정 이력

제정: 1993.08.24 개정이력 - 개정: 2024.12.18

항공기기술기준 KAS 개정기록표, 개정이력, 목차 및 유효일자

(Record of Amendments)

순 번 (No.) | 개정일 (Date of Applicable) | 고시번호 (Notice to Public Number) | 주요 개정내용 (Summary of Amendments)

제 정 | 1993.8.24 | 교통부 고시 1993-40호 | ○ 신규 제정

1차 개정 | 1995.2.7 | 건설교통부 고시 1995-40호 | ○ 제8부 항공기발동기에 대한 기술기준 전면개정 ○ 정부조직개편에 따른 장관명칭 변경 (교통부장관→건설교통부장관)

2차 개정 | 1998.12.15 | 건설교통부 고시 1998-421호 | ○ 제3부 감항분류가 수송(T)류인 비행기에 대한 기술기준 전면개정 ○ 제11부 항공기 엔진의 연료․배기가스 배출기준 제정

3차 개정 | 2000.5.16 | 건설교통부 고시 2000-132호 | ○ 제3부 감항분류가 수송(T)류인 비행기에 대한 기술기준 일부 신설 - 제4장(설계 및 구조)에 4.12항(안전)을 다음과 같이 신설한다. ․폭발물 최소 위험구역: 설계시 폭발물 “최소위험구역” 고려 ․조종실 보호: 조종실 출입문과 조종실 격벽의 설계시 소형화기 및 수류탄 파편의 관통을 최소화 ․항공기 내부설계: 설계시 폭발물 물질을 기내에 숨길 수 없도록 하는 것과 위험물 수색을 용이하도록 고려 - 제6장(장비)에 6.6.16항(항공기 돌풍경보장치)를 신설 - 제7장(운용제한사항, 표지 및 비행교범)에 7.3.12항(최소위험 폭발구역)을 신설

4차 개정 | 2001.7.5 | 건설교통부 고시 2001-178호 | 제4부 제1장에 1.1.1중 최대이륙중량을 3,100kg (7,000lbs)으로 증대 및 탑승자수(9인이하) 제한 개정

제 정 | 2002.11.27 | 항공안전본부 고시 2002-8호 | 항공안전본부 신설에 따라 항공안전본부고시로 제정 (건설교통부 고시 폐지)

1차 개정 | 2003.10.10. | 항공안전본부 고시 2003-25호 | ○ 최신 국제기준을 반영하여 전면개정 ○ 전면개정에 따른 번호 체계 변경 - 번호체계를 국제적으로 표준화 되어 있는 방식으로 변경함 ․제1부 → AS Part 1 ․제2부 → AS Part 23 ․제3부 → AS Part 25 ․제4부 → AS Part 27 ․제5부 → AS Part 29 ․제6부 → AS Part 30 ․제7부 → AS Part 31 ․제8부 → AS Part 33 ․제9부 → AS Part 35 ․제11부 → AS Part 34 ○ 기존 제10부 장비품에 대한 기술기준 삭제 ○ 비행기 및 회전익항공기 기술기준에 대한 최신요건의 반영 - 항공선진외국의 최신 기술기준 요건에 따라 개정 ․AS Part 23 ․AS Part 25 ․AS Part 27 ․AS Part 29

2차 개정 | 2004.1.12 | 항공안전본부 고시 2004-1호 | ○ “항공기항행의안전을확보하기위한기술상의 기준”을 “항공기기술기준”으로 명칭 변경 ○ 항공기기술기준 영문명칭 및 기술기준 번호체계 일부 변경 - 항공기기술기준 영문명칭을 “AS (Airworthiness Standard)"에서 ”KAS(Korean Airworthiness Standard)”로 변경 - 기술기준번호체계 변경 ․AS Part 1 → KAS Part 1 ․AS Part 23 → KAS Part 23 ․AS Part 25 → KAS Part 25 ․AS Part 27 → KAS Part 27 ․AS Part 29 → KAS Part 29 ․AS Part 30 → KAS Part 22 ․AS Part 31 → KAS Part 30 ․AS Part 33 → KAS Part 33 ․AS Part 35 → KAS Part 34 ․AS Part 34 → KAS Part 35 ○ KAS Part 23 “감항분류가 보통(N), 실용(U), 곡기(A), 커뮤터(C)류인 비행기에 대한 기술기준” 및 KAS Part 25 “감항분류가 수송(T)류인 비행기에 대한 기술기준”에 국제기술기준 요건 추가 - KAS Part 23 . 23.2(소급적용을 위한 특수규정) 등 94개 항목 개정 - KAS Part 25 . 25.613(재료의 강도특성 및 설계값) 추가 . 25.856(단열 및 방음재료) 추가 . 부록 F PartⅠ(25.853 및 25.855의 적합성을 입증하기 위한 시험기준과 절차) 개정 . 부록 F Part Ⅵ(열/소음 차단제의 인화성 및 화염특성을 결정하기 위한 시험방법) 추가 . 부록 F Part Ⅶ(열/소음 차단재의 화염 관통성 시험방법) 추가

3차 개정 | 2006.1.23 | 항공안전본부 고시 2006-1호 | ○ 국제민간항공기구(ICAO) 부속서 8(감항성)과 부속서 10(항공통신) 기준 반영 일부 개정 - 일부용어의 정의 신설 또는 개정 - 항공법 상에 정의되지 않은 특수항공기 규정(Part 1, Subpart J) 삭제 - 항공기등의 낙뢰와 정전기 예방조치에 대한 기준 개정 - 시스템 또는 동력장치 고장후의 비행시간 한계 설정에 대한 기준 신설 - 회전익항공기 엔진, 회전익 및 동력전달 시스템의 장착에 대한 기준 신설 - 회전익항공기 회전익 및 동력전달 시스템의 시험에 대한 기준 신설 - 항공기 사고시 수색/구조를 위한 비상위치지시용무선표지설비(ELT)에 대한 기술기준 신설(부속서 10 반영) - 항공기 공중출돌경고장치(ACAS)에 대한 기술기준 신설(부속서 10 반영)

4차 개정 | 2006.9.6 | 항공안전본부 고시 2006-34호 | ○ Part 1 (총칙) - 불필요한 Subpart (A~I)별 분류를 삭제하고 기준의 적용과 정의 부분만 수록함. - 항공기 감항분류표를 삭제하여 각 part별로 규정된 감항분류와 중복되지 않도록 함. - 용어의 정의는 국제민간항공기구(ICAO) 및 미국 연방항공규칙 (FAR)의 정의를 기초로 정리, 보완함. ○ Part 23 (소형 비행기) - ‘발동기’ 혹은 ‘동력장치’로 표기되던 용어를 ‘엔진’으로 통일, 전체적으로 수정 - 개정된 FAR 반영하여 개정(23.903) ○ Part 25 (수송류 비행기) - 최근 FAR 개정사항 반영 (25.111,25.147,25.161,25.175,25.677,25.783,25.807,25.809,25.810,25.812,25.813,25.820,25.853,25.855,25.869,25.945,25.973,25.1141,25.1181,25.1305,25.1329,25.1353,25.1411,25.1423,25.1431,25.1439,25.1447,J25.1) ○ Part 30 (비행선) - 다수 항공선진국에서 비행선 기술기준의 토대가 되고 있는 FAA-P-8110-2(spec')를 준용하여 전면 개정 ○ Part 33 (엔진) - ‘발동기’ 혹은 ‘동력장치’로 표기되던 용어를 ‘엔진’으로 통일, 전체적으로 수정하고 부적합한 용어를 전체적으로 수정, 정리함. - 개정된 FAR 반영하여 개정(33.76) ○ Part 34 (배출가스) - ICAO Annex 16, Vol.2의 내용 반영, 전면개정 ○ Part 35 (프로펠러) - FAR Part 35 Amendment 35-6의 내용을 반영하여 전면 개정

5차 개정 | 2007.7.19 | 항공안전본부 고시 2007-13호 | ○ Part 1 (총칙) - 1.3 정의의 용어 신설 ‘항공기’, ‘동력장치’, '표준대기 정의에 주1, 2, 3 신설', ‘착륙 표면’, ‘개별원인손상‘, ‘최종접근 및 이륙 지역’ ‘정비’, ‘수리’, ‘만족스러운 증거’, ‘공기보다 무거운 항공기‘ - 1.3 정의의 용어 개정. ‘자이로다인’, ‘표준대기 (2)물리상수’, ‘형상’, ‘임계엔진’ - 1.5 신설, 1.5 일반사항, 1.5.1, 1.5.3, 1.5.5 - 1.7 신설 - 1.7 2007년 12월13일 이후에 형식증명이 신청된 항공기에 적용되는 일반 기준 - 1.7.1 항공기 운영 안전성 - 1.7.3 소프트웨어 인증 - 1.7.5 인적요소를 고려한 설계 - 1.7.5.1, 1.7.5.3, 1.7.5.5 - 1.7.7 비행승무원을 고려한 설계 - 1.7.9 인간공학 - 1.7.11 운용환경 요소 - 1.9 신설, 비상위치 지시용 무선표지설비 (ELT) (Part 23의 내용 이동) - 부록 A. 비상위치지시용 무선표지설비(ELT) 기술기준 (별첨) (Part 23의 내용 이동) - 1.11 신설, 공중충돌경고장치(ACAS) (Part 25의 내용 이동) - 부록 B. 공중충돌경고 장치(ACAS)의 기술기준(별첨) (Part 25의 내용 이동) ○ Part 23 (소형비행기) - 23.1463 비상위치지시용 무선표지설 삭제 - 부록 J. 비상위치지시용 무선표지설 삭제. ○ Part 25 (수송류 비행기) - 25.1 적용 (개정) - 25.1463 비상위치 지시용 무선표지설비 삭제 - 25.1465 공중충돌경고장치 삭제 - 부록 K 공중충돌경고장치(ACAS) 삭제 ○ Part 27 (N류 회전익항공기) - 27.1463 비상위치지시용 무선표지설비 삭제 ○ Part 29 (T류 회전익항공기) - 29.1463 비상위치지시용 무선표지설비 삭제한다. ○ Part 36. 항공기 소음기준 신설

6차 개정 | 2008.4.8 | 항공안전본부 고시 제2008-36호 | 부처 명칭이 건설교통부에서 국토해양부로 변경됨에 따라 이를 반영

7차 개정 | 2008.12.12 | 항공안전본부 고시 제2008-79호 | ○ Part 25 (수송류 비행기) - 쌍발항공기 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인에 대한 특수 규정을 신설(25.3 및 25.1535) - 전기적 본딩 및 정전기 보호기준을 신설(25.899) - 연료탱크의 폭발 방지장치 기준을 보완함(25.981, 부록 M 및 N) - 전자장비를 고강도 전자장(HIRF)으로부터 보호하기 위한 기준을 신설(25.1317 및 부록 L) - 전기계통 및 장비기준 중 일부를 개정(25.1360, 25.1362, 25.1365) - 전선연결시스템에 관한 기준을 신설(Subpart H, 부록 L)

8차 개정 | 2008.12.26 | 항공안전본부 고시 제2008-81호 | ○ 소음 적용기준 대상 항공기를 원형기의 감항증명을 받은 비행기에서 형식증명을 받은 비행기로 개정(Subpart B 36.24 등) ○ 항공기 세부 소음측정 장소 및 조건 등과 옥외 측정장비 설치기준 등을 신설(부록1,2,3,4,5 / 별첨F) ○ 배기가스 매연 측정 계산 방식 등을 개정(Subpart F 34.69)

9차 개정 | 2009.05.01 | 항공안전본부 고시 제2009-8호 | ○ Part 21을 신설하고 제1장에 감항증명 기준을 제정 - 항공기 분류별 감항증명 종류(일반․특별감항증명) 및 적용 항공기 범위 등을 정함(제1-1장) - 항공기 감항증명 종류별 제출서류 및 신청 등에 대한 세부 절차를 정함(제1-1장) - 감항증명 종류별 검사적용 절차 및 감항성 유지관리 의무 사항에 대한 세부 절차를 정함(제1-1장) - 수출감항증명의 종류, 적용범위 및 검사절차 등에 대한 세부 절차를 정함(안 제1-2장)

제 정 | 2009.06.11 | 국토해양부 고시 제2009-327호 | ○ 국토해양부 조직 개편 반영 (항공안전본부 고시 폐지)

1차 개정 | 2009.06.18 | 국토해양부 고시 제2009-380호 | ○ 항공기, 엔진, 프로펠러 및 관련부품에 관한 형식증명 등의 인증절차를 Part21 제2장에 추가 - 항공기 형식증명 등의 신청, 운영 중에 나타나는 고장의 보고 및 제작 항공기의 비행교범 요건 등 일반사항을 정함 (Subpart A 일반) - 기술기준의 적용방법, 검사 및 시험, 비행시험, 기술기준과의 합치성 확인절차 등 형식증명의 세부절차를 정함(Subpart B 형식증명) - 형식증명 변경시에 적용하는 세부 절차, 요구되는 조건 및 적용기준 등을 정함(Subpart D 형식증명에 대한 변경) - 부가형식증명시에 적용하는 세부 절차, 요구조건 및 적용기준등을 정함(Subpart E 부가형식 증명) - 형식증명을 받은 제품을 생산하는 경우의 요구조건 등을 정함(Subpart F 형식증명 하에서의 생산) - 제작증명의 발급요건, 품질관리체계 및 검사와 시험에 대한 요구조건 등을 정함 (Subpart G 제작증명) - 항공기의 제작에 사용되는 재료, 부품, 공정 및 장비품의 승인 요건 등을 정함 (Subpart K 재료, 부품, 공정 및 장비품의 승인) - 항공기의 엔진, 프로펠러 및 장치품의 승인 요건 등을 정함 (Subpart N 엔진, 프로펠러, 재료, 부품 및 장치품의 승인) - 항공기기술표품의 형식승인 요건 등을 정함 (Subpart N 기술표준품형식승인)

2차 개정 | 2009.07.13 | 국토해양부 고시 제2009-475호 | ○ Part 21, 제1장중 형식증명이 없는 국가기관등 항공기에 특별감항증명을 발급하는 경우 설계 및 제작과정에 대한 검사를 지방항공청장이 실시할 수 있도록 함 - Part 21, 제21.1.10(f)항 단서조항 추가

3차 개정 | 2009-09-30 | 국토해양부 고시 제2009-957호 | ○ Part 23의 내용을 최신판으로 개정하고 일부 미비점을 보완하여 항공안전을 강화하고 미국과 항공기급 항공안전협정(BASA) 체결에 대비 - 오타 및 자구 수정등 - 23.29 (a)(3), 23.33(d)(2), 23.51(c)(1)(ii), 23.149(f), 23.153, 23.301(b), 23.337(a)(1), 23.423(a) 및 (b), 23.425(d), 23.441(a)(2). 23.479(c), 23.525. 23.527(a)(1)및(2), 23.529, 23,531, 23.531(b), 23.533, 23.533(b)(1)및(2), 23.533(c)(1), 23.535, 23.535(d), 23.561(a)(d)(1), 23.562(b), 23.677(a), 23.679(b), 23.725(e), 23.735(a),(b),(c),(d),(e), 23.853(f), 23.865, 23.867, 23.901(d), 23.905(d), 23.907, 23.1093, 23.1303, 23.1325(b)(3), 23.1457(b), 23.1501, 23.1505(b)(1)및(c), 23.1511(a)(2), 23.1545(c), 23.1581(b)(2), 부록 A23.3, A23.7(e), A23.9(c)(4)(iv), G23.3 - 고강도전자기장 방호(HIRF Protection)에 대한 기준 신설(23.1308 및 부록 J) - 조종실 음성기록장치의 요건중 데이터 링크(datalink) 통신 장치 장착된 경우의 기준등 추가 [23.1457(a)(6), (d) 및 (e)] - 비행기록장치 요건 일부 추가 [23.1459 (a)(6),(7)]

4차 개정 | 2009-11-23 | 국토해양부 고시 제2009-1094호 | ○ 항공운송사업 관련용어 등을 항공법 개정에 맞추어 보완하고 미국과 소형항공기급 상호항공안전협정(BASA) 체결 및 항공안전을 강화 - 기술기준 제21장의 항목 구분을 다른 장의 형식과 동일하게 함. (Part 21의 제1장과 제2장을 통합하고 제목은 ‘항공기등, 장비품 및 부품 인증절차’로 함) 1) 감항증명(Subpart H)에 관한 신청, 검사 및 증명서 발급 절차 2) 수출감항승인(Subpart L)에 관한 신청, 검사 및 승인서 발급 절차 - 항공기등, 장비품 또는 부품 등에 대한 식별 표시 규정(Part 45 - 식별 표시)을 신설함 - 정기항공운송사업, 부정기항공운송사업 등 용어를 삭제함 - 항공법 시행규칙에서 정하여 운용중인 서식은 중복되어 삭제함

5차 개정 | 2010-03-12 | 국토해양부 고시 제2010-133호 | ○ 수시검사에 대한 방법 및 절차 보완 - 21.203에 감항증명 유효기간이 연장되는 항공기에 대한 수시검사 방법, 절차 및 대상 항공기를 명시함 - 부록 E 항공기 현황자료 양식 개정 ○ Part 23에 특수기술기준(Special Condition) 신설 - KC-100 항공기에 대한 형식증명 관련 특수기술기준 신설

6차 개정 | 2010-05-04 | 국토해양부 고시 제2010-286호 | ○ 감항분류가 경비행기(VLA)류인 비행기에 대한 기술기준 신설(KAS Part VLA) ○ 감항분류가 경회전익항공기(VLR)류인 회전익항공기에 대한 기술기준 신설(KAS Part VLR)

7차 개정 | 2010-07-13 | 국토해양부 고시 제2010-459호 | ○ 시험비행 등 의 허가를 ‘제한분류’, ‘실험분류’ 및 ‘특별비행허가’로 구분하고, 각 구분에 따라 제출서류, 검사 및 증명서 발급 기준 명시 ○ 형식증명 또는 형식증명승인을 받지 않은 항공기는 감항증명발급 대상에서 제외하고, 시험비행 등의 허가만 가능. 다만, 이전에 발급받은 감항증명을 갱신하는 경우 제외 ○ 감항증명 및 시험비행 등의 허가별 신청서류를 별표 A로 분리 신설 ○ 비행교범에 포함되어야 할 내용을 별표 B로 분리 신설 등

8차 개정 | 2012-02-28 | 국토해양부 고시 제2012-78호 | ○ 국제민간항공조약 부속서 8권(감항), 부속서 10권(항공통신) 및 부속서 16권(환경보호) 개정에 따른 후속 조치 ○ 현행 항공기 감항증명 제도 운영상의 미비점 개선 - 감항증명 기간 중 제출서류 명확화 - 유효기간이 자동연장되는 감항증명 발급신청 시 신청자의 정비능력을 확인하는 절차신설 - 감항증명을 하는 항공기의 감항성 불합격 판정기준 설정 등

9차 개정 | 2012-09-28 | 국토해양부 고시 제2012-653호 | ○ 감항증명 이원화(표준, 특별)에 따른 용어 변경 ○ 감항증명 신청서류 간소화 ○ 국제민간항공조약 부속서 16(환경보호) 제1권 엔진의 연료․배기가스 배출 기준 및 제2권 항공기 소음 기준 개정에 따른 후속 조치

10차 개정 | 2013.04.15 | 국토교통부 고시 제2013-87호 | ○ 부처명칭 변경(국토해양부→국토교통부)

11차 개정 | 2013.10.28 | 국토교통부 고시 제2013-629호 | ○ 형식설계 자료의 유지·보관 신설 ○ 항공기 고장, 기능불량 및 결함 자료수집·분석 및 조치에 관한 부가형식증명 소지자 의무 신설 ○ 항공운송사업자용 정비프로그램 기준 및 항공기 검사프로그램 기준 개정 ○ 감항증명 상태검사표 개정 ○ 실속속도 제한요건 수정 ○ 할론가스를 이용한 소화제의 사용 금지 신설 ○ 수송급 항공기의 금연표시 방법의 기준 명확화 ○ 수송급 항공기의 조종실 출입문 설계기준 강화 등

12차 개정 | 2014.12.23 | 국토교통부 고시 제2014-843호 | ○ 표준감항증명서 유효기간 개선 ○ 표준감항증명서 신규신청 구비서류 삭제 등 ○ 특별감항증명서 신규신청 구비서류 구체화 ○ 감항증명 서류검사표 및 상태검사표 개선 ○ ICAO 부속서 16, 제2권(배출가스) 개정내용 반영 ○ ICAO 부속서 16, 제1권(소음)의 개정내용 반영

13차 개정 | 2015.05.12 | 국토교통부 고시 제2015-310호 | ○ 유효기간 재설정

14차 개정 | 21016.12.28 | 국토교통부 고시 제2016-1004호 | ○ 비상위치지시용 무선표지설비 기준 최신화 ○ 감항증명서 유효기간 연장관련 정비프로그램 운용경험 일부 완화 ○ 감항증명 불합격 사유 보완 ○ 무인항공기 활성화를 위한 특별감항증명 대상 확대 ○ 표준감항증명 신규 신청 시 제출서류 보완 등 ○ 경년항공기 감항증명 시 안전성 확인 강화 ○ 특별감항증명 신청시 제출서류 명확화 ○ 경년항공기 정비프로그램 기준 보완 ○ 경년항공기에 대한 안전점검표 신설 ○ 수송류 비행기에 대한 감항성 유지와 안전성향상기준(Part 26) 제정 ○ 수송류 회전익항공기에 대한 낙뢰보호 기준 보완

15차 개정 | 2017.06.02 | 국토교통부 고시 제2017-360호 | ○ 항공법을 항공안전법 등으로 분법함에 따라 항공안전법 및 같은 법 시행령, 시행규칙 조항 변경사항 반영

16차 개정 | 2018.04.09 | 국토교통부 고시 제2018-211호 | ○ 소형비행기 기술기준(Part 23) 전부개정 ○ Part 23개정에 따른 인증절차, 프로펠러 기준 보완 ○ 경비행기 기술기준(Part VLA) 폐지 ○ 유효기간 연장

17차 | 2018.07.20 | 국토교통부 고시 제2018-452호 | ○ 부속서 8 105-A 개정사항 반영 ○ 제한형식증명, 제한분류 항공기에 대한 특별감항증명 유효기간 연장절차 신설 등 ○ 항공기 소음기준(Part 36) 개정(부속서 16 Vol I 12차 개정사항 반영) 1) 기준 대기조건을 ICAO 표준 대기정의(고도 상승에 따른 기온감소 기준치, -0.65℃/100m)로 통일 2) 오래되어 유효하지 않은 비행경로 측정기술에 대한 참조내용 삭제 3) 틸트로터 소음증명을 위한 지침 수정 4) 모든 기호와 단위를 일관성 있게 수정 ○ 할론가스 사용금지 관련 조항을 Part 21로 이동

18차 | 2020.04.06 | 국토교통부 고시 제2020-322호 | ○ 항공기기술기준 Part 21(인증절차) 일부개정 - 제작증명을 받을 수 있는 범위에 제한형식증명 포함 - 항공기 기술기준 Part 31로 명기된 부분 삭제(Part 31은 현 규정에 없음, 오타 수정) - Subpart G(제작증명)의 전면개정(외국 감항당국의 최신기준을 반영하기 위함) - 제한분류의 특별감항증명서 발급 기준을 명확하게 개정(제한형식증명 포함) - 감항성 유지관리를 위해 시행하는 수시검사를 위한 현장검사대상 방법‧기준 등을 추가 ○ 항공기기술기준 Part 25 일부개정 - 수송급 항공기에 대한 외국 감항당국(FAA‧EASA)의 최신 기술기준을 국내기준에 반영

19차 | 2020.08.20 | 국토교통부 고시 제2020-590호 | ㅇ 연구ㆍ개발 목적의 신기술 적용 항공기(드론택시,UAM 등)가 시험비행이 가능하도록 인증(특별감항증명) 절차* 보완 마련 * 종전의 설계 적합성 검증 방식을 안전성 평가 방식으로 간소화하되, 시험비행 시 인구밀집지역 및 비행고도 등을 제한 ㅇ「항공기기술기준(고시)」에서 규정하고 있는 특별감항증명(제한분류) 항공기 대상을 상위법령(항공안전법·항공안전법 시행규칙)에 맞게 표준화 * 상위법령(① 제한형식증명을 받은 항공기, ② 연구ㆍ개발 또는 산불진화, 수색구조 등 특정업무 수행 항공기 등), 행정규칙(① 제한형식증명을 받은 항공기) ㅇ 항공운송사업자의 정비프로그램 중 필수검사항목이 항공사별로 각기 달라 이를 표준화할 수 있도록 필수검사항목 선정절차 마련

20차 | 2021.05.31 | 국토교통부 고시 제2021-828호 | ㅇ 유효기간 변경

21차 | 2021.11.25 | 국토교통부 고시 제2021-1287호 | ㅇ 유효기간 변경 및 근거규정 추가

22차 | 2024.12.18 | 국토교통부 고시 제2024-833호 | ㅇ 유효기간 변경

목차 및 유효 일자

(Table of Contents and Effective Date)

순서 | Parts | 제 목 | 유효일자

1 | KAS Part 1 | 총칙 | 2024.12.18

2 | KAS Part 21 | 항공기등, 장비품 및 부품 인증절차 | 2020.08.20

3 | KAS Part 22 | 활공기에 대한 기술기준 | 2017.06.02

4 | KAS Part 23 | 감항분류가 보통(N)인 비행기에 대한 기술기준 | 2018.04.09

5 | KAS Part 25 | 감항분류가 수송(T)류인 비행기에 대한 기술기준 | 2020.04.06

6 | KAS Part 26 | 수송류 비행기에 대한 감항성 유지와 안전성향상기준 | 2016.12.28

7 | KAS Part 27 | 감항분류가 보통(N)인 회전익항공기에 대한 기술기준 | 2017.06.02

8 | KAS Part 29 | 감항분류가 수송(TA 또는 TB)인 회전익항공기에 대한 기술기준 | 2018.07.23

9 | KAS Part 30 | 비행선에 대한 기술기준 | 2017.06.02

10 | KAS Part 33 | 항공기 엔진에 대한 기술기준 | 2017.06.02

11 | KAS Part 34 | 항공기 엔진의 연료․배기가스 배출기준 | 2017.06.02

12 | KAS Part 35 | 프로펠러에 대한 기술기준 | 2018.04.09

13 | KAS Part 36 | 항공기 소음기준 | 2018.07.23

14 | KAS Part 45 | Part 45 식별 표시 | 2013.04.15

15 | KAS Part VLR | 감항분류가 경회전익항공기(VLR)류 회전익항공기에 대한 기술기준 | 2013.04.15

[압축 안 파일: 01 항공기기술기준 Part 1 총칙.hwp]

항공기 기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 1

총 칙

(General)

항공기기술기준 KAS Part 1 총칙1.1 기준의 적용

항공기기술기준 KAS Part 1 총칙

(a) 이 기준은 「항공안전법」 제19조에 따라 항공기(장비품 등을 포함한다. 이하 같다)의 항행의 안전을 확보하기 위한 기술상의 기준을 규정한다.

(b) 국토교통부장관은 항공기가 이 기준에 적합한 지 여부를 확인하기 위하여 필요하다고 인정되는 시험 또는 그 계산을 행할 것을 신청자에게 요구할 수 있다.

(c) 국토교통부장관은 항공기가 이 기준에 적합하지 아니한 경우에는 항공기의 운용을 제한할 수 있다.

제정: 1993.08.24 개정: 2024.12.18.(d) 이 기준에서 정하지 않은 재료․부품 등의 기준은 한국산업규격(KS), 미국 군사규격(MIL), 미국 항공우주규격(NAS), 미국 기술표준품표준서(TSO) 기타 국제적으로 공인된 규격기준을 준용한다.

제정: 1993.08.24 개정: 2024.12.18.

(e) 이 기준의 제정 또는 개정 전에 형식증명을 받은 사실이 있는 항공기와 동일한 형식(동일 계열에 속하는 형식을 포함한다)의 항공기 또는 감항증명을 받은 사실이 있는 항공기는 감항성 심사에 있어서 당해 형식증명 또는 감항증명을 위한 검사를 실시한 때에 적용한 기준 또는 방법에 의한다.

(f) 국제민간항공협약의 체약국에서 형식증명을 받은 사실이 있는 항공기와 동일한 형식(동일 계열에 속하는 형식을 포함한다)의 항공기 또는 감항증명을 받은 사실이 있는 항공기에 있어서는 당해 형식증명 또는 감항증명의 신청이 있을 때 유효한 기준 방법 또는 방법에 의한다. 그러나 국토교통부장관이 필요하다고 인정할 경우에는 당해 신청이 있은 후 유효한 기준 또는 방법에 의할 수 있다.

(g) 이 기준의 일부가 적용되지 않는 경우 또는 다른 방법으로 하는 것이 적당하다고 생각되는 경우에 항공기 검사관은 항행의 안전을 확보하기 위한 기술상의 기준에서 규정하는 범위 중 어떠한 것을 생략하거나 변경할 수도 있다. 이 경우에 있어서 항공기 검사관은 그 사유를 지체 없이 국토교통부장관에게 보고하여야 한다.

아래의 용어는 별도로 명시된 사항이 있는 경우를 제외하고, 각 감항분류별 항공기 기술기준에 적용된다.

비행기(Aeroplane)라 함은 엔진으로 구동되는 공기보다 무거운 고정익 항공기로써 날개에 대한 공기의 반작용에 의하여 비행 중 양력을 얻는다.

항공기(Aircraft)라 함은 지표면의 공기반력이 아닌 공기력에 의해 대기 중에 떠오르는 모든 장치를 말한다.

감항성이 있는(Airworthy)이란 항공기, 엔진, 프로펠러 또는 부품이 인가된 설계에 합치하고 안전한 운용 상태에 있음을 말한다.

예상되는 운용 조건(Anticipated operating conditions)이라 함은 경험으로 알게 된 상태 또는 해당 항공기가 제작 당시 운항이 가능하도록 만들어진 운항 조건을 고려할 때 항공기의 수명기간 내에 일어날 수 있는 것으로 예견될 수 있는 조건으로 대기의 기상상태, 지형의 형태, 항공기의 작동, 종사자의 능력 및 비행안전에 영향을 미치는 모든 요소들을 고려한 조건을 말한다. 예상되는 운용 조건에는 다음과 같은 사항은 포함되지 않는다.

(1) 운항절차에 따라서 효과적으로 피할 수 있는 극단 상황

(2) 아주 드물게 발생하는 극단적인 상태로써 적합한 국제표준(ICAO 표준)이 충족되도록 요구하는 것이 경험상 필요하고 실질적인 것으로 입증된 수준보다 높은 수준의 감항성을 부여하게 될 정도의 극단적인 경우

당해 감항성 요건(Appropriate airworthiness requirements)이라 함은 (인증등의) 대상이 되는 항공기, 엔진, 또는 프로펠러 등급에 대하여 국토교통부장관이 제정, 채택, 또는 인정한 포괄적이면서 구체적인 감항성 관련 규정을 말한다.

승인된(Approved)이란 특정인이 규정되어 있지 않는 한 국토교통부장관에 의해 승인됨을 의미한다.

카테고리 A(Category A)라 함은, 감항분류가 수송인 헬리콥터인 경우, Part 29에 따라 엔진과 시스템 격리 기능을 갖추고, 적절한 지정된 표면과 계속적인 안전한 비행 또는 안전한 이륙 단념을 위한 적절한 성능을 보장한다는 임계엔진 고장 개념에 따라 계획된 이륙과 착륙을 할 수 있도록 설계된 다발 엔진 헬리콥터를 말한다.

카테고리 B(Category B)라 함은 감항분류가 수송인 회전익항공기의 경우에 있어, 카테고리 A의 모든 기준을 충분히 충족하지 못하는 단발 또는 다발 회전익항공기를 말한다. 카테고리 B 회전익항공기는 엔진이 정지하는 경우의 체공능력을 보증하지 못하며 이에 따라 계획되지 않은 착륙을 할 수도 있다.

형상(Configuration)라 함은 항공기의 공기역학적 특성에 영향을 미치는 플랩, 스포일러, 착륙장치 기타 움직이는 부분 위치의 각종 조합을 말한다.

계속감항(Continuing Airworthiness)이란 항공기, 엔진, 프로펠러 또는 부품이 운용되는 수명기간 동안 적용되는 감항성 요구조건을 충족하고, 안전한 운용상태를 유지하기 위하여 적용하는 일련의 과정을 말한다.

임계엔진(Critical Engine)이란 어느 하나의 엔진이 고장난 경우 항공기의 성능 또는 조종특성에 가장 심각하게 영향을 미치는 엔진을 말한다.

주- 일부 항공기에는 하나 이상의 동일한 임계엔진이 있을 수 있으며, 이 경우 ‘임계엔진’은 이러한 임계엔진들 중 어느 하나를 의미한다.

설계착륙질량(Design landing mass)이라 함은 구조설계에 있어서 착륙할 때 계획된 예상 최대항공기 질량을 말한다.

설계이륙질량(Design takeoff mass)이라 함은 구조설계에 있어서 이륙 활주를 시작할 때 계획된 예상 최대항공기 질량을 말한다.

설계 지상활주 질량(Design taxiing mass)이라 함은 이륙출발 이전에 지상에서 항공기를 이용하는 동안 발생할 수 있는 하중을 감당할 수 있도록 구조적인 준비가 된 상태의 항공기 최대 질량을 말한다.

개별원인손상(Discrete source damage)이라 함은 조류충돌, 통제되지 않은 팬블레이드․ 엔진 및 고속회전 부품의 이탈 또는 이와 유사한 원인에 의한 비행기의 구조 손상을 말한다.

엔진(Engine)이란 항공기의 추진에 사용하거나 사용하고자 하는 장치를 말한다. 여기에는 엔진의 작동과 제어에 필요한 구성품(Component) 및 장비(Equipment)를 포함하지만, 프로펠러 및 로터는 제외한다.

안전계수(Factor of safety)라 함은 상용 운용상태에서 예상되는 하중보다 큰 하중이 발생할 가능성과 재료 및 설계상의 불확실성을 고려하여 사용하는 설계계수를 말한다.

최종접근 및 이륙 지역[Final approach and take-off area (FATO)]이라 함은 하버를 하기 위한 접근기동의 마지막 단계의 지역 또는 착륙이 완료되는 지역, 및 이륙이 시작되는 정해진 지역을 말한다. FATO는 Class A 회전익항공기에 사용되며, 이륙포기 가능 지역을 포함한다.

불연성(Fireproof)이라 함은 다음 각 호의 경우에 대하여 15분 동안 화염으로 인하여 발생하는 열을 견딜 수 있는 성능을 말한다.

(1) 지정방화구역 내에 화재를 가두기 위하여 사용하는 자재 및 부품의 경우에 있어서, 사용되는 목적에 따라 최소 강철과 같은 정도의 수준으로 화재로 인한 열을 견딜 수 있는 성질로서 해당 구역에 생긴 큰 화재가 상당 기간 지속되어도 이로 인하여 발생하는 열을 견딜 수 있어야 한다.

(2) 기타 자재 및 부품의 경우에 있어서, 사용되는 목적에 따라 최소 강철과 같은 정도의 수준으로 화재로 인한 열을 견딜 수 있는 성질을 말한다.

주- 인정할 수 있는 화염의 특성은 ISO 2685에서 찾을 수 있다.

내화성(Fire resistant)이라 함은 다음 각 호의 경우에 대하여 5분 동안 화염으로 인하여 발생하는 열을 견딜 수 있는 성능을 말한다.

(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.

주- 인정할 수 있는 화염의 특성은 ISO 2685에서 찾을 수 있다.

헬리콥터(Helicopter)라 함은 대체로 수직축에 장착된 하나 또는 그 이상의 동력구동 회전익에 의한 공기의 반작용에 의해 부양되는 공기보다 무거운 항공기를 말한다.

인적요소 원칙(Human factors principles)이라 함은 항공기 설계, 인증, 훈련, 운항, 및 정비 분야에 대하여 적용되는 원칙이며 사람의 능력을 적절하게 고려하여 사람과 다른 시스템 구성요소들 간의 안전한 상호작용을 모색하는 원칙을 말한다.

인적 업무수행 능력(Human performance)이라 함은 항공분야 운용상의 안전과 효율에 영향을 주는 인적 업무수행능력 및 한계를 말한다.

착륙 표면(Landing surface)이라 함은 특정 방향으로 착륙하는 항공기의 정상적인 지상활주 또는 수상 활주가 가능한 것으로 지정된 비행장의 표면 부분을 말한다.

제한하중(Limit loads)이라 함은 예상되는 운용조건에서 일어날 수 있는 최대의 하중을 말한다.

하중배수(Load factor)란 항공기의 전체 무게에 대한 특정 하중의 비를 의미한다. 특정 하중은 다음과 같다. 공기 역학적 힘, 관성력 또는 지상 또는 수상 반력

정비(Maintenance)라 함은 항공기의 지속감항성 확보를 위해 수행되는 검사, 분해검사, 수리, 보호, 부품의 교환 및 결함의 수정을 의미하며, 조종사가 수행할 수 있는 비행전 점검 및 예방 정비는 포함하지 않는다.

형식설계 책임기관(Organization responsible for the type design)이라 함은 체약국에서 발행한 항공기, 엔진 또는 프로펠러 형식에 관한 형식증명서 또는 이와 동등한 문서를 소지한 기관

동력장치(Powerplant)란 엔진, 구동계통 구성품, 프로펠러, 보기장치(Accessory), 보조부품(Ancillary Part), 그리고 항공기에 장착된 연료계통 및 오일계통 등으로 구성되는 하나의 시스템을 말한다. 다만, 헬리콥터의 로터는 포함하지 않는다.

압력 고도(Pressure altitude)라 함은 어떤 대기압을 표준 대기압에 상응하는 고도로 표현한 값을 말한다.

수리(Repair)라 함은 항공제품을 감항성 요구 조건에서 정의된 감항조건으로 복구하는 것을 말한다.

만족스러운 증거(Satisfactory evidence)이라 함은 감항성 요구조건에 합치함을 보여 주기에 충분하다고 감항당국이 인정하는 문서 또는 행위를 말한다.

표준대기(Standard atmosphere)라 함은 1962년 미국 표준 대기에 정의된 대기를 의미하며, 다음과 같은 상태의 대기를 말한다.

(1) 공기는 완전한 건조 가스임

(2) 물리상수는 다음과 같은 공기;

- 해면고도에서 평균 분자의 질량

M₀= 28.964420× 10⁳kg mol

- 해면고도에서 대기압

P₀= 1013.250 hPa

- 해면고도에서 온도

t₀=15℃

T₀=288.15K

- 해면고도에서 공기밀도

ρ₀=1.2250kg/m³

- 빙점 온도

Ti=273.15K

- 일반가스 상수

R＊=8.31432 JKmol

(3) 기온 변화도는 다음과 같다.;

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

설계국가(State of Design)라 함은 형식 설계에 책임이 있는 조직에 대한 관할권을 가지고 있는 국가를 말한다.

제작국가(State of Manufacture)라 함은 항공기, 엔진 또는 프로펠러의 최종 조립에 대한 책임이 있는 조직에 대한 관할권을 가지고 있는 국가를 말한다.

등록국가(State of Registry)라 함은 항공기가 등록된 국가를 말한다.

이륙 표면(Takeoff surface)이라 함은 특정 방향으로 이륙하는 항공기의 정상적인 지상활주 또는 수상 활주가 가능한 것으로 지정된 비행장의 표면 부분을 말한다.

형식증명서(Type certificate)라 함은 항공기, 엔진 또는 프로펠러의 설계가 정의되고 이 설계가 당해 감항성 요건에 적합하다고 인증 받아 항공당국이 발행하는 문서를 말한다.

주- 일부 국가에서는 엔진 또는 프로펠러에 대하여 형식증명서와 동등한 문서를 발행할 수 있다.

형식설계(Type Design)라 함은 감항성을 결정하기 위한 목적으로 항공기, 엔진 또는 프로펠러의 형식을 정의하는데 필요한 자료와 정보의 세트를 말한다.

극한하중(Ultimate load)이라 함은 적절한 안전계수를 곱한 한계 하중을 말한다.

자이로다인(Gyrodyne)이라 함은 수직축으로 회전하는 1개 이상의 엔진으로 구동하는 회전익에서 양력을 얻고, 추진력은 프로펠러에서 얻는 공기보다 무거운 항공기를 말한다.

자이로플레인(Gyroplane)이라 함은 시동 시는 엔진 구동으로, 비행 시에는 공기력의 작용으로 회전하는 1개 이상의 회전익에서 양력을 얻고, 추진력은 프로펠러에서 얻는 회전익항공기를 말한다.

활공기(Glider)라 함은 주로 엔진을 사용하지 않고 자유 비행을 하며 날개에 작용하는 공기력의 동적 반작용을 이용하여 비행이 유지되는 공기보다 무거운 항공기를 의미한다.

비행선(Airship)이라 함은 엔진으로 구동하며 공기보다 가벼운 항공기로서 방향 조종이 가능한 것을 말한다.

회전익항공기(Rotorcraft)라 함은 하나 이상의 로터가 발생하는 양력에 주로 의지하여 비행하는 공기보다 무거운 항공기를 의미한다.

자동회전(Autorotation)이란 회전익항공기가 비행 중에 양력을 발생하는 로터가 엔진의 동력을 받지 않고 전적으로 공기의 작용에 의하여 구동되는 회전익항공기의 작동상태를 의미한다.

하버링(Hovering)이라 함은 회전익항공기가 대기속도 영의 제자리 비행 상태를 말한다.

지상공진이라 함은 회전익항공기가 지면과 접촉된 상태에서 발생하는 역학적 불안정진동을 말한다.

역학적불안정진동이라 함은 회전익항공기가 지상 또는 공중에 있을 때 회전익과 기체구조부분의 상호작용으로 생기는 불안정한 공진상태를 말한다.

설계단위질량(Design unit mass)이라 함은 구조설계에 있어 사용하는 단위질량으로 활공기의 경우를 제외하고는 다음과 같다.

(1) 연료 0.72kg/l (6 lb/gal) 다만, 개소린 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)

무연료중량(Zero fuel weight)이라 함은 연료 및 윤활유를 전혀 적재하지 않은 항공기의 설계최대중량을 말한다.

지시대기속도(Indicated airspeed)라 함은 해면 고도에서 표준 대기 단열 압축류를 보정하고 대기속도 계통의 오차는 보정하지 않은 피토 정압식 대기속도계가 지시하는 항공기의 속도를 말한다.

교정대기속도(Calibrated airspeed)라 함은 항공기의 지시대기속도를 위치오차 및 계기오차로서 보정한 속도를 말한다. 수정대기속도는 해면고도에서 표준 대기 상태의 진대기속도와 동일하다.

등가대기속도(Equivalent airspeed)라 함은 항공기의 교정대기속도를 특정 고도에서의 단열 압축류에 대하여 보정한 속도를 말한다. 등가대기속도는 해면 고도에서 표준 대기상태의 교정대기속도와 동일하다.

진대기속도(True airspeed)라 함은 잔잔한 공기에 상대적인 항공기의 대기속도를 말한다. 진대기속도는 등가대기속도에 (ρ0/ρ) 1/2를 곱한 것과 같다.

VA 는 설계 기동 속도(design maneuvering speed)를 의미한다.

VB 는 최대 돌풍 강도에서의 설계 속도(design speed for maximum gust intensity)를 의미한다.

VBS라 함은 활공기에 있어서 에어브레이크 또는 스포일러를 조각하는 최대속도를 말한다.

VC 는 설계 순항속도(design cruising speed)를 의미한다.

VD 는 설계 강하속도(design diving speed)를 의미한다.

VDF/MDF 는 실증된 비행 강하속도(demonstrated flight diving speed)를 의미한다.

VEF 는 이륙중 임계 엔진이 부작동되었 때를 가정했을 때의 속도를 의미한다.

VF 는 설계 플랩 속도(design flap speed)를 의미한다.

VH 는 최대 연속 출력에서의 최대 수평비행 속도를 의미한다.

VFC/MFC는 안정성 특성에 대한 최대 속도를 의미한다.

VMO/MMO는 최대 운용 제한속도를 의미한다.

VLE 는 최대 착륙장치 전개 속도를 의미한다.

VLO 는 최대 착륙장치 작동 속도를 의미한다.

VLOF 는 항공기가 양력을 받아 활주로 면에서 뜨는 속도(lift-off speed)를 의미한다.

VMC 는 임계엔진 부작동 시의 최소 조종 속도를 의미한다.

VMU 는 최소 이륙속도를 의미한다.

VNE 는 초과금지 속도를 의미한다.

VNO 는 최대 구조적 순항 속도를 의미한다.

VR 는 회전속도를 의미한다.

VS 는 항공기가 조종 가능한 상태에서의 실속속도 또는 최소 정상 비행속도를 의미한다.

VSF라 함은 설계착륙중량에 있어서 풀랩을 한칸 아래로 내렸을 경우 계산된 실속속도를 말한다.

VSO라 함은 풀랩을 착륙위치로 했을 경우의 실속속도(최소정상비행속도)를 말한다.

VSI라 함은 정해진 형태에 있어서 실속속도(최소정상비행속도)를 말한다.

VT라 함은 설계비행기 예항속도를 말한다.

VW라 함은 설계윈치 예항속도(윈치 또는 자동차로 예항하는 속도)를 말한다.

VX라 함은 최량 상승각에 대응하는 속도를 말한다.

VY라 함은 최량 상승율에 대응하는 속도를 말한다.

V1이라 함은 이륙결정속도를 말한다.

V2라 함은 안전이륙속도를 말한다.

M이라 함은 마하수(진대기속도의 음속에 대한 비)를 말한다.

제한하중배수라 함은 제한중량에 대응하는 하중배수를 말한다.

극한하중배수라 함은 극한하중에 대응하는 하중배수를 말한다.

시험조작에 의한 세로 흔들림 운동이라 함은 제한운동하중배수를 넘지 않는 범위 내에서 조종간이나 조종륜을 전방 또는 후방으로 급격히 조작하고 다음 반대방향으로 급격히 조작할 경우에 항공기의 세로 흔들림 운동을 말한다.

설계주익면적이라 함은 익현을 포함하는 면 위에 있어서 주익윤곽(올린위치에 있는 플랩 및 보조익을 포함하는 필렛이나 훼어링은 제외한다)에 포함되는 면적을 말한다. 그 외형선은 낫셀 및 동체를 통하여 합리적 방법에 의하여 대칭면까지 연장하는 것으로 한다.

미익균형하중이라 함은 세로 흔들림 각 가속도가 영이 되도록 항공기를 균형잡는데 필요한 미익하중을 말한다.

결합부품이라 함은 하나의 구조부재를 다른 부재에 결합하는 끝부분에 쓰이는 부품을 말한다.

축출력이라 함은 엔진의 프로펠러축에 공급하는 출력을 말한다.

왕복엔진의 이륙출력이라 함은 해면상 표준상태에서 이륙시에 항상 사용 가능한 크랭크축 최대회전속도 및 최대흡기압력에서 얻어지는 축출력으로 연속사용이 엔진 규격서에 기재된 시간에 제한받는 것을 말한다.

정격 30분 OEI 출력(Rated 30-minute OEI power)이라 함은 터빈 회전익항공기에 있어, 엔진이 Part 33의 규정에 따른 운용한계 내에 있을 때 지정된 고도 및 온도에서 정적 조건으로 결정되고 승인을 받은 제동마력을 말하는 것으로서 다발 회전익항공기의 한 개 엔진이 정지한 후에 30분 이내로 사용이 제한된다.

정격 2-1/2분 OEI 출력(Rated 2 1/2-minute OEI power)이라 함은 터빈 회전익항공기에 있어서, 엔진이 Part 33의 규정에 따른 운용한계 내에 있을 때 지정된 고도 및 온도에서 정적 조건으로 결정되고 승인을 받은 제동마력을 말하는 것으로서 다발 회전익항공기의 한 개 엔진이 정지한 후에 2-1/2분 이내로 사용이 제한된다.

임계고도(Critical altitude)라 함은 표준 대기상태에서의 규정된 일정한 회전 속도에서 규정된 출력 또는 규정된 다기관 압력을 유지할 수 있는 최대 고도를 말한다. 별도로 명시된 사항이 없는 한, 임계고도는 최대연속회전속도에서 다음 중 하나를 유지할 수 있는 최대 고도이다.

(1) 정격출력이 해면 고도 및 정격고도에서와 동일하게 되는 엔진의 경우에는 연속최대출력

(2) 일정한 다기관 압력에 의하여 연속최대출력이 조절되는 엔진의 경우에는 최대연속정격다기관압력

프로펠러(Propeller)라 함은 항공기에 장착된 엔진의 구동축에 장착되어 회전 시 회전면에 수직인 방향으로 공기의 반작용으로 추진력을 발생시키는 장치를 의미한다. 이것은 일반적으로 제작사가 제공한 조종 부품은 포함하나, 주로터 및 보조로터, 또는 엔진의 회전하는 에어포일(rotating airfoils of engines)은 포함하지 않는다.

보충산소공급장치(Supplemental oxygen equipment)라 함은 기내산소압력이 부족한 고도에서 산소의 결핍방지에 필요한 보충산소를 공급할 수 있도록 설계한 장치를 말한다.

호흡보호장치(Protective breathing equipment)라 함은 비상시에 항공기 내에 존재하는 유해가스의 흡입을 막을 수 있도록 설계한 장치를 말한다.

기체(airframe)라 함은 동체, 붐, 나셀, 카울링, 페어링, 에어포일 면(로터를 포함하며 프로펠러와 엔진의 회전하는 에어포일은 제외함) 및 항공기의 착륙장치와 그 보기류 및 조종 장치를 의미한다.

공항(airport)이라 함은 항공기의 이착륙에 사용되거나 사용코자하는, 해당되는 경우 건물과 시설등을 포함하는 육지 또는 수면 영역을 의미한다.

고도 엔진(altitude engine)은 해면고도에서부터 지정된 고고도까지 일정한 정격이륙출력을 발생하는 항공기용 왕복엔진을 말한다.

기구(balloon)란 엔진에 의해 구동되지 않고 가스의 부양력 또는 탑재된 가열기의 사용을 통하여 비행을 유지하는 공기보다 가벼운 항공기를 의미한다.

제동마력(Brake horsepower)이라 함은 항공기 엔진의 프로펠러 축(주 구동축 또는 주 출력축)에서 전달되는 출력을 말한다.

민간용 항공기(Civil aircraft)란 군·경찰·세관용 항공기를 제외한 항공기를 의미한다.

승무원(Crewmember)이란 비행중 항공기 내에서 임무를 수행토록 지정된 자를 의미한다.

기외하중물(External loads)이라 함은 항공기 기내가 아닌 동체의 외부에 적재하여 운송하는 하중물을 말한다.

기외하중물 장착수단(External-load attaching means)이라 함은 기외하중물 적재함, 장착 지점의 보조 구조물 및 기외 하중물을 투하할 수 있는 긴급장탈 장치를 포함하여 항공기에 기외하중물을 부착하기 위하여 사용하는 구조적 구성품을 말한다.

최종이륙속도(Final takeoff speed)라 함은 한 개 엔진이 부작동하는 상태에서 이륙 경로의 마지막 단계에서 순항 자세가 될 때의 비행기 속도를 말한다.

내염성(Flame resistant)이란 점화원이 제거된 이후 안전 한계를 초과하는 범위까지 화염이 진행되지 않는 연소 성질을 의미한다.

가연성(Flammable)이란 유체 또는 가스의 경우 쉽게 점화되거나 또는 폭발하기 쉬운 성질을 의미한다.

플랩 내린 속도(Flap extended speed)란 날개의 플랩을 규정된 펼침 위치로 유지할 수 있는 최대 속도를 의미한다.

내연성(Flash resistant)이란 점화되었을 때 맹렬하게 연소되지 않는 성질을 의미한다.

운항승무원(Flightcrew member)이란 비행 시간중 항공기에서 임무를 부여받은 조종사, 운항 엔지니어 또는 운항 항법사를 의미한다.

비행 고도(Flight level)란 수은주 압력 기준 29.92 inHg와 관련된 일정한 대기 압력고도를 의미한다. 이는 세자리 수로 표시하는데 첫 자리는 100 ft를 의미한다. 예를 들면 비행고도 250은 기압 고도 25,000 ft를 나타내며 비행고도 255는 기압고도 25,500 ft를 나타낸다.

비행 시간(Flight time)은 다음을 의미한다.

(1) 항공기가 비행을 목적으로 자체 출력에 의해 움직이기 시작한 때를 시작으로 하고 착륙 후 항공기가 멈춘 때까지의 조종 시간.

(2) 자체 착륙능력이 없는 활공기의 경우, 활공기가 비행을 목적으로 견인된 때를 시작으로 착륙 후 활공기가 멈춘 때까지의 조종 시간.

전방날개(Forward wing)란 카나드 형태(canard configuration) 또는 직렬형 날개(tandem-wing) 형태 비행기의 앞쪽의 양력 면을 의미함. 날개는 고정식, 움직일 수 있는 방식 또는 가변식 형상이거나 조종면의 유무와는 무관하다.

고-어라운드 출력 또는 추력 설정치(Go-around power or thrust setting)란 성능 자료에 정의된 최대 허용 비행 출력 또는 추력 설정치를 의미한다.

헬리포트(Heliport)란 헬리콥터의 이착륙에 사용되거나 사용코자하는 육상, 수상 또는 건물 지역을 의미한다.

공회전 추력(Idle thrust)이란 엔진 출력조절장치를 최소 추력 위치에 두었을 때 얻어지는 제트 추력을 의미한다.

계기비행 규칙 조건(IFR conditions)이란 시계비행 규칙에 따른 비행의 최소 조건 이하의 기상 조건을 의미한다.

계기(Instrument)라 함은 항공기 또는 항공기 부품의 자세, 고도, 작동을 시각적 또는 음성적으로 나타내기 위한 내부의 메카니즘을 사용하는 장치를 말한다. 비행 중 항공기를 자동 조종하기 위한 전기 장치를 포함한다.

착륙장치 내림속도(Landing gear extended speed)란 항공기가 착륙장치를 펼친 상태로 안전하게 비행할 수 있는 최대 속도를 의미한다.

착륙장치 작동속도(Landing gear operating speed)란 착륙장치를 안전하게 펼치거나 접을 수 있는 최대 속도를 의미한다.

대형항공기(Large aircraft)라 함은 최대인가 이륙중량이 5,700kg(12,500 lbs)를 초과하는 항공기를 말한다.

공기보다 가벼운 항공기(Lighter-than-air aircraft)란 공기보다 가벼운 기체를 채움으로서 상승 유지가 가능한 항공기를 의미한다.

공기보다 무거운 항공기(heavier-than-air aircraft) 란 공기 역학적인 힘으로부터 양력을 주로 얻는 항공기를 의미한다.

마하수(Mach number)라 함은 음속 대 진대기속도와의 비율을 의미한다.

주 로터(Main rotor)라 함은 회전익기의 주 양력을 발생시키는 로터를 의미한다.

대개조(Major alteration)라 함은 항공기, 항공기용 엔진 또는 프로펠러에 대해서 다음에 열거된 영향을 미치지 않는 개조를 의미한다.

(1) 중량, 평형, 구조적 강도, 성능, 동력장치의 작동, 비행특성 또는 기타 강항성에 영향을 미치는 특성 등에 상당한 영향을 미침.

(2) 일반적인 관례에 따라 수행될 수 없거나, 기본적인 운용에 의하여 수행될 수 없음.

대검사 프로그램(Major repair)라 함은 다음과 같은 검사 프로그램을 의미한다. :

(1) 부적당하게 수행될 경우, 중량, 평형, 구조적 강도, 성능, 동력장치의 작동, 비행특성 또는 기타 감항성에 영향을 미치는 특성 등에 상당한 영향을 미침

(2) 일반적인 관례에 따라 수행될 수 없거나, 기본적인 운용에 의하여 수행될 수 없음.

흡기관 압력(Manifold pressure)이라 함은 흡기계통의 적절한 위치에서 측정되는 절대 압력으로서 대개 수은주 inch로 표시한다.

안정성 최대속도(Maximum speed for stability characteristics), VFC/MFC라 함은 최대운항제한속도(VMO/MMO)와 실증된 비행강하속도(VDF/MDF)의 중간 속도보다 작지 않은 속도를 말한다. 마하수가 제한배수인 고도에 있어서 효율적인 속도 경보가 발생하는 마하수를 초과할 필요가 없는 MFC는 예외이다.

최소 하강 고도(Minimum descent altitude)라 함은 계기접근 장치가 작동하지 않는 상태에서 표준 접근 절차를 위한 선회기동 중 또는 최종 접근이 인가된 하강 시 피트단위의 해발고도로 표현되는 가장 낮은 고도를 의미한다.

경미한 개조(Minor alteration)라 함은 대개조가 아닌 개조를 의미한다.

경미한 검사 프로그램(Minor repair)라 함은 대검사 프로그램이 아닌 검사 프로그램을 의미한다.

낙하산(Parachute)이라 함은 공기를 통해서 물체의 낙하 속도를 감소시키는데 사용되는 장치를 의미한다.

피치세팅(Pitch setting)이라 함은 프로펠러 교범에서 규정된 방법에 따라 일정한 반경에서 측정된 블레이드 각에 의하여 결정된 바에 따라 프로펠러 블레이드를 세팅하는 것을 말한다.

수직추력 이착륙기(Powered-lift)라 함은 공기보다 무거운 항공기로서 수직 이착륙이 가능하고 저속비행 시에는 비행시간 동안 양력을 주로 엔진구동 양력장치 또는 엔진 추력에 의존하고 수평비행시 양력을 회전하는 에어포일이 아닌(nonrotating airfoil, 회전익항공기) 장치에 의존하여 비행이 가능한 항공기를 의미한다.

예방정비(Preventive maintenance)라 함은 복잡한 조립을 필요로 하지 않는 소형 표준 부품의 교환과 단순 또는 경미한 예방 작업을 의미한다.

정격 30초 OEI 출력(Rated 30-second OEI power)이라 함은 터빈 회전익항공기에 있어, 다발 회전익항공기의 한 개 엔진이 정지한 후에도 한 번의 비행을 계속하기 위하여 Part 33의 적용을 받은 엔진의 운용한계 내에 있는 특정고도 및 온도의 정적 조건에서 결정되고 승인을 받은 제동마력을 말한다. 어느 한 비행에서 매번 30초 내에 3 주기까지의 사용으로 제한되며 이후에는 반드시 검사를 하고 규정된 정비조치를 하여야 한다.

정격 2분 OEI 출력(Rated 2-minute OEI power)이라 함은 터빈 회전익항공기에 있어, 다발 회전익항공기의 한 개 엔진이 정지한 후에도 한번의 비행을 계속하기 위하여 Part 33의 적용을 받은 엔진의 운용한계 내에 있는 특정고도 및 온도의 정적 조건에서 결정되고 승인을 받은 제동마력을 말한다. 어느 한 비행에서 매번 2분 내에 3 주기까지의 사용으로 제한되며 이후에는 반드시 검사를 하고 규정된 정비조치를 하여야 한다.

정격 연속 OEI 출력(Rated continuous OEI power)이라 함은 터빈 회전익항공기에 있어, Part 33의 적용을 받은 엔진의 운용한계 내에 있는 특정고도 및 온도의 정적 조건에서 결정되고 승인을 받은 제동마력을 말하는 것으로 다발 회전익항공기의 한 개 엔진이 정지한 후에도 비행을 완료하기 위하여 필요한 시간까지로 사용이 제한된다.

정격최대연속증가추력(Rated maximum continuous augmented thrust)이라 함은 터보제트 엔진의 형식증명에 있어, 지정된 고도의 표준 대기조건에서 Part 33에 따라 규정된 엔진 운용한계 내에서 분리된 연소실에서 유체가 분사되고 있거나 또는 연료가 연소하고 있는 상태의 정적 조건 또는 비행 조건하에서 결정되고 승인을 받은 제트 추력을 말하는 것으로 사용 상 제한주기가 없는 것으로 승인을 받는다.

정격최대연속출력(Rated maximum continuous power)이라 함은 왕복엔진, 터보프롭엔진 및 터보샤프트 엔진에 있어, 지정된 고도의 표준 대기조건에서 Part 33에 따라 규정된 엔진 운용한계 내에서 정적 조건 또는 비행 조건하에서 결정되고 승인을 받은 제동마력을 말하는 것으로 사용 상 제한주기가 없는 것으로 승인을 받는다.

정격최대연속추력(Rated maximum continuous thrust)이라 함은 터보제트 엔진의 형식증명에 있어, 지정된 고도의 표준 대기조건에서 Part 33에 따라 규정된 엔진 운용한계 내에서 분리된 연소실에서 유체 분사나 연료 연소가 없는 상태의 정적 조건 또는 비행 조건하에서 결정되고 승인을 받은 제트 추력을 말하는 것으로 사용 상 제한주기가 없는 것으로 승인을 받는다.

정격이륙증가추력(Rated takeoff augmented thrust)이라 함은 터보제트 엔진의 형식증명에 있어서, 표준 해면고도 조건에서 Part 33에 따라 규정된 엔진 운용한계 내에서 분리된 연소실에서 유체가 분사되고 있거나 또는 연료가 연소하고 있는 상태의 정적 조건 하에서 결정되고 승인을 받은 제트 추력을 말하는 것으로 이륙 운항 시 5분 이내의 주기로 사용이 제한된다.

정격이륙출력(Rated takeoff power)이라 함은 왕복엔진, 터보프롭 엔진 및 터보샤프트 엔진의 형식증명에 있어, 표준 해면고도 조건에서 Part 33에 따라 규정된 엔진 운용한계 내에서 정적 조건 하에서 결정되고 승인을 받은 제동마력을 말하는 것으로 이륙 운항 시 5분 이내의 주기로 사용이 제한된다.

정격이륙추력(Rated takeoff thrust)이라 함은 터보제트 엔진의 형식증명에 있어, 표준 해면고도 조건에서 Part 33에 따라 규정된 엔진 운용한계 내에서 분리된 연소실에서 유체 분사나 연료 연소가 없는 상태의 정적 조건 하에서 결정되고 승인을 받은 제트 추력을 말하는 것으로 이륙 운항 시 5분 이내의 주기로 사용이 제한된다.

기준착륙속도(Reference landing speed)라 함은 50ft 높이의 지점에서 규정된 착륙자세로 강하하는 비행기 속도를 말하는 것으로서 착륙거리의 결정에 관한 속도이다.

회전익항공기-하중물 조합(Rotorcraft-load combination)이라 함은 회전익항공기와 기외하중물 장착장치를 포함한 기외하중물의 조합을 말한다. 회전익항공기-하중물 조합은 Class A, Class B, Class C 및 Class D로 구분한다.

(1) Class A 회전익항공기-하중물 조합은 기외 하중물을 자유롭게 움직일 수 없으며 투하할 수도 없고 착륙장치 밑으로 펼쳐 내릴 수도 없는 것을 말한다.

(2) Class B 회전익항공기-하중물 조합은 기외 하중물을 떼어내 버릴 수 있으며 회전익항공기의 운항 중에 육상이나 수상에서 자유롭게 떠오를 수 있는 것을 말한다.

(3) Class C 회전익항공기-하중물 조합은 기외 하중물을 떼어내 버릴 수 있으며 회전익항공기 운항 중에 육상이나 수상과 접촉된 상태를 유지할 수 있는 것을 말한다.

(4) Class D 회전익항공기-하중abf 조합은 기외 화물이 Class A, B 또는 C 이외의 경우로서 국토교통부장관으로부터 특별히 운항 승인을 받아야 하는 것을 말한다.

해면고도 엔진(Sea level engine)이라 함은 해면 고도에서만 정해진 정격이륙출력을 낼 수 있는 왕복엔진을 말한다.

소형 항공기(Small aircraft)라 함은 최대 인가 이륙중량이 5700 kg(12,500 lbs) 이하인 항공기를 말한다.

이륙 출력(Takeoff power):

(1) 왕복엔진에 있어서, 표준해면고도 조건 및 정상 이륙의 경우로 승인을 받은 크랭크샤프트 회전속도와 엔진 다기관 압력이 최대인 조건 하에서 결정된 제동마력을 말한다. 승인을 받은 엔진 사양에서 명시된 시간까지 계속 사용하는 것으로 제한된다.

(2) 터빈 엔진에 있어서, 지정된 고도와 대기 온도에서의 정적 조건 및 정상 이륙의 경우로 승인을 받은 로터 축 회전속도와 가스 온도가 최대인 상태 하에서 결정된 제동마력을 말한다. 승인을 받은 엔진 사양에서 명시된 시간까지 계속 사용하는 것으로 제한된다.

안전이륙속도(Takeoff safety speed)라 함은 항공기가 부양한 후에 한 개 엔진 부작동 시 요구되는 상승 성능을 얻을 수 있는 기준대기속도를 말한다.

안전이륙속도(Takeoff safety speed)라 함은 항공기 이륙 부양 후에 얻어지는 기준 대기속도(referenced airspeed)로써 이때에 요구되는 한 개 엔진 부작동 상승 성능이 얻어 질 수 있다.

이륙추력(Takeoff thrust)이라 함은 터빈 엔진에 있어서, 지정된 고도와 대기 온도에서의 정적 조건 및 정상 이륙의 경우로 승인을 받은 로터 축 회전속도와 가스 온도가 최대인 조건 하에서 결정된 제트 추력을 말한다. 승인을 받은 엔진 사양에서 명시된 시간까지 연속 사용이 제한된다.

탠덤 날개 형상(Tandem wing configuration)이라 함은 앞뒤 일렬로 장착된, 유사한 스팬(span)을 가지는 2개의 날개 형상을 의미한다.

윙렛 또는 팁핀(Winglet or tip fin)은 양력 면으로부터 연장된 바깥쪽 면을 말하며 이 면은 조종면을 가지거나 가지지 않을 수 있다.

모든 시스템 소프트웨어 본 기술기준에서 요구하는 안전수준에 적합하고, 계통 내에서 의도하는 기능으로 작동되도록 설계되고, 검증되어야 한다. 소프트웨어의 설계 및 시험은 RTCA/ DO-178 또는 EUROCAE ED12에 따른다.

(a) 비행승무원에 의해 안전하고, 효과적으로 조종될 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 비행승무원의 기술과 생리적인 변수를 포함한 예상되는 비행승무원의 기량으로 운용할 수 있도록 설계할 것

(2) 고장 및 윈드쉐어 등으로 인한 성능저하를 포함 여러 가지 예상되는 운항상태를 고려할 것

다음의 인간공학적 요소들을 고려하여 설계하여야 한다.

(a) 부주의한 오작동을 방지하고, 사용이 편리하여야 한다.

(b) 접근성의 용이하여야 한다.

(c) 작업환경을 고려하여야 한다.

(d) 표준화 및 공용화되어야 한다.

(e) 정비가 용이하여야 한다.

비행승무원의 조종환경을 고려하여 설계하여야 한다.

(a) 산소의 농도, 온도, 습도, 소음 및 진동 같은 항공의학적 요소에 의한 영향

(b) 정상비행중의 체력의 영향

(c) 고도도 운항에 대한 영향

(d) 육체적 안락성

(a) 제품에 적용된 기술기준에 적합함을 입증하고, 형상 정의에 필요한 도면, 사양서 및 도면, 사양서의 목록

(b) 적용된 기술기준에 적합함을 입증한 분석 및 시험 보고서

(c) 항공기, 엔진 또는 프로펠러의 제작에 사용된 정보, 재료 및 공정서

(d) 표준최소장비목(MMEL)과 외형변경목록(CDL)을 포함한 비행교범 또는 그와 동등한 문서(해당될 경우)

(e) 승인된 정비검토위원회보고서(MRBR), 정비프로그램 또는 제작자가 권고하고 국토교통부장관이 인정한 계획정비와 세부 절차가 기술된 정비교범

(f) 유사성 확인방식으로 동일 형식의 후속 제품에 대한 감항성과 소음특성(적용될 경우)을 판정하는데 필요한 자료

(a) 항공기, 엔진 및 프로펠러에 승인된 타국의 기술기준과 우리나라 기술기준의 차이점을 허용하는 설계국가에서 발행한 기술서

(b) 설계국가에서 발행한 항공기, 엔진, 프로펠러 등에 대한 형식증명/설계승인 또는 이와 동등한 문서

(c) 감항성개선지시 또는 이와 동등한 모든 문서와 목록

「항공안전법 시행규칙」 제107조제1항제8호에서 정한 비상위치지시용 무선표지설비(ELT)의 기술기준은 부록 A에서 정한다.

부록 A. 비상위치지시용 무선표지설비(ELT) 기술기준 (별첨 참조)

「항공안전법 시행규칙」 제109조제1항제1호에서 규정한 국제민간항공협약 부속서10에 의한 공중충돌 경고 장치(ACAS)의 기술기준은 부록 B에서 정한다.

부록 B. 공중충돌경고 장치(ACAS)의 기술기준 (별첨 참조)

[압축 안 파일: 01-1 항공기기술기준 Part 1 부록A ELT 기술기준.hwp]

항공기기술기준 KAS Part 1 부록A, ELT<별첨>

항공기기술기준 KAS Part 1 부록A, ELT

Part 1, 부록A

수색 및 구조를 위한 비상위치지시용 무선표지설비

(Emergency Locator Transmitter)에 대한 기술기준

「항공안전법」 제51조 및 같은 법 시행규칙 제107조제1항제8호에 따른 비상위치 지시용 무선표지설비(Emergency Locator Transmitter)의 기술기준은 다음과 같다.

주- 2000.1.1부터 121.5 MHz로 작동되는 ELT는 본 부록 2.1.8에 규정된 향상된 기술적 특성을 갖추어야 한다.

a) ELT 식별부호(15개의 16진법문자로 영문자숫자 코드 형식으로 표시)

b) ELT 제작사, 모델 및 가능하다면 제작사 일련번호

c) COSPAS-SARSAT 형식 승인 번호

제정: 1993.8.24 1A - 개정: 2017.06.02d) 소유자 및 운영자 이름, 주소(우편 및 이메일) 및 비상 전화 번호

제정: 1993.8.24 1A - 개정: 2017.06.02

제정: 1993.8.24 1A - 개정: 2017.06.02e) 소유자 또는 운영자를 알고 있는 또 다른 비상연락처(2명, 가능하다면)의 이름, 주소(우편 및 이메일) 및 전화 번호

제정: 1993.8.24 1A - 개정: 2017.06.02

f) 항공기 제작자 및 형식; 및

g) 항공기 색상

주1- ELT 등록담당기관은 다양한 코딩 프로토콜을 이용할 수 있다. 채택한 프로토콜에 따라서 담당 기관은 자신의 재량권 하에, 추가적인 식별 정보로써 다음 중 하나가 등록되도록 포함시킬 수 있다.

a) 항공기 운영사의 명칭과 운영자 일련 번호 또는

b) 24 비트 항공기 주소 또는

c) 항공기 국적 및 등록 부호

항공기 운영사의 명칭은 ELT 등록담당 기관을 경유하여 ICAO에 의하여 할당되며, 운영자 일련번호는 0001에서 4096 블록 사이의 번호로 부여된다.

주2- ELT 등록기관의 재량권하에, 적합한 제도에 따라서 최종 등록 일자, 밧데리 사용시한 및 항공기 내 ELT 위치(예를 들어, “기본 ELT", 또는 ”구명정 No.1)와 같은 기타 관련 정보를 포함시킬 수도 있다.

2 수색과 구조를 위한 ELT의 121.5MHz 주파수의 사양

주1- 121.5 MHz ELT의 기술 특성과 작동 성능에 대한 정보는 RTCA Doc.DO-183 및 EUROCAE Doc. ED.62에 수록되어 있다.

주2- 121.5 MHz로 작동되는 ELT의 기술 특성은 ITU-R Recommendation M.690-1에 수록되어 있다. ELT에 대한 ITU의 명칭은 비상위치-지시 무선 비콘(EPIRB: Emergency Position-Indicating Radio Beacon)이다

주- 일부 ELT는 A3X 발사 형식에 추가로 선택적인 음성 능력(A3E)을 함께 갖추고 있다.

주1- 406 MHz ELT의 기술 특성에 대한 정보는 ITU-RM.633에 수록되어 있다.

주2- 406 MHz ELT의 기술 특성과 작동 성능에 대한 정보는 RTCA Doc. DO-204 및 EUROCAE Doc. ED.62에 수록되어 있다.

주- COSPAS-SARSAT 406 MHz 채널 할당 계획은 COSCAP-SARSAT Doc. C/S T.012에 수록되어 있다.

첨부 1

주-비콘 코딩에 관한 세부 설명은 Specification for COSPAS-SARSAT 406 MHz Distress Beacons (C/S T.001)에 수록되어 있다. 아래의 기술 기준은 항공용으로 사용되는 ELT에 대하여 기준을 정하는 것이다.

a) 항공기 운용기관의 명칭 및 일련번호

b) 24-비트 항공기 주소

c) 항공기 국적 및 등록 부호

주- ELT 신호의 송신 특성은 COSPAS-SARSAT Type Approval Standard (C/S T.007)를 사용한 표시(mark)로 확인 가능하다.

주- 국가 코드는 ITU(International Telecommunication Union: 국제장거리통신연합) List of Call Signs and Numerical Identities의 Volume I, Part I의 표4에 있는 ITU 국가 코드에 근거한다.

- “000”은 비트 44-63에서 부호화된 ELT 일련번호(2진수 표기법)를 표시함.

- “011”은 비트 44~61와 62~73로 각각 부호화된 항공기 운영자(표5-1에서 보여주는 바와 같이 변경된 Baudot 코드를 사용하여 부호화된 3자) 및 일련번호(2진수 표기법)를 표시함.

- “011”은 비트 44~67로 부호화된 24 비트 항공기 주소를 나타내고 같은 항공기에서 비트 68~73으로 부호화된 추가적인 각 ELT 번호(2진수 표기법)를 표시함.

주- 등록담당기관은 우리나라 국가 코드로 코드화된 각 비콘이 고유하게 코드화되고 데이터 베이스에 등록되도록 하여야 한다. 일련번호로 코드화된 비콘의 고유한 코딩 방법은 COSPAS-SARSAT 형식승인서번호를 포함함으로써 쉽게 이루어질 수 있으며 이 승인서번호는 ELT 메시지의 부분으로 각 승인된 ELT 모델별로 COSPAS-SARSAT에 의하여 할당된 고유한 번호이다.

표 5-1. Modified Baudot Code

Letter | Code MSB LSB | Figure | Code MSB LSB

A | 111000 | (-)* | 011000

B | 110011 | |

C | 101110 | |

D | 110010 | |

E | 110000 | |

F | 110110 | 3 | 010000

G | 101011 | |

H | 100101 | |

I | 101100 | |

J | 111010 | 8 | 001100

K | 111110 | |

L | 101001 | |

M | 100111 | |

N | 100110 | |

O | 100011 | 9 | 000011

P | 101101 | 0 | 001101

Q | 111101 | 1 | 011101

R | 101010 | 4 | 001010

S | 110100 | |

T | 100001 | 5 | 000001

U | 111100 | 7 | 011100

V | 101111 | |

W | 111001 | 2 | 011001

X | 110111 | / | 010111

Y | 110101 | 6 | 010101

Z | 110001 | |

()** | 100100 | |

MSB = most significant bit

LSB = least significant bit

* = hypen

** = space

EXAMPLES OF CODING

ELT serial number

25 | | 27 36 | 37 | 40 | 44 63 | 64 73 | 74 83 | 85

F | 1 | COUNTRY | 0 | 1 | 1 | T | T | T | C | SERIAL NUMBER DATA (20 BITS) | SEE NOTE 1 | SEE NOTE 2 | A | A

Aircraft address

25 | | 27 36 | 37 | 40 | 44 67 | 68 73 | 74 83 | 85

F | 1 | COUNTRY | 0 | 1 | 1 | T | T | T | C | AIRCRAFT ADDRESS (24 BITS) | SEE NOTE 3 | SEE NOTE 2 | A | A

Aircraft operator designator and serial number

25 | | 27 36 | 37 | 40 | 44 61 | 62 73 | 74 83 | 85

F | 1 | COUNTRY | 0 | 1 | 1 | T | T | T | C | OPERATOR 3-LETTER DESIGNATOR | SERIAL NUMBER 1~4096 | SEE NOTE 2 | A | A

Aircraft registration marking

25 | | 27 36 | 37 | 40 81 | 83 | 85

F | 1 | COUNTRY | 0 | 0 | 1 | AIRCRAFT REGISTRATION MARKING (UP TO 7 ALPHANUMBERIC CHARACTERS)(42BITS) | 0 | 0 | A | A

T = Beacon type TTT = 000 indicates ELT serial number is encoded;

= 001 indicates operating agency and serial number are encoded;

= 011 indicates 24-bit aircraft address is encoded.

C = Certificate flag bit: 1 = to indicate that COSPAS-SARSAT Type Approval Certificate number is encoded in bits 74 through 83 and

0 = otherwise

F = Format flag: 0 = Short Message

1 = Long Message

A = Auxiliary radio-locating device: 00 = no auxiliary radio-locating device

01 = 121.5 MHz

11 = other auxiliary radio-locating device

Note 1.- 10 bits, all 0s or National use.

Note 2.- COSPAS-SARSAT Type Approval Certificate number in binary notation with the least significant bit on the right, or National use.

Note 3.- Serial number, in binary notation with the least significant bit on the right, of additional ELTs carried in the same aircraft or default to 0s when only one ELT is carried.

EXAMPLE OF CODING (USER LOCATION PROTOCOL)

25 | 26 | ←27 | ←37 | | | ←86 | ←107 | ←113 | ←133

| | | | ←40 | 85→ | | | |

| | 36→ | 39→ | 83→ | | 106→ | →112 | 132→ | 144→

1 | 1 | 10 | 3 | 44 | 2 | 21 | 1 | 12 | 13 | 12

1 | 1 | CC | T | IDENTIFICATION DATA (AS IN ANY OF USER PROTOCOLS ABOVE) | A | 21-BIT BCH ERROR CORRECTING CODE | E | LATITUDE | LONGITUDE | 12-BIT BCH ERROR CORRECTING CODE

1 | 7 | 4 | 1 | 8 | 4 |

N / S | DEG 0-90 (1d) | MIN 0-56 (4m) | E / W | DEG 0-180 (1d) | MIN 0-56 (4m) |

CC = Country Code;

E = Encoded position data source: 1 = Internal navigation device, 0 = External navigation device

EXAMPLE OF CODING (STANDARD LOCATION PROTOCOL)

25 | 26 | ←27 36→ | ←37 | | ←86 106→ | ←107 112→ | ←113 132→ | ←133 144→

|

40→ | ←41 85→

|

← 61 BITS → | | ← 26 BITS → |

1 | 1 | 10 | 4 | 45 | 21 | 6 | 20 | 12

1 | 0 | CC | PC | IDENTIFICATION DATA | LATITUDE LONGITUDE | 21-BIT BCH CODE | SD | △ LATITUDE | △ LONGITUDE | 12-BIT BCH CODE

24 | 1 | 9 | 1 | 10 | 1 | 5 | 4 | 1 | 5 | 4

0011 | AIRCRAFT 24 BIT ADDRESS | N=0 | LAT DEG | E=0 | LON DEG | －=0 +1=1 | M I N U T E S 0-30 (1m) | S E C O N D S 0-56 (4s) | －=0 +1=1 | M I N U T E S 0-30 (1m) | S E C O N D S 0-56 (4s)

0101 | 15 | 9 | S=1 | 0-90 | W=1 | 0-180

AIRCARFT OPER-DESIGNATOR | SERIAL NO 1-511 | | | |

0100 | 10 | 14 | | (1/4d) | | (1/4d)

C/S TA No 1-1023 | SERIAL No 1-16383 | | | |

CC = Country Code;

PC = Protocol Code 0011 indicates 24-bit aircraft address is encoded;

0101 indicates operating agency and serial number are encoded;

0100 indicates ELT serial number is encoded.

SD = Supplementary Data bits 107 － 110 = 1101;

bit 111 = Encoded Position Data Source (1 = internal; 0 = external)

bit 112: 1 = 121.5 MHz auxiliary radio locating device;

0 = other or no auxiliary radio locating device.

Note 1.- Further details on protocol coding can be found in Specification for COSPAS-SARSAT 406 MHz Distress Beacon(C/S T.001).

Note 2. - All identification and location data are to be encoded in binary notation with the least significant bit on the right except for the aircraft operator designator (3 letter code).

Note 3. - For details on BCH error correcting code see Specification for COSPAS-SARSAT 406 MHz Distress Beacon(C/S T.001).

EXAMPLE OF CODING (NATIONAL LOCATION PROTOCOL)

25 | 26 | ←27 36→ | ←37 | | ←86 106→ | ←107 112→ | ←113 132→ | ←133 144→

|

40→ | ←41 85→

|

← 61 BITS → PDF-1 | BCH-1 | ← 26 BITS → PDF-2 | BCH-2

1 | 1 | 10 | 4 | 45 | 21 | 6 | 7 | 7 | 6 | 12

1 | 0 | CC | 1000 | 18 btis ID | 27 bits LATITUDE LONGITUDE | 21-BIT BCH CODE | SD | △ LATITUDE | △ LONGITUDE | NU | 12-BIT BCH CODE

18 | 1 | 7 | 5 | 1 | 8 | 5 | 1 | 5 | 4 | 1 | 5 | 4

NATIONAL ID NUMBER | N=0 S=1 | D E G R E E S 0-90 (1d) | M I N U T E S 0-58 (2m) | E=0 W=1 | D E G R E E S 0-180 (1d) | M I N U T E S 0-58 (2m)

－=0 +1=1 | M I N U T E S 0-3 (1m) | S E C O N D S 0-56 (4s) | －=0 +1=1 | M I N U T E S 0-3 (1m) | S E C O N D S 0-56 (4s)

CC = Country Code;

ID = Identification Data = 8-bit identification data consisting of a serial number assigned by the appropriate national authority

SD = Supplementary Data = bits 107 －109 = 110;

bit 110 = Additional Data Flag describing the use of bits 113 to 132:

1 = Delta position; 0 = National assignment;

bit 111 = Encoded Position Data Source: 1 = internal, 0 = external;

bit 112: 1 = 121.5 MHz auxiliary radio locating device;

0 = other or no device

NU = National use = 6 bits reserved for national use (additional beacon type identification or other uses).

Note 1.- Further details on protocol coding can be found in Specification for COSPAS-SARSAT 406 MHz Distress Beacon(C/S T.001).

Note 2.- All identification and location data are to be encoded in binary notation with the least significant bit on the right.

Note 3.- For details on BCH error correcting code see Specification for COSPAS-SARSAT 406 MHZ Distress Beacon(C/S T.001).

[압축 안 파일: 01-2 항공기기술기준 Part 1 부록B ACAS 기술기준.hwp]

항공기기술기준 KAS Part 1 부록B, ACAS<별첨>

항공기기술기준 KAS Part 1 부록B, ACAS

Part 1, 부록 B

공중충돌경고장치(Airborne Collision Avoidance System) 기술기준

목 차

제1장 공중충돌경고장치 Page

제2장 공중충돌경고장치 기술적 특성에 대한 지침

제정: 1993.08.24 1B - 개정: 2017.06.026. 충돌회피 로직의 성능 122

제정: 1993.08.24 1B - 개정: 2017.06.02

제1장 공중충돌경고장치(ACAS)

주 1. 공중충돌경고장치(ACAS; Airborne Collision Avoidance System)에 대한 지침은 본 기술기준의 첨부1에 포함되어 있음.

주 2. 국제민간항공기구(ICAO) 협약의 부속서 5, 제3장의 3.2.2절에서 허용된 것과 같이 SI가 아닌 대체 단위도 사용하였음. 논리 계산 수준의 일관성을 위하여 ft/s, NM/s 및 kt/s 와 같은 단위를 제한적으로 사용하였음.

"공중충돌경고장치 형식 I (ACAS I)". “보고 피하라”라는 조치에 도움을 주는 정보를 제공하지만, 회피지시(RA)를 생성하는 능력은 포함되지 않은 ACAS.

"공중충돌경고장치 형식 II (ACAS II)" 접근경보(TA)에 추가하여 수직 회피지시(RA)를 제공하는 ACAS.

"공중충돌경고장치 형식 III (ACAS III)" 접근경보(TA)에 추가하여 수직 및 수평 회피지시(RA)를 제공하는 ACAS.

"ACAS 송신 (ACAS broadcast)" 송신 주소가 있는 장모드 S인 항공기와 항공기간의 감시 호출신호(UF=16).

"회피지시 보상의 작동 (active Resolution Advisory Complement)" RAC가 현재 RA 발행조건이 유효할 경우 작동되며, RAC들은 6초 이내에 수신된 RAC이면서 취소되지 않은 RAC들은 작동된다.

"교차고도 RA (altitude crossing RA)" 자신의 ACAS 항공기가 위협 항공기보다 적어도 30m(100ft) 위에 또는 아래에 있을 때 상향 또는 하향 상태를 감지한 경우 이를 고도교차 회피지시(RA)라고 한다.

"상승 RA (climb RA)" 상승을 권고하는 양성 RA, 하지만 증가된 상승은 아니다.

"최근접 접근 (closest approach)" 자신의 ACAS 항공기와 침입기 사이의 최소 거리 발생. 그러므로 최근접 접근했을 때의 거리는 두 항공기 사이의 가장 작은 거리이며 최근접 접근의 시간이란 이것이 발생하는 시간이다.

"조정 (coordination)" ACAS를 장비한 두 대의 항공기가 회피지시정보(RAC)를 교환함으로서 적합한 회피지시(RA)를 선택하는 과정.

"조정 호출신호 (coordination interrogation)" ACAS II 또는 III에 의해서 방사되고 회피 메시지를 포함하고 있는 모드 S 호출신호(업링크 전송).

"조정 응답 (coordination reply)" ACAS II 또는 III 장비의 한 부분인 모드 S 트랜스폰더에 의한 조정 호출신호의 수신을 통보하는 모드 S 응답(다운링크 전송).

"수정 RA (corrective RA)" 현재의 비행경로로부터 벗어나도록 조종사에게 권고하는 회피지시(RA).

"사이클 (cycle)" 본 록에서 사용되는 "사이클" 이라는 용어는 ACAS II 또는 III에 의해서 실행되는 일련의 기능을 완전하게 1회 통과하는 것을 말하며, 명목상 1초에 한 번이다.

"강하 RA (descend RA)" 강하를 권고하는 양성 RA, 하지만 증가된 강하는 아니다.

"설정 항적 (established track)" ACAS의 항공기와 항공기간 감시에 의해 생성되는 실제 항공기의 항적.

"증가된 비율의 RA (increased rate RA)" 이전의 상승 또는 하강 회피지시(RA)에 의해 권고한 것을 초과하는 값으로 고도율을 증가하도록 권고하는 강력한 회피지시.

"침입기(intruder)" ACAS의 감시범위 내에 있으면서 ACAS가 설정 항적을 가지고 있는 SSR 트랜스폰더를 장착한 항공기. discourse

"자신의 항공기 (own aircraft)" 가능한 충돌로부터 보호하는 본 부록에 규정하는 ACAS를 장착하고, ACAS의 지시에 반응하여 기동할 수 있는 항공기.

"양성 RA (positive RA)" 조종사에게 상승 또는 하강하라고 권고하는 회피지시(ACAS II에 적용).

"잠재적인 위협 (potential threat)" 자신의 항공기에 가까이 근접해 있거나, 또는 계속적인 거리 및 고도 측정 결과가 자신의 항공기와 충돌 또는 거의 충돌에 가까운 항로를 지시하기 때문에 특별한 주의가 요구되는 침입기. 잠재적인 위협에 대비해서 제공되는 경고시간은 접근경보(TA)가 발효될 만큼 충분히 작지만, 회피지시(RA)가 발효될 만큼 작지는 않다.

"예방 RA (preventive RA)" 현재 비행경로에서의 이탈을 피하기 위해 현재의 비행경로에 어떠한 수정도 요구하지 않으면서 조종사에게 권고하는 회피지시.

"RA 감지 (RA sense)" ACAS II RA의 감지는 강하율의 제한이나 상승이 요구되는 경우에, "위쪽으로"이고, 상승률의 제한이나 하강이 요구되는 경우에는 "아래쪽으로"이다. 특정한 거리까지 수직율의 제한이 요구되는 경우에는, “위쪽으로”와 “아래쪽으로”가 동시에 감지될 수 있다.

"회피지시 (RA; Resolution Advisory)" 비행승무원에게 다음 권고를 제공하는 지시사항.

a) 모든 위협으로부터 분리되도록 하기 위한 기동, 또는

b) 현재의 분리를 유지하도록 하기 위해 기동 제한.

"회피지시보상 (RAC; Resolution Advisory Complement)" RAC를 수신하는 ACAS가 이용할 수 있는 선택 기동들을 제한함으로서 정확한 회피 기동을 보장하기 위해 모드 S 호출신호를 통해서 한 ACAS로부터 다른 ACAS에 제공되는 정보.

"회피지시보상 레코드 (RAC record)" ACAS가 수신한 것 중에 현재 유효한 모든 수직 RAC(VRCs)와 수평 RAC(HRCs)의 조합. 이 정보는 모드 S 응답을 통하여 한 ACAS에서 다른 ACAS로 또는 모드 S 지상국에 제공된다.

"회피지시 강도 (RA strength)" RA에 의해 지시되는 기동의 크기. RA는 취소되기 전에 연속적인 몇 개의 강도를 동반할 수 있다. 새로운 RA 강도가 발효되면, 이전 RA 강도는 자동적으로 없어진다.

"회피 메시지 (RA message)" 회피지시정보(RAC)를 포함하는 메시지.

"감지가 반전된 RA (reversed sense RA)" 감지가 반전된 회피지시.

"감도 레벨 (S, sensitivity level)" RA 선택 로직과 관련된 변수의 값은 물론, 잠재적 위협과 위협 탐지 로직에 의해 제공되는 경고 시간을 제어하기 위해서 접근경보(TA)와 충돌 회피 알고리즘에서 사용되는 변수 집합을 정의하는 정수.

"위협 (threat)" 자신의 항공기에 가까이 근접했거나 또는 연속적으로 측정한 거리 및 고도 값이 자신의 항공기와 충돌 또는 거의 충돌할 수 있는 진로에 있기 때문에 특별히 주의하여야 하는 침입기. 이 위협에 대비해서 제공되는 경고 시간은 RA가 판정될 만큼 충분히 작다.

"항적 (tract)" 항공기가 합리적으로 점유하였던 위치를 나타내는 최소한 3개 측정값의 연결.

"접근경보 (TA; Traffic Advisory)" 어떤 침입기가 잠재적인 위협임을 비행승무원에게 제공하는 지시.

"수직속도제한 RA (vertical speed limit RA)" 주어진 고도율의 범위를 피하도록 권고하는 회피지시. VSL RA는 예방 또는 수정을 위한 것일 수 있다.

"경고 시간 (warning time)" 양쪽 항공기가 모두 가속하지 않을 때, 잠재적 위협 또는 위협 탐지로부터 가장 가깝게 접근하기까지의 시간 간격.

ACAS I은 다음의 기능을 수행해야 한다.

a) SSR(Secondary Surveillance Radar) 트랜스폰더를 장비하고 있는 인접한 항공기의 감시함.

b) 시각적 확인 보조재으로써 인접한 항공기의 근접 위치를 식별해주는 지시를 운항 승무원에게 제공함.

모든 ACAS I 신호의 무선주파수 특성은 ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.1.1에서 3.1.1.16까지와 3.1.2.1에서 3.1.2.4까지의 규정에 적합해야 한다.

| 에 대한 상한값

|

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 ≥22 | 250 250 250 250 250 250 250 250 250 250 245 228 210 193 175 158 144 126 109 91 74 60 42 | 118 113 108 103 98 94 89 84 79 74 70 65 60 55 50 45 41 36 31 26 21 17 12

여기서:

= 자신의 근처에서 ACAS II와 ACAS III를 장비하고 운항중인 항공기의 숫자(트랜스폰더 수신기 문턱값 -74dBm로 수신된 ACAS 방송을 기준으로);

{ } = 최종 호출신호 8 사이클 동안 괄호안 수식의 평균값.

= 1초 호출신호 사이클 W에서 번째 모드 A/C 호출신호 동안, 단일 호출신호로 구성된 펄스 그룹에서 가장 진폭이 큰 펄스의 모든 방향으로 안테나에서 방사된 피크 출력

= 모드 A/C 호출신호에 대한 색인 번호, = 1, 2, .... , ;

= 1초 호출신호 사이클에서 송신된 모드 A/C 호출신호의 수;

= 자신의 트랜스폰더 모드 A/C 응답 비율.

주 1. 이 절에서는 ACAS II 또는 ACAS III를 표시하기 위해 약어 ACAS를 사용하였다.

주 2. ACAS 장치의 장착에 대한 규정은 「항공안전법」 제52조제2항 및 같은 법 시행규칙 제109조에 있음.

주 3. 이 항에서 사용한 “장비를 갖춘 위협”라는 용어는 ACAS II 또는 ACAS III를 장비함으로써의 위협을 나타내기 위한 것이다.

a) 감시

b) TA의 생성

c) 위협 탐지

d) RA의 생성

e) 조정

f) 지상국과의 통신

ACAS 장비는 각각의 작동 사이클에서 b)부터 e)까지의 기능을 수행해야 한다.

a) 이들 항공기의 고도각은 ACAS 항공기 피치면에 상대적으로 ±10도 이내이다.

b) 이들 항공기의 고도 변화율의 크기는 51m/s(10,000ft/min)이하이다.

c) 이들 항공기의 트랜스폰더와 안테나는 ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.1 및 3.1.2의 표준을 충족한다.

d) 이들 항공기의 접근 속도와 방향, SSR 트랜스폰더를 장비한 비행기의 해당지역 밀도, 인접한 다른 ACAS 호출기의 숫자(ACAS 방송을 감시하여 결정한, 1.3.7.1.2.4항)는 표 1-1에 명시된 조건을 만족한다.

e) 최소 경사거리가 300m(1000ft)이거나 그 이상이다.

표 1-1.

조 건 | 성능

| 사분면 | | 최대 교통 밀도 | 56km(30NM) 이내의 다른 ACAS 최대 숫자 |

전방 | 측면 | 후방 |

최대 접근 속도 | 항공기/ | 항공기/ | 성공 확률

| | | | | | |

260 | 500 | 150 | 300 | 93 | 180 | 0.087 | 0.30 | 30 | 0.90

620 | 1200 | 390 | 750 | 220 | 430 | 0.017 | 0.06 | 30 | 0.90

(1)

(2)

(3)

이들 부등식에 있는 변수는 다음과 같이 정의된다.

= 1초 호출신호 사이클에서 송신된 모드 호출신호(모드 A/C 및 모드 S)의 수. 이것은 1.3.2.2.2.2.1에 제시한 경우를 제외하고 ACAS 기능에 의하여 사용한 모든 모드 S 질문에 UF = 0 그리고 UF = 19 질문을 포함해야 한다.

= 모드 A/C와 모드 S 호출신호에 대한 인덱스 번호, = 1, 2,…, ;

= 의 최소값은 아래에 주어진 특별한 조건에서 로 계산되며, 는 로 계산된다. 여기서, 와 는 자신의 ACAS로부터 ACAS 감시를 근거로 11.2km(6NM) 이내의 ACAS II, 그리고 5.6km(3NM) 이내에서 작동하는 ACAS III를 장비한 항공기(비행중 또는 지상에 있는)의 숫자로 정의한다. 지상 또는 전파고도 610m(2,000ft) AGL 이하에서 작동하고 있는 ACAS 항공기는 공중과 지상에 있는 모든 ACAS II 및 ACAS III 항공기를 와 의 값에 포함시켜야 한다. 그렇지 않다면(그 이상에서 작동중이라면), 공중에 있는 ACAS II 및 ACAS III 항공기만을 와 의 값에 포함시켜야 한다. ,과 의 값들은 최소 0.5, 최대 1.0으로 제한된다.

이에 추가하여,

[() 또는 ( 이고 그리고 )] 이면 =1.0,

[() 이고 () 그리고 ()] 이면 =0.5;

= 1초 호출신호 사이클에서 번째 호출신호 동안, 단일 호출신호를 포함한 펄스 그룹에서 가장 큰 진폭을 갖는 펄스의 모든 방향으로 안테나로부터 방사되는 피크 출력;

= 1초 호출신호 사이클에서 번째 호출신호와 관련하여, 자신의 트랜스폰더를 위한 상호 억제간격의 지속시간

= 빔 첨예화 계수(호출신호 사이드로브 억제의 결과로 생긴 빔 폭에 대하여 3 dB 빔 폭의 비율). 사이드로브 억제(SLS) 송신기를 구비한 ACAS 호출기의 경우, 적절한 빔 폭은 사이드로브 억제에 의해 제한된 임의 트랜스폰더로부터 모드 A/C가 응답하는 방위각까지 트랜스폰더 집단에 걸쳐 평균적으로 확장되어야 한다.

{ } 1.2.3.3.3 참조

〃

〃

〃

〃

주1. 이러한 색상들은 일반적으로 주의해야할 상태를 나타내는데 적합하도록 고려되어야 한다.

주2. 수직방향의 비행정보와과 주변 항공기의 상대적 고도차와 같은 시각적인 인식에 도움을 주는 추가 정보가 같이 표시되어 질 수 있다.

주3. 잠재적 위협기의 기수방향 정보가 표시된다면 보다 개선된 교통상황인지가 가능하게 된다.(ADS-B 메시지로부터 기수방향 정보 추출)

a) 추적된 고도.

b) 추적된 고도변화율.

c) 추적된 경사거리.

d) 추적된 경사거리 변화율.

e) 침입기 ACAS의 감도 레벨,

ACAS II 또는 ACAS III를 구비하지 않은 침입기의 경우, 는 1로 설정하여야 한다.

a) 고도.

b) 고도변화율.

c) 자신의 ACAS 감도레벨(1.3.4.3).

a) S=1, 다른 항공기의 호출신호와 모든 보고가 금지되는 “대기” 모드.

b) S=2, RA가 금지되는 “TA전용” 모드.

c) S=3-7, TA는 물론, 표 1-2에 표시한 경고시간을 제공하는 RA 발효를 가능하게 하는 레벨.

a) 고도대역 또는 기타 외부요인을 기반으로 ACAS에 의해 자동으로 생성된 SLC 명령어.

b) 조종사가 입력한 SLC 명령어.

c) 모드 S 지상국으로부터 받은 SLC 명령어.

코드

고도 대역 기반 SLC 2-7

조종사가 입력한 SLC0,1,2

모드 S 지상국으로부터의 SLC0,2-6

표 1-2.

감도 레벨 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7

공칭 경고 시간 | RA 없음 | 15초 | 20초 | 25초 | 30초 | 35초

주1. 수정된 수직 상승/하강율(Vertical rate)에 대한 가정은 요구성능 불일치 항공기의 수직 상승/하강율과 일치될 때 반대 방향으로 기동하도록 RA가 지시할 가능성이 크다.

주2. RTCA/DO-185 또는 DO-185A 표준장비(또는 TCAS 6.4 또는 7.0버전)는 위 권고사항 요건을 충족하지 못한다.

주3. RTCA/DO-185B 또는 EUROCAE/ED-143 표준장비 요건을 충족하는 TACS 버전 7.1은 위 요건을 충족한다.

a) RA가 위협 항공기의 위로 분리를 제공하고자 하는 경우, “위로 통과하지 말 것”.

b) RA가 위협 항공기의 아래로 분리를 제공하고자 하는 경우, “아래로 통과하지 말 것”.

a) Comm-B 응답(1.3.11.4.1)에서 지상국으로의 전송을 위한 RA 보고를 자신의 모드 S 트랜스폰더로 전달해야 한다.

b) RA 방송(1.3.7.3.2)을 주기적으로 송신해야 한다.

a) ACAS는 RA 보고(1.3.8.4.2.2.1)와 조정 응답(1.3.8.4.2.4.2)에서의 송신을 위해서 RA 정보를 자신의 모드 S 트랜스폰더로 전달해야 한다.

b) ACAS는 감도레벨 보고(1.3.8.4.2.5)의 송신을 위해서 현재의 감도레벨을 자신의 모드 S 트랜스폰더로 전달해야 한다.

c) ACAS는 데이터 링크 성능 보고(1.3.8.4.2.2.2)의 송신을 위해서 성능 정보를 자신의 모드 S 트랜스폰더로 전달해야 한다.

a) ACAS는 모드 S 지상국에서 전송된 감도레벨 제어 명령어(1.3.8.4.2.1.1)를 자신의 모드 S 트랜스폰더로부터 수신한다.

b) ACAS는 다른 ACAS로부터 전송된 ACAS 방송 메시지(1.3.8.4.2.3.3)를 자신의 모드 S 트랜스폰더로부터 수신한다.

c) ACAS는 항공기-항공기간 조정 목적을 위해 다른 ACAS로부터 전송된 회피 메시지 (1.3.8. 1.2.3.2)를 자신의 모든 S 트랜스폰더로부터 수신한다.

주 1. 개별 항공기를 획득하기 위한 획득 스퀴터(DF=11) 또는 확장된 스퀴터(DF=17)의 사용이 용인되며, 두 가지 스퀴터를 위한 감시도 용인할 수 있다. 그러나 모든 항공기가 확장된 스퀴터를 송신하지는 않기 때문에 ACAS는 획득 스퀴터를 항상 감시하여야만 한다.

주 2. 향후, 확장된 스퀴터의 지속적인 전송에 대신 의존하면서 항공기가 획득 스퀴터를 전송하지 않도록 허용된다면, 획득 및 확장된 스퀴터 모두를 감시하는 것이 모든 ACAS 장치에게 필수적인 사항이 될 것이다.

a) 응답이 성공적으로 수신되고, 그리고

b) 자신의 항공기와 침입 항공기가 5,490m(18,000ft) 기압고도 이하에서 운항하고 있으며, 또한,

c) 탐지된 항공기와 자신의 항공기가 모두 가속하지 않은 상태로 현재의 자세로 진행하고 가장 근접하는 곳까지의 거리가 5.6km(3NM)로 동등하다는 가정 하에, 탐지된 항공기의 거리가 5.6km(3NM) 이상이면서 가장 근접하는 곳까지 계산한 시간이 60초를 초과하는 경우이다.

주 1. AQ=1로 설정하면 응답에서 RI 필드의 비트 14가 1과 동등하게 되며, 다른 ACAS 장치(1.3.7.1.2.2.2)로부터 유도한 응답과 자신의 호출신호에 대한 응답을 구별하는데 도움을 준다.

주 2. 호출신호 획득에서, 짧은 획득 응답(DF=0)을 명령하기 위해 RL을 0으로 설정한다.

주 1. AQ=0 및 RL=1인 UF=16 호출신호는 다른 항공기가 DF=16 응답을 하도록 하기 위한 것이다.

주 2. RI=3 또는 RI=4를 보고하는 항공기는 단지 수직적인 능력만 있거나, 또는 수직 및 수평 회피 능력을 모두 가지고 작동하는 ACAS를 갖춘 항공기이다.

주 1. ACAS에 의해서 사용되지만 ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2에서 충분히 설명되지 않은 항공기-항공기간 감시 및 통신 포맷을 그림 1-1에 제시하였다.

업 링크 | | | | | | | | | |

| | | | | | |

| UF=0 | 00000 | 3 | RL:1 | 4 | AQ:1 | 18 | AP:24

| | | | | | | | |

| UF=16 | 10000 | 3 | RL:1 | 4 | AQ:1 | 18 | MU:56 | AP:24

다운링크 | | | | | | | | | |

| DF=0 | 00000 | VS:1 | CC:1 | 1 | SL:3 | 2 | RI:4 | 2 | AC:13 | AP:24

| | | | | | | | | | |

| DF=16 | 10000 | VS:1 | 2 | SL:3 | 2 | RI:4 | 2 | AC:13 | MV:56 | AP:24

그림 1-1. ACAS에 의해 사용되는 감시 및 통신 포맷

주 2. 이 절에서는 ACAS 기능을 달성하기 위해 ACAS에 의해서 처리되는 모드 S 필드(그리고 그들의 서브필드)를 정의한다. 일부 ACAS 필드(다른 SSR 모드 S 기능을 위해서도 사용되는 것들)는 ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2.6에서 할당되지 않은 ACAS 코드와 함께 설명된다. 이와 같은 코드는 1.3.8.4.1에서 할당된다. 오직 ACAS 장비에 의해서만 사용되는 필드 및 서브필드는 1.3.8.4.2에서 할당된다.

주 3. 1.3.8.4에서 사용된 비트 번호부여 규약은 각각의 필드 또는 서브필드내의 비트가 아닌 전체 업링크 또는 다운링크 포맷 내의 비트 번호부여에 반영한다.

코딩

0-1ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2.6.5.2 참조함.

2ACAS 메시지로 이용 가능함.

3Comm-B 메시지와 ACAS 메시지로 이용 가능함.

4-5ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2.6.5.2 참조함.

6Comm-B 방송 메시지 1 및 ACAS 메시지로 이용 가능함.

7Comm-B 방송 메시지 2 및 ACAS 메시지로 이용 가능함.

8-31ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2.6.5.2 참조함.

코딩

0작동하는 ACAS가 없음.

1할당되지 않음.

2회피 성능이 억제된 ACAS.

3수직 회피 능력만 있는 ACAS.

4수직 및 수평 회피 능력이 있는 ACAS.

5-7할당되지 않음.

8-15ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2.8.2.2 참조함.

이 필드를 포함하고 있는 응답 포맷의 비트 14는 호출신호의 AQ 비트를 복제하여야 한다. ACAS 장치가 고장이거나 대기상태인 경우에, RI 필드는 “작동하는 ACAS가 없음”(RI=0)으로 응답해야 한다. 감도레벨이 2이거나 또는 단지 TA 모드로만 선택된 경우에, “회피 성능이 억제된 ACAS”(RI=2)로 응답해야 한다.

코딩

0ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2.6.1.2 참조함.

19회피지시 보고서 전송함.

20-31ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2.6.1.2 참조함.

코딩

0발효된 명령 없음.

1할당되지 않음.

2ACAS 감도레벨을 2로 설정함.

3ACAS 감도레벨을 3으로 설정함.

4ACAS 감도레벨을 4로 설정함.

5ACAS 감도레벨을 5로 설정함.

6ACAS 감도레벨을 6으로 설정함.

7-14할당되지 않음.

15이 지상국으로부터 받은 이전의 SLC 명령어 취소함.

33 | 37 | 41 | 45

ADS1=0 | ADS2=5 | SLC | | 44 |

|

36 | 40 | 44 | 88

코딩

0하나 이상의 위협항공기가 있고, RA가 어떤 위협항공기 아래쪽으로 그리고 또 다른 위협항공기의 위쪽으로 분리를 제공하고자 하거나, 또는 RA가 생성되지 않았다. (MTE=0일 때)

1위협항공기가 오직 하나이거나, RA가 모든 위협항공기에 대해 같은 방향으로 분리를 제공하고자 한다.

ARA 비트 41=1 이고 MTE는 0 또는 1 일 때, 비트 42-47은 다음의 의미를 갖는다.

비트코딩

42 0RA는 예방사항이다.

1RA는 수정사항이다.

43 0상향 감지 RA가 생성되었다.

1하향 감지 RA가 생성되었다.

44 0RA는 증가된 비율이 아니다.

1RA는 증가된 비율이다.

45 0RA는 감지 반전이 아니다.

1RA는 감지 반전이다.

46 0RA는 교차 고도가 아니다.

1RA는 교차 고도이다.

47 0RA는 수직속도 한정이다

1RA는 양성이다

48-54ACAS III를 위한 예약 비트

ARA 비트 41=0이고 MTE=1 일 때, 비트 42-47은 다음의 의미를 갖는다.

비트코딩

42 0상향 감지에서 RA는 수정을 요구하지 않는다.

1상향 감지에서 RA는 수정을 요구한다.

43 0RA는 적극적인 상승을 요구하지 않는다.

1RA는 적극적인 상승을 요구한다.

44 0하향 감지에서 RA는 수정을 요구하지 않는다.

1하향 감지에서 RA는 수정을 요구한다.

45 0RA는 적극적인 강하를 요구하지 않는다.

1RA는 적극적인 강하를 요구한다.

46 0RA는 교차를 요구하지 않는다.

1RA는 교차를 요구한다.

47 0RA는 감지 반전이 아니다.

1RA는 감지 반전이다.

48-54ACAS III를 위한 예약 비트

비트회피지시정보(RAC)

55아래로 통과하지 말 것.

56위로 통과하지 말 것.

57왼쪽으로 선회하지 말 것.

58오른쪽으로 선회하지 말 것.

하나의 비트가 1로 설정되면 관련 RAC가 유효하다는 것을 나타낸다. 0으로 설정되면 관련된 RAC가 무효라는 것을 나타낸다.

코딩

0ACAS는 ARA 서브필드에 표시되는 RA를 현재 생성하고 있다.

1ARA 서브필드에 의해 표시되는 RA가 종료되었다.(1.3.11.4.1)

주 1. ACAS에 의해 RA가 중단된 후, 18±1초 동안 모드 S 트랜스폰더에 의해서 보고되는 것이 아직 필요하다(1.3.11.4.1). 예를 들면, RA 종료 지시기는 항공교통관제사 표시장치로부터 시기적절한 RA 표시 제거를 허용하기 위해, 또는 특별한 공역 내에서 RA 지속기간의 판단을 위해 사용된다.

주 2. RA는 여러 가지 이유로 종결될 수 있다. 보통은, 충돌이 해소되어 위협 항공기의 거리가 멀어지고 있을 때, 또는 어떤 이유로 위협 항공기의 모드 S 트랜스폰더가 충돌위험 동안의 고도 보고를 중단했을 때 등이다. RA 종료 지시기는 이와 같은 경우에 있어서 RA가 제거되었다는 것을 나타내기 위해 사용된다.

코딩

0하나의 위협 항공기가 회피 로직에 의해 처리되고 있다(ARA 비트 41=1일 때); 또는 회피 로직에 의해 처리되는 위협항공기가 없다(ARA 비트 41=0 일 때)

12개 이상의 위협 항공기가 회피 로직에 의해 동시에 처리되고 있다.

코딩

0TID에 식별 데이터 없음.

1TID는 하나의 모드 S 트랜스폰더 주소를 포함하고 있다

2TID는 고도, 거리, 방위각 데이터를 포함하고 있다

3할당되지 않음

코딩 | | | | | | | | | | | | |

비트 | 63 | 64 | 65 | 66 | 67 | 68 | 69 | 70 | 71 | 72 | 73 | 74 | 75

모드 C 코드 비트 | | | | | | | 0 | | | | | |

코딩(n)

n산정된 거리(NM)

0거리 산정이 가능하지 않음.

2-126(n-1)/10 ±0.05

코딩(n)

n 산정한 방위각(°)

0 방위각 산정이 가능하지 않음.

1-60 6(n-1)과 6n사이

61-63 할당되지 않음

33 | 37 | 41 | 55 | 59 | 60 | 61 | 63

BDS1=3 | BDS2=0 | ARA | RAC | RAT | MTE | TT1=1 | TID

36 | 40 | 54 | 58 | 59 | 60 | 62 | 88

| | | | | | | | |

33 | 37 | 41 | 55 | 59 | 60 | 61 | 63 | 76 | 83

BDS1=3 | BDS2=0 | ARA | RAC | RAT | MTE | TT1=1 | TIDA | TIDR | TIDB

36 | 40 | 54 | 58 | 59 | 60 | 62 | 75 | 82 | 88

비트 코딩

48 0 ACAS가 고장이거나 대기 중

1 ACAS 작동 중

69 0 하이브리드 감시운용이 되지 않음

1 하이브리드 감시운용에 적합

70 0 TA만 생성하는 ACAS

1 TA와 RA를 생성하는 ACAS

비트72 | 비트71 | ACAS 버전

0 | 0 | RTCA/DO-185(pre ACAS)

0 | 1 | RTCA/DO-185A

1 | 0 | RTCA/DO-185B & EUROCAE ED 143

1 | 1 | 미래버전

주 1. 데이터 링크 성능보고 구조에 대한 MB 서브필드의 요약은 ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2.6.10.2.2.2에서 설명하였다.

주 2. ACAS의 유효 호출신호를 제한하기 위한 하이브리드 감시장치의 사용은 1.5.1에서 설명한다. DF=17 확장 스퀴터 메시지의 디코딩을 지원하기 만을 위한 능력은 비트 72를 설정하기 위해 충분하지 않다.

코딩

0호출하는 ACAS가 하나의 위협 항공기를 가지고 있다.

1호출하는 ACAS가 2개 이상의 위협 항공기를 가지고 있다.

코딩

0보낸 수직 RAC 없음.

1아래로 통과하지 말 것.

2위로 통과하지 말 것.

3 할당되지 않음.

코딩

0취소 없음

1이전에 보낸 “아래로 통과하지 말것”을 취소

2이전에 보낸 “위로 통과하지 말것”을 취소

3할당되지 않음

코딩

0수평 RAC가 없거나 또는 수평적인 회피 능력 없음.

1다른 ACAS 감지는 좌선회이다; 좌선회하지 말 것.

2다른 ACAS 감지는 좌선회이다; 우선회하지 말 것.

3할당되지 않음.

4할당되지 않음.

5다른 ACAS 감지는 우선회이다; 좌선회하지 말 것.

6다른 ACAS 감지는 우선회이다; 우선회하지 말 것.

7할당되지 않음.

코딩

0취소가 없거나 또는 수평적인 회피 능력 없음.

1이전에 보낸 “좌선회하지 말 것”을 취소함.

2이전에 보낸 “우선회하지 말 것”을 취소함.

3-7할당되지 않음.

| CVC | VRC | VSB

코딩 | 43 | 44 | 45 | 46 | 61 | 62 | 63 | 64

0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0

1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0

2 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1

3 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1

4 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1

5 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1

6 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0

7 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0

8 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1

9 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1

10 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0

11 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0

12 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0

13 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0

14 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1

15 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1

| CHC | HRC | HSB

코딩 | 47 | 48 | 49 | 50 | 51 | 52 | 56 | 57 | 58 | 59 | 60

0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0

1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1

2 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1

3 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0

4 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0

5 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1

6 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1

7 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0

8 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1

9 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0

10 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0

11 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1

12 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1

13 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0

14 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0

15 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1

16 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1

17 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0

18 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0

19 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1

20 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1

21 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0

22 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0

23 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1

24 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0

25 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1

26 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1

27 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0

28 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0

29 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1

30 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1

31 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0

32 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1

33 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0

34 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0

35 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1

36 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1

37 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0

38 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0

39 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1

40 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0

41 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1

42 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1

43 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0

44 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0

45 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1

46 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1

47 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0

48 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0

49 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1

50 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1

51 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0

52 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0

53 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1

54 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1 | 1

55 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 0

56 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 1

57 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0

58 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 0 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0

59 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1

60 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1

61 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0 | 1 | 1 | 0

62 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 | 1 | 0

63 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 1 | 0 | 0 | 1 | 0 | 1

33 | 37 | 41 | 42 | 43 | 45 | 47 | 50 | 53 | 56 | 61 | 65

UDS1=3 | UDS2=0 | -1- | MTB | CVC | VRC | CHC | HRC | -3- | HSB | VSB | MID

36 | 40 | 41 | 42 | 44 | 46 | 49 | 52 | 55 | 60 | 64 | 88

33 | 37 | 41 | 65

UDS1=3 | UDS2=2 | | 24 | | MID

|

36 | 40 | 64 | 88

코딩 | | | | | | | | | | | | |

비트 | 63 | 64 | 65 | 66 | 67 | 68 | 69 | 70 | 71 | 72 | 73 | 74 | 75

모드 A 코드 비트 | | | | | | | 0 | | | | | |

코딩 | | | | | | | | | | | | |

비트 | 76 | 77 | 78 | 79 | 80 | 81 | 82 | 83 | 84 | 85 | 86 | 87 | 88

모드 A 코드 비트 | | | | | | | 0 | | | | | |

33 | 37 | 41 | 55 | 59 | 60 | 61 | 63 | 76

UFS1=3 | UDS2=1 | ARA | RAC | RAT | MTE | -2- | AID | CAC

36 | 40 | 54 | 58 | 59 | 60 | 62 | 75 | 88

33 | 37 | 41 | 55 | 59 | 60 | 61

VDS1=3 | VDS2=0 | ARA | RAC | RAT | MTE | -28-

36 | 40 | 54 | 58 | 59 | 60 | 88

코딩

0작동하지 않는 ACAS.

1ACAS는 감도레벨 1로 작동하고 있다.

2ACAS는 감도레벨 2로 작동하고 있다.

3ACAS는 감도레벨 3으로 작동하고 있다.

4ACAS는 감도레벨 4로 작동하고 있다.

5ACAS는 감도레벨 5로 작동하고 있다.

6ACAS는 감도레벨 6으로 작동하고 있다.

7ACAS는 감도레벨 7로 작동하고 있다.

코딩 |

0 | 교차링크 성능을 지원할 수 없는 트랜스폰더 표시

1 | 교차링크 성능을 지원할 수 있는 트랜스폰더 표시

a) 항공기 주소 코드.

b) ACAS가 사용하기 위해 모든 S 트랜스폰더에 의해 수신하는 항공기-항공기 및 지상국-항공기간 모드 S 전송(1.3.6.3.2).

c) 자신의 항공기의 최대 순항 진대기속도 성능(ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2.8.2.2).

d) 압력 고도.

e) 무선 고도.

a) 간섭 제어(1.3.2.2.2)로 인한 호출신호 출력 제한이 없고, 최대 복사출력은 1.3.2항에 명시된 감시 요건을 만족하기 위해서 필요한 것보다 적게 감소되었다.

b) TA 또는 RA 제공 능력을 감소시키는 장비의 어떤 다른 고장이 탐지되었다.

c) ACAS 작동에 반드시 필요한 외부 신호원으로부터의 데이터가 제공되지 않거나, 또는 제공된 데이터가 신뢰성이 없다.

a) 운항 승무원에게 비정상적인 조건이 존재함을 지시.

b) 더 이상의 호출신호 중지.

c) ACAS가 작동하지 않고 있다는 것을 나타내기 위해 자신의 항공기의 회피 성능을 포함하고 있는 임의의 모드 S 송신 발생.

a) 다음의 포맷을 다룰 수 있는 능력.

포맷 번호 | 포맷 이름

UF=16 | 긴 항공기-항공기간 감시 호출신호

DF=16 | 긴 항공기-항공기간 감시 응답

b) 장 모드 S 호출신호(UF=16)를 수신하고, 16.6 ms(초당 60회)의 비율로 연속해서 장 모드 S 응답(DF=16)을 생성하는 능력.

c) 주소가 부여된 모든 수신된 호출신호의 ACAS 데이터 내용을 ACAS 장비로 전달하기 위한 수단.

d) 안테나 다이버시티(ICAO 부속서 10 4권 제3장, 3.1.2.10.4항에 명시된 것과 같음).

e) 상호 억제 능력.

f) 무효 상태의 트랜스폰더 출력량 제한.

모드 S 트랜스폰더 전송기가 무효 상태가 되었을 때, 모드 S 트랜스폰더 안테나 단자에서 1,090MHz±3MHz인 피크 펄스 출력은 -70dBm을 초과하지 않아야 한다.

a) 모드 S 트랜스폰더는 RA 보고(1.3.8.4.2.2.1)와 조정 응답(1.3.8.4.2.4.2)의 전송을 위해서 자신의 ACAS로부터 RA 정보를 받아야 한다.

b) 모드 S 트랜스폰더는 감도레벨 보고(1.3.8.4.2.5)의 전송을 위해서 자신의 ACAS로부터 현재의 감도 레벨을 받아야 한다.

c) 모드 S 트랜스폰더는 데이터링크 성능 보고(1.3.8.4.2.2.2) 및 RI 필드에서의 항공기-항공기간 다운링크 포맷 DF=0 및 DF=16(1.3.8.4.1.2)의 전송을 위해서 자신의 ACAS로부터 성능 정보를 받아야 한다.

d) 모드 S 트랜스폰더는 RI 필드에서 다운링크 포맷 0 및 16의 전송을 가능하게하거나 금지시키는 RA 지시를 자신의 ACAS로부터 받아야 한다.

a) 모드 S 트랜스폰더는 모드 S 기지국에서 전송하여 수신한 감도레벨 제어명령(4.3.8.4.2.1.1)을 자신의 ACAS로 전달해야 한다.

b) 모든 S 트랜스폰더는 다른 ACAS에서 전송하여 수신한 ACAS 방송 메시지(1.3.8.4.2.3.3)를 자신의 ACAS로 전달해야 한다.

c) 모드 S 트랜스폰더는 항공기-항공기간 조정 목적을 위해서 다른 ACAS가 전송하여 수신한 회피 메시지를 자신의 ACAS로 전달해야 한다.

d) 모드 S 트랜스폰더는 RA 방송(1.3.8.4.2.3.4.5)에서의 전송을 위해 자신의 ACAS로 자신 항공기의 모드 A 식별 데이터를 전달해야 한다.

권고사항. 비행승무원에 대한 표시사항은 수정 및 예방 RA를 구별해야 한다.

권고사항. ACAS가 교차 고도 RA를 생성할 경우에, 비행승무원에게는 그것이 교차라는 특별한 표시를 주어야 한다.

"고도 층 (altitude layer)". 각각의 조우는 다음과 같은 여섯 개의 고도층 중의 하나에 해당한다고 본다.

층 | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6

부터 | | 2,300ft | 5,000ft | 10,000ft | 20,000ft | 41,000ft

까지 | 2,300ft | 5,000ft | 10,000ft | 20,000ft | 41,000ft |

조우하는 고도층은 두 대의 항공기가 가장 가까이 접근했을 때의 평균고도로서 결정된다.

"접근각도 (approach angle)" 0°를 평행으로 정의하고, 180°도를 기수방향으로 정의한, 가장 가까이 접근했을 때 두 대 항공기의 지표침로 차이.

"교차조우 (crossing encounter)" 두 대 항공기의 고도 분리가 조우기간의 처음과 마지막 모두 100ft를 초과하고, 조우기간이 끝나는 지점에서 두 대 항공기의 상대적인 수직위치가 조우기간 처음의 수직위치로부터 역전되는 조우.

"조우 (encounter)" 충돌회피 로직의 성능을 정의하기 위해, 조우는 두 대 항공기의 모의 항적으로 구성한다. 항공기의 수평좌표는 항공기의 실제 위치를 나타내지만, 수직좌표는 고도계의 도도 측정을 나타낸다.

"조우 등급 (encounter class)" 조우는 항공기가 조우시간의 처음과 마지막의 전환여부에 따라, 그리고 조우의 교차 여부에 따라 분류된다.

"조우 시간 (encounter window)" 시간 간격 [-40초, +10초].

"수평분리거리 (hmd; horizontal miss distance)" 조우에서 관찰된 최소 수평 분리.

"수평항공기 (level aircraft)" 전환을 하지 않는 항공기.

"원래의 항적 (original trajectory)". ACAS를 장착한 항공기의 원래의 항적이란, 동일한 조우상태의 ACAS 미장착 항공기를 따라가는 것이다.

“원래의 속도 (original rate)”. 모든 경우 ACAS를 장착한 항공기의 원래 속도는 항공기가 고유의 항적을 따라갈 때의 고도속도이다.

“요구되는 속도 (required rate)”. 표준 조종 모델의 경우, 요구되는 속도는 RA와 일치하는 고유한 속도에 가장 근접한 것이다.

“tca (the time of closest approach)”. 공칭 가장 가까운 접근 시간. 표준 조우모델(1.4.2.6)로 조우하는 경우, 수직 및 수평 분리( 및 )를 포함한 다양한 변수가 명시된 조우의 구성을 위한 기준시간.

“전환하는 항공기 (transitioning aircraft)”. 일정 관심기간 동안 측정된 평균 수직 속도 크기가 분당 400ft를 초과하는 항공기.

“선회 범위 (turn extent)”. 선회가 끝나는 시점의 항공기 지표침로에서 선회를 시작한 시점의 항공기 지표침로를 빼는 것으로 정의한 기수방향 변화.

“수직분리거리 (vmd; vertical miss distance)”. 가장 가까운 접근에서의 수직적인 분리. 표준 조우모델(1.4.2.6)에서의 조우를 위하여, 시간에서 수직 분리를 구축함.

a) 침입기가 14NM 이내에 있는 한 거리, 방위각 측정치 및 고도 보고가 각 사이클마다 가능하다. 단, 거리가 14NM을 초과하는 경우는 그렇지 않다.

b) 거리와 방위각 측정의 오차는 표준 거리 및 방위각 오차 모델(1.4.2.2 및 1.4.2.3)과 일치한다.

c) 모드 C로 응답하는 침입기의 고도보고는 100ft 단위로 표현된다.

d) 자신의 항공기는 불연속적인 값이 아니면서, 1ft 또는 그 이상으로 정밀하게 표현된 고도측정이 가능하다.

e) 양측 항공기의 고도측정 오차는 모든 특정한 조우에서 일정하다.

f) 양측 항공기의 고도측정 오차는 표준 고도오차 모델(1.4.2.4)에 부합한다.

g) RA에 대한 조종 응답은 표준 조종 모델(1.4.2.5)에 부합한다.

h) ACAS가 RA를 생성하는 것을 포함하는 근접 조우 공역에서의 항공기 운용은 표준 조우 모델(1.4.2.6)과 부합한다.

i) ACAS가 장착된 항공기는 그들의 RA에 의해 요구되는 기동을 수행하기 위한 능력에 제한을 받지 않는다.

j) 그리고, 1.4.2.7항에 명시된 것과 같은 다음의 요건을 만족하여야 한다.

1) 각각의 조우에 포함된 칩입기는 ACAS 장착한 항공기가 아니다(1.4.2.7 a)), 또는

2) 침입기는 ACAS를 장착하였으나 장착되지 않은 조우 항공기와 일치하는 항적을 따른다(1.4.2.7 b)), 또는

3) 침입기가 자신의 ACAS와 동일한 충돌회피 로직을 가진 ACAS를 장착하고 있다(1.4.2.7 c)).

모의 거리 측정에서의 오차는 평균 0ft 와 표준편차 50ft의 정상 분포로부터 취해야 한다.

모의 방위각 측정에서의 오차는 평균 0.0° 와 표준편차 10.0°의 정상 분포로부터 취해야 한다.

층 | 1 | | 2 | | 3 | | 4 | | 5 | | 6 |

| m | ft | m | ft | m | ft | m | ft | m | ft | m | ft

λ1 | 10 | 35 | 11 | 38 | 13 | 43 | 17 | 58 | 22 | 72 | 28 | 94

λ2 | 18 | 60 | 18 | 60 | 21 | 69 | 26 | 87 | 30 | 101 | 30 | 101

층 | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6

확률(λ1) | 0.391 | 0.320 | 0.345 | 0.610 | 0.610 | 0.610

확률(λ2) | 0.609 | 0.680 | 0.655 | 0.390 | 0.390 | 0.390

a) 모든 RA는 적절한 지연 이후에 요구되는 속도까지(필요하다면) 가속함으로써 수행된다.

b) 항공기의 현재 속도가 항공기의 원래 속도와 같으면서 원래 속도가 RA에 적합한 경우, 항공기는 자신의 원래 속도를 유지하며, 이는 원래의 비행경로에서의 가속 가능성이 있기 때문에 반드시 일정해야 하는 것은 아니다.

c) 항공기가 RA를 준수하여 그 현재 속도가 원래의 속도와 같으나, 원래의 속도가 변하여 RA 와 일치하지 않게 되는 경우, 항공기는 계속해서 RA를 따른다.

d) 초기 RA가 고도속도의 변화를 요구할 때, 항공기는 RA의 표시장치로부터 5초의 지연 후에 0.25g의 가속으로 응답한다.

e) RA가 수정되고 원래의 속도가 수정된 RA에 적합할 때, 항공기는 (필요하다면) h)항에 명시된 지연 이후에 g)항에 명시된 가속도로서 원래의 속도로 복귀한다.

f) RA가 수정되고 원래의 속도가 수정된 RA에 적합하지 않을 때, 항공기는 h)항에 명시된 지연 이후에 g)항에 명시된 가속도로서 RA에 적합하도록 응답한다.

g) 가속이 0.35g인 경우에, 수정된 RA가 역전된 감지 RA 또는 증가된 속도 RA가 아니라면, RA가 수정되었을 때 사용되는 가속도는 0.25g이다.

h) 초기 RA로부터 5초에 가속이 시작되는 경우, 초기 RA로부터 5초 이내에 가속이 시작되지 않으면 RA가 수정될 때 사용되는 지연은 2.5초 이다.

i) RA가 취소되면, 항공기는 (필요한 경우) 2.5초의 지연 이후에 0.25g의 가속으로 자신의 원래 속도로 복귀한다.

a) 두 대의 항공기 주소 배열.

b) 6개의 고도층.

c) 19개의 조우 등급, 그리고

d) 1.4.2.6.2.4에 명시한 9 또는 10개의 모음.

이 세트의 결과는 1.4.2.6.2에서 주어진 상대적인 가중치 부여를 이용하여 조합되어야 한다.

a) 수직면에서

1) 적절한 모음 중에서의

2) 조우기간 시작부분에서 각 항공기의 수직속도 과 조우기간 종료부분에서 각 항공기의 수직속도

3) 수직 가속도

4) 수직가속의 시작시간

b) 수평면에서

1)

2) 접근 각도

3) 가장 가까운 접근에서 각 항공기의 속도;

4) 각 항공기의 선회여부에 대한 결정

5) 선회 범위, 경사각 및 선회 종료시간

6) 각 항공기의 속도변경 여부에 대한 결정

7) 속도 변화의 크기

층 | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6

확률(층) | 0.13 | 0.25 | 0.32 | 0.22 | 0.07 | 0.01

| 1번 항공기 | 2번 항공기 |

등급 | tca 이전 | tca 이후 | tca 이전 | tca 이후 | 교차

1 | L | L | T | T | 예

2 | L | L | L | T | 예

3 | L | L | T | L | 예

4 | T | T | T | T | 예

5 | L | T | T | T | 예

6 | T | T | T | L | 예

7 | L | T | L | T | 예

8 | L | T | T | L | 예

9 | T | L | T | L | 예

10 | L | L | L | L | 아니오

11 | L | L | T | T | 아니오

12 | L | L | L | T | 아니오

13 | L | L | T | L | 아니오

14 | T | T | T | T | 아니오

15 | L | T | T | T | 아니오

16 | T | T | T | L | 아니오

17 | L | T | L | T | 아니오

18 | L | T | T | L | 아니오

19 | T | L | T | L | 아니오

| 위험 비율의 계산 | ATM 호환성

등급 | 층 1-3 | 층 4-6 | 층 1-3 | 층 4-6

1 | 0.00502 | 0.00319 | 0.06789 | 0.07802

2 | 0.00030 | 0.00018 | 0.00408 | 0.00440

3 | 0.00049 | 0.00009 | 0.00664 | 0.00220

4 | 0.00355 | 0.00270 | 0.04798 | 0.06593

5 | 0.00059 | 0.00022 | 0.00791 | 0.00549

6 | 0.00074 | 0.00018 | 0.00995 | 0.00440

7 | 0.00002 | 0.00003 | 0.00026 | 0.00082

8 | 0.00006 | 0.00003 | 0.00077 | 0.00082

9 | 0.00006 | 0.00003 | 0.00077 | 0.00082

10 | 0.36846 | 0.10693 | 0.31801 | 0.09011

11 | 0.26939 | 0.41990 | 0.23252 | 0.35386

12 | 0.06476 | 0.02217 | 0.05590 | 0.01868

13 | 0.07127 | 0.22038 | 0.06151 | 0.18571

14 | 0.13219 | 0.08476 | 0.11409 | 0.07143

15 | 0.02750 | 0.02869 | 0.02374 | 0.02418

16 | 0.03578 | 0.06781 | 0.3088 | 0.05714

17 | 0.00296 | 0.00098 | 0.00255 | 0.00082

18 | 0.00503 | 0.00522 | 0.00434 | 0.00440

19 | 0.01183 | 0.03651 | 0.01021 | 0.03077

모음 | 위험율 계산 | ATM 호환성

1 | 0.013 | 0.128

2 | 0.026 | 0.135

3 | 0.035 | 0.209

4 | 0.065 | 0.171

5 | 0.100 | 0.160

6 | 0.161 | 0.092

7 | 0.113 | 0.043

8 | 0.091 | 0.025

9 | 0.104 | 0.014

10 | 0.091 | 0.009

모음 | 위험율 계산 | ATM 호환성

1 | 0.0 | 0.064

2 | 0.026 | 0.144

3 | 0.036 | 0.224

4 | 0.066 | 0.183

5 | 0.102 | 0.171

6 | 0.164 | 0.098

7 | 0.115 | 0.046

8 | 0.093 | 0.027

9 | 0.106 | 0.015

10 | 0.093 | 0.010

L | T

[분당 240ft, 분당 400ft] | [분당 3,200ft, 분당 6,000ft]

[분당 80ft, 분당 240ft] | [분당 400ft, 분당 3,200ft]

[분당 -80ft, 분당 80ft] | [분당 -400ft, 분당 400ft]

[분당 -240ft, 분당 -80ft] | [분당 -3,200ft, 분당 -400ft]

[분당 -400ft, 분당 -240ft] | [분당 -6,000ft, 분당 -3,200ft]

(분당 ft) | 확률 ( )

[분당 240ft, 분당 400ft] | 0.0382

[분당 80ft, 분당 240ft] | 0.0989

[분당 -80ft, 분당 80ft] | 0.7040

[분당 -240ft, 분당 -80ft] | 0.1198

[분당 -400ft, 분당 -240ft] | 0.0391

층 1~3에서 비행경로가 “비율 대 수평”인 항공기

간격 | 및 간격의 복합적인 확률

[분당 240ft, 분당 400ft] | 0.0019 | 0.0169 | 0.0131 | 0.1554 | 0.0000 | |

[분당 80ft, 분당 240ft] | 0.0000 | 0.0187 | 0.0019 | 0.1086 | 0.0000 | |

[분당 -80ft, 분당 80ft] | 0.0037 | 0.1684 | 0.0094 | 0.1124 | 0.0075 | |

[분당 -240ft, 분당 -80ft] | 0.0037 | 0.1461 | 0.0094 | 0.0243 | 0.0037 | |

[분당 -400ft, 분당 -240ft] | 0.0000 | 0.1742 | 0.0094 | 0.0094 | 0.0019 | |

| | 분당 -6,000ft | 분당 -3,200ft | 분당 -400ft | 분당 400ft | 분당 3,200ft | 분당 6,000ft |

층 4~6에서 비행경로가 “비율 대 수평”인 항공기

간격 | 및 간격의 복합적인 확률

[분당 240ft, 분당 400ft] | 0.0105 | 0.0035 | 0.0000 | 0.1010 | 0.0105 | |

[분당 80ft, 분당 240ft] | 0.0035 | 0.0418 | 0.0035 | 0.1776 | 0.0279 | |

[분당 -80ft, 분당 80ft] | 0.0279 | 0.1219 | 0.0000 | 0.2403 | 0.0139 | |

[분당 -240ft, 분당 -80ft] | 0.0035 | 0.0767 | 0.0000 | 0.0488 | 0.0105 | |

[분당 -400ft, 분당 -240ft] | 0.0105 | 0.0453 | 0.0035 | 0.0174 | 0.0000 | |

| | 분당 -6,000ft | 분당 -3,200ft | 분당 -400ft | 분당 400ft | 분당 3,200ft | 분당 6,000ft |

층 1~3에서 비행경로가 “수평 대 비율”인 항공기

간격 | 및 간격의 복합적인 확률

[분당 3200ft, 분당 6000ft] | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | |

[분당 400ft, 분당 3200ft] | 0.0074 | 0.0273 | 0.0645 | 0.0720 | 0.1538 | |

[분당 -400ft, 분당 400ft] | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | |

[분당 -3200ft, 분당 -400ft] | 0.2978 | 0.2084 | 0.1365 | 0.0273 | 0.0050 | |

[분당 -6000ft, 분당 -3200ft] | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | |

| | 분당 -400ft | 분당 -240ft | 분당 -80ft | 분당 80ft | 분당 240ft | 분당 400ft |

층 4~6에서 비행경로가 “수평 대 비율”인 항공기

간격 | 및 간격의 복합적인 확률

[분당 3200ft, 분당 6000ft] | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0192 | |

[분당 400ft, 분당 3200ft] | 0.0000 | 0.0000 | 0.0962 | 0.0577 | 0.1154 | |

[분당 -400ft, 분당 400ft] | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | |

[분당 -3200ft, 분당 -400ft] | 0.1346 | 0.2692 | 0.2308 | 0.0577 | 0.0192 | |

[분당 -6000ft, 분당 -3200ft] | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | |

| | 분당 -400ft | 분당 -240ft | 분당 -80ft | 분당 80ft | 분당 240ft | 분당 400ft |

층 1~3에서 비행경로가 “비율 대 비율”인 항공기

간격 | 및 간격의 복합적인 확률

[분당 3200ft, 분당 6000ft] | 0.0000 | 0.0000 | 0.0007 | 0.0095 | 0.0018 | |

[분당 400ft, 분당 3200ft] | 0.0000 | 0.0018 | 0.0249 | 0.2882 | 0.0066 | |

[분당 -400ft, 분당 400ft] | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | |

[분당 -3200ft, 분당 -400ft] | 0.0048 | 0.5970 | 0.0600 | 0.0029 | 0.0011 | |

[분당 -6000ft, 분당 -3200ft] | 0.0000 | 0.0007 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | |

| | 분당 -6,000ft | 분당 -3,200ft | 분당 -400ft | 분당 400ft | 분당 3,200ft | 분당 6,000ft |

층 4~6에서 비행경로가 “비율 대 비율”인 항공기

간격 | 및 간격의 복합적인 확률

[분당 3200ft, 분당 6000ft] | 0.0014 | 0.0000 | 0.0028 | 0.0110 | 0.0069 | |

[분당 400ft, 분당 3200ft] | 0.0028 | 0.0028 | 0.0179 | 0.4889 | 0.0523 | |

[분당 -400ft, 분당 400ft] | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | 0.0000 | |

[분당 -3200ft, 분당 -400ft] | 0.0317 | 0.3029 | 0.0262 | 0.0152 | 0.0028 | |

[분당 -6000ft, 분당 -3200ft] | 0.0110 | 0.0220 | 0.0014 | 0.0000 | 0.0000 | |

| | 분당 -6,000ft | 분당 -3,200ft | 분당 -400ft | 분당 400ft | 분당 3,200ft | 분당 6,000ft |

여기서, 변수 는 다음과 같이 경우에 따라 변하는 값이다.

|

경우 | 층 1-3 | 층 4-6

비율 대 수평 | 0.071 | 0.059

수평 대 비율 | 0.089 | 0.075

비율 대 비율 | 0.083 | 0.072

그리고, 오차 는 다음의 확률 밀도를 이용하여 무작위로 선택된다.

여기서 ft 이다.

| 누적 확률 | | 누적 확률

(ft) | 층 1-3 | 층 4-6 | (ft) | 층 1-3 | 층 4-6

0 | 0.000 | 0.000 | 17,013 | 0.999 | 0.868

1,215 | 0.152 | 0.125 | 18,228 | 1.000 | 0.897

2,430 | 0.306 | 0.195 | 19,443 | | 0.916

3,646 | 0.482 | 0.260 | 20,659 | | 0.927

4,860 | 0.631 | 0.322 | 21,874 | | 0.939

6,076 | 0.754 | 0.398 | 23,089 | | 0.946

7,921 | 0.859 | 0.469 | 24,304 | | 0.952

8,506 | 0.919 | 0.558 | 25,520 | | 0.965

9,722 | 0.954 | 0.624 | 26,735 | | 0.983

10,937 | 0.972 | 0.692 | 27,950 | | 0.993

12,152 | 0.982 | 0.753 | 29,165 | | 0.996

13,367 | 0.993 | 0.801 | 30,381 | | 0.999

14,582 | 0.998 | 0.821 | 31,596 | | 1.000

15,798 | 0.999 | 0.848 | | |

접근각도(°) | 누적 확률 | 접근각도(°) | 누적 확률

층 1-3 | 층 4-6 | 층 1-3 | 층 4-6

0 | 0.00 | 0.00 | 100 | 0.38 | 0.28

10 | 0.14 | 0.05 | 110 | 0.43 | 0.31

20 | 0.17 | 0.06 | 120 | 0.49 | 0.35

30 | 0.18 | 0.08 | 130 | 0.55 | 0.43

40 | 0.19 | 0.08 | 140 | 0.62 | 0.50

50 | 0.21 | 0.10 | 150 | 0.71 | 0.59

60 | 0.23 | 0.13 | 160 | 0.79 | 0.66

70 | 0.25 | 0.14 | 170 | 0.88 | 0.79

80 | 0.28 | 0.19 | 180 | 1.00 | 1.00

90 | 0.32 | 0.22 | | |

대지속도 (노트) | 누적 확률 | 대지속도 (노트) | 누적 확률

층 1-3 | 층 4-6 | 층 1-3 | 층 4-6

45 | 0.000 | | 325 | 0.977 | 0.528

50 | 0.005 | | 350 | 0.988 | 0.602

75 | 0.024 | 0.000 | 375 | 0.997 | 0.692

100 | 0.139 | 0.005 | 400 | 0.998 | 0.813

125 | 0.314 | 0.034 | 425 | 0.999 | 0.883

150 | 0.486 | 0.064 | 450 | 1.000 | 0.940

175 | 0.616 | 0.116 | 475 | | 0.972

200 | 0.700 | 0.171 | 500 | | 0.987

225 | 0.758 | 0.211 | 525 | | 0.993

250 | 0.821 | 0.294 | 550 | | 0.998

275 | 0.895 | 0.361 | 575 | | 0.999

300 | 0.949 | 0.427 | 600 | | 1.000

| | 속도변경 확률 | 속도변경 확률

층 | 확률 (선회) | 선회가 요구될 때 | 선회가 요구되지 않을 때

1 | 0.31 | 0.20 | 0.50

2 | 0.29 | 0.20 | 0.25

3 | 0.22 | 0.10 | 0.15

4, 5, 6 | 0.16 | 0.05 | 0.10

| 누적 확률

선회 범위 (°) | 층 1-3 | 층 4-6

15 | 0.00 | 0.00

30 | 0.43 | 0.58

60 | 0.75 | 0.90

90 | 0.88 | 0.97

120 | 0.95 | 0.99

150 | 0.98 | 1.00

180 | 0.99 |

210 | 1.00 |

| 누적 확률

경사각도 (°) | 층 1-3 | 층 4-6

15 | 0.79 | 0.54

25 | 0.96 | 0.82

35 | 0..99 | 0.98

50 | 1.00 | 1.00

선회 종료시간 | 누적 확률

(tca이전 초) | 층 1-3 | 층 4-6

0 | 0.42 | 0.28

5 | 0.64 | 0.65

10 | 0.77 | 0.76

15 | 0.86 | 0.85

20 | 0.92 | 0.94

25 | 0.98 | 0.99

30 | 1.00 | 1.00

a) 각 조우에 포함된 침입기가 ACAS를 장착하지 않았고(1.4.2.1 j) 1)), 자신의 항공기가 장착되지 않았을 때 따라가는 것과 동일한 비행경로를 따르는 경우

b) 침입기는 ACAS를 장착하고 있지만, 장착하지 않은 항공기 조우(1.4.2.1 j) 2))에서와 동일한 비행경로를 따르는 경우

1) RA가 있거나 없거나에 관계없이 동일한 비행경로를 따른다.

2) 침입기 ACAS는 RA를 생성하고, 자신의 항공기 조종사에게 처음 알려진 모든 RA 직후에 수신된 RAC를 전송한다.

3) 침입기 ACAS에 의해 생성되어 자신의 항공기로 전송된 RAC 감지가 자신의 항공기에 의해 선택되고 침입기로 전송된 처음 RAC 감지와 반대이다 (1.3.6.1.3).

4) 침입기가 전송한 RAC는 자신의 항공기에 의해 수신된다.

5) 요건은 자신의 항공기가 더 낮은 항공기 주소를 가졌을 때와, 침입기가 더 낮은 항공기 주소를 가졌을 때 모두 적용한다.

c) 침입기가 자신의 ACAS의 충돌회피 로직과 동일한 충돌회피 로직을 가진 ACAS를 장착한 경우(1.4.2.1 j) 3)).

1) 자신의 항공기, ACAS 및 조종사의 성능에 관한 조건을 침입 항공기, ACAS 그리고 조종사에게 동등하게 적용한다.

2) 한 항공기에 의해 전송된 RAC는 다른 항공기에 의해 수신된다.

3) 요건은 자신의 항공기가 더 낮은 항공기 주소를 가졌을 때와, 침입기가 더 낮은 항공기 주소를 가졌을 때 모두 적용한다.

권고사항. 대안적인 충돌회피 로직 설계를 고려하는 경우, 인증당국은 다음을 확인해야 한다.

a) 기존의 설계를 사용하는 ACAS 장치가 포함된 조우에서, 대안 설계의 성능은 수락될 수 있다.

b) 대안 설계를 사용함으로서 기존 설계의 성능이 저하되지 않는다.

a) 침입기에 ACAS가 장착되지 않았을 때는 0.18

b) 침입기가 ACAS를 장착하였으나 응답하지 않았을 때는 0.32.

c) 침입기가 ACAS를 장착하고 응답할 때는 0.04.

RA가 처음 발생했을 때 자신 항공기의 수직 속도가 400ft/분 이하인 경우에는 0.06

RA가 처음 발생했을 때 자신 항공기의 수직 속도가 400ft/분을 초과한 경우에는 0.08

| 수평적인 분리 | 수직적인 분리

FL100 이상 | 2.0NM | 750ft

FL100 미만 | 1.2NM | 750ft

a) 침입기가 ACAS를 장착하지 않았을 때는 0.08

b) 침입기가 ACAS를 장착하였으나 응답하지 않았을 때는 0.08

c) 침입기가 ACAS를 장착하고 응답할 때는 0.12

| RA가 처음 발효되었을 때, 자신 항공기의 수직 속도가

| 분당 400ft 미만 | 분당 400ft 초과

침입기가 ACAS를 장착하지 않았을 때 | |

편차 ≥ 300ft | .15 | .23

편차 ≥ 600ft | .04 | .13

편차 ≥1,000ft | .01 | .07

| |

침입기가 ACAS를 장착하였으나 응답하지 않았을 때 | |

편차 ≥ 300ft | .23 | .35

편차 ≥ 600ft | .06 | .16

편차 ≥1,000ft | .02 | .07

| |

침입기가 ACAS를 장착하고 응답 할 때 | |

편차 ≥ 300ft | .11 | .23

편차 ≥ 600ft | .02 | .12

편차 ≥1,000ft | .01 | .06

권고사항. 충돌회피 로직은 충돌위험을 최대한 실질적으로 감소시키고(1.4.3항에 정의한 것과 같이 측정) ATM에 대한 혼란을 최대한 실질적으로 제한하는 것이어야 한다.(1.4.4항에 정의한 것과 같이 측정)

“능동 감시 (active surveillance)”. 자신의 항공기의 호출신호에 대한 ACAS 응답으로부터 얻은 정보를 이용하여 침입기를 추적하는 과정

“하이브리드 감시 (hybrid surveillance)”. ACAS 독립성을 유지하기 위해 주로 수동 감시를 이용하여 추적되고 있는 다른 항공기를 감시하고 검증하기 위해 능동 감시를 이용하는 과정

“최초 획득 (initial acquisition)”. 항적이 없는 모드 S 항공기로부터 스퀴터를 받아서 능동 호출신호를 구성하여 새로운 항적의 형성을 시작하는 과정

“검증 (validation)”. 수동 정보를 사용하여 이것을 능동 호출신호에 의해 얻은 상대 위치와 비교함으로서 침입기의 상대적 위치를 검증하는 과정

“수동 감시 (passive surveillance)”. 호출신호 없이 다른 항공기의 확장된 스퀴터를 이용함으로서 다른 항공기를 추적하는 과정. ACAS는 어떤 다른 목적이 아닌, 능동 감시의 필요성을 모니터링 하기 위해서 습득된 정보를 이용한다.

만약 어떤 항공기가 수동적인 감시(passive surveillance) 상태에서 탐지된다면, 1.5.1.3.1항의 조건과 같이 확장된 스퀴터 데이터를 검증하고 모니터하기 위하여 주기적인 능동 질문(active interrogations)이 수행되어야 한다. 재검증 초기화율(default rates)은 비위협에 대하여는 매 분마다, 근접에 대해서는 매 10초마다 수행되어야 한다. 1.5.1.3.1에서 요구한 테스터는 매 질문마다 수행되어야 하며 능동감시는 이러한 재검증 테스터가 되지 않았을 경우 침입기 추적에 사용되어야 한다.

a) || ≤ 10,000ft, 그리고

b) || ≤ 3,000ft, 또는 | - 3,000ft| / ||≤ 60초, 그리고

c) ≤ 3NM, 또는 ( - 3NM) / || ≤ 60초.

여기서: = 침입기 고도 간격 (ft)

= 추정 고도 비율 (ft/초)

= 침입기 경사거리 (NM)

= 추정 거리 비율 (NM/초)

항공기는 유효 항적으로 선언되고, 위의 조건이 충족되는 한, 매 1초마다 능동 거리 측정으로 업데이트되어야 한다.

주 1. 위치보고 정보를 포함하는 확장된 스퀴터는 확장된 스퀴터 적용과 관련되는 표시장치를 위해 배포될 것이다.

주 2. 개선된 MTL이 있는 수신기로 작동하는 경우, ACAS 감시기능을 위한 통상적인 MTL의 사용은 현재의 ACAS 감시 작동을 유지한다.

a) 통상적인 MTL에서 또는 그 이상에서 수신된 모드 S 응답 포맷을 위한 별도의 응답 프로세서, 그리고 통상적인 MTL 이하에서 수신된 모드 S 응답 포맷을 위한 별도의 응답 프로세서를 사용한다.

b) 현재 처리중인 응답보다 2~3dB 더 강한 모드 S 선두신호를 탐지하면, 재트리거하는 모드 S 응답 프로세서를 사용한다.

제2장 공중충돌경고장치 기술적 특성에 대한 지침

주 1. 본 자료는 공중충돌경고장치(ACAS) 기술기준의 첨부로써, 수직 회피 능력을 가진 공중충돌경고장치(ACAS:별도로 언급하지 않은 한 ACAS II)의 기술적인 특성에 관한 지침을 제공하기 위한 것이다.

주 2. 국제민간항공기구(ICAO) 협약의 부속서 5, 제3장의 3.2.2절에서 허용된 것과 같이 SI가 아닌 대체 단위도 사용하였음. 논리 계산 수준의 일관성을 위하여 ft/s, NM/s 및 kt/s 와 같은 단위를 제한적으로 사용하였음.

접근경보(TA)는 자신의 항공기에 대한 침입기의 거리, 거리비율, 고도, 고도비율 및 방위각을 지시한다. 자동적인 고도보고 능력이 없는 모드 C, 또는 모드 S가 장착된 항공기에는 고도정보가 없는 TA가 제공될 수 있다. ACAS TA로 전달되는 정보는 비행승무원이 인접한 항공기를 시야에 두도록 돕기 위한 것이다.

위협이 탐지되는 경우, 항공기가 가까이 접근하기 전에 임의의 시점에서 ACAS 장치는 RA를 생성한다. 경고시간의 길이는 ACAS 시스템을 사용할 때 선택한 보호 용량에 의해 좌우된다. ACAS에 의해 사용되는 가장 가까운 접근 이전의 공칭 회피지시 시간은 15초부터 35초까지 다양하다. TA는 RA 이전 5초 내지 20초 사이에서 발효될 것이다. 경고시간은 3.5.12에 기술한 것과 같이 감도 레벨에 의해 좌우된다.

그림 A-1. ACAS 기능의 도해

ACAS는 고도를 보고하는 모드 A/C 또는 모드 S 트랜스폰더를 장착한 항공기에 RA를 제공한다. 몇몇 항공기는 SSR 트랜스폰더를 가지고 있지만 고도 부호기를 가지고 있지는 않다. 이와 같은 항공기는 고도정보가 없어서 충돌 위협 평가를 할 수 없기 때문에, ACAS는 RA를 생성할 수 없다. 이와 같은 항공기에 대해서는, ACAS 장치가 거리, 거리 비율 및 방위각을 묘사하는 TA 만을 생성할 수 있다. 오직 모드 A 트랜스폰더만 장착한 항공기와 모드 A/C 또는 모드 S 트랜스폰더를 장착하지 않았거나 작동하지 않고 있는 항공기는 ACAS에 의해 추적 받을 수 없다.

여기서, 은 ACAS 항공기의 지상 위치에 대해서 반경 r인 원형 지역 상부의 SSR 트랜스폰더 장착 항공기 수(자신의 항공기는 제외)에 대한 최대 30초 시간 동안의 평균값이다. 공중 측정에서, 두개의 밀도 영역에 대한 반경이 달랐다. 고밀도 측정에서, 반경은 9.3km(5NM)이었다. 저밀도 측정에서, 반경은 19km(10NM)이었다. 밀도가 일정한 원형 지역 경계 바깥쪽의 교통량 밀도는 거리에 반비례해서 항공기 대수가 다음과 같이 감소하는 것으로 가정할 수 있다.

여기서, 는 밀도가 일정한 지역의 반지름이다.

요구되는 ACAS의 공칭 추적거리는 26km(14NM)이다. 그렇지만, 고밀도에서 운항할 때 간섭제한 특성이 시스템 거리를 약 9.3km(5NM)로 감소시킬 수 있다. 9.3km(5NM) 거리는 260m/s(500kt) 조우에 대한 보호를 제공하기에 적절하다.

모드 C 호출신호가 전송되면, 이를 탐지한 모든 트랜스폰더는 응답한다. 응답기간이 21 ㎲이기 때문에, ACAS로부터의 거리가 서로 약 2.8 ㎞(1.5 NM) 이내인 항공기는 호출하는 항공기에서 끊임없이 동기적으로 서로 겹치는 응답을 생성한다. 겹쳐진 응답의 수는 항공기 밀도와 ACAS로부터의 거리에 비례한다.

적절한 밀도의 터미널 지역에서는 열개 또는 그 이상의 겹쳐진 응답이 수신될 수도 있다. 약 3개의 겹쳐진 응답만이 신뢰성 있는 디코드가 가능하다. 그러므로 각각의 호출신호에 대해서 응답하는 트랜스폰더의 수를 줄일 필요가 있다. 위스퍼-샤우트 및 지향성 전송 기술을 그러한 동기적인 혼신을 제어하기 위해 활용할 수 있다(3.2 및 3.3 참조). 교통 밀도가 최고인 곳에서의 ACAS 장치 운용에는 두 가지 모두 필요하다.

침입하는 항공기로부터의 모드 C 또는 모드 S 고도 보고, 또는 자신 항공기의 고도 데이터가 비트 오류를 포함하고 있는 경우에, ACAS는 대응하는 수직 위치나 속도를 잘못 추정할 수 있다. 이와 같은 오류는 측정 오차의 영향과 유사한 영향을 줄 수 있다. 이와 같은 오류는 대부분 고도 데이터의 신호원이 길햄(Gilham) 부호기일 때 발생하는 경향이 있으며, 자신의 항공기 고도를 위해 길햄 부호화된 데이터를 사용하는 것은 심각하고 부정적인 결과가 있을 수 있다. 길햄 부호화된 데이터 외에 다른 대체 신호원이 없는 경우, 두 개의 부호기가 사용되어야 하며, 고도 데이터를 ACAS에 제공하기 전에 오류를 탐지하기 위한 모드 S 트랜스폰더 내의 비교 기능이 사용되어야 한다.

정밀한 고도 데이터(자이로, 비행자료 컴퓨터 등 다양한 신호원으로부터 얻을 수 있는) 및 전파 고도 데이터를 포함하는 자신의 고도 데이터의 모든 신호원은 신뢰성을 확인하는 것이 요구된다.

SSR 사이트 감시(PARROTS)에 대한 가능성

ACAS는 지상 레이더 시스템의 작동 감시, 또는 트랜스폰더를 시험하는데 사용되는 지상기지의 트랜스폰더 시설을 포함하여 유효거리 내에 있는 모든 SSR 트랜스폰더를 호출한다. 이와 같은 지상기지의 트랜스폰더가 틀린 고도 데이터로 응답하는 경우에, ACAS가 의사 TA 및 RA를 생성하는 가능성이 존재한다. 이 문제를 예방하기 위해, 2차 감시 레이더(SSR) 시스템의 매뉴얼에는 위치조정이 가능한 거리참조 기준 트랜스폰더(PARROTS) 및 트랜스폰더 시험 시설의 작동에 관한 정보가 제공된다.

안전한 운용을 보장하기 위해서, 시스템은 모든 모드 S 장착 항공기가 고유한 주소를 가지도록 요구한다. 동일한 주소를 가진 여러 대의 항공기, 또는 부속서 10, 제3권, 제1부, 제9장에 부합하지 않는 주소를 가지는 항공기는 감시 및 조정기능에 부정적인 영향을 줄 수 있다.

일부 TCAS I 시스템은 회피지시가 억제된 ACAS II 간섭제한 기법을 채택한다. 이와 같은 시스템은 ACAS I의 표준 및 권고절차(SARPs)를 따르지 않는다. ACAS II의 간섭제한은 다른 ACAS II 항공기(ACAS 방송 및 모드 S 트랜스폰더 응답을 사용하는)와의 직접적인 상호작용에 의존하고 있기 때문에, 그러한 TCAS I 항공기의 존재는 인접한 ACAS II 항공기의 감시성능에 직접적으로 영향을 줄 수 있다. 그러한 TCAS I 시스템이 서로(예: 회전익 항공기 또는 활공기) 가까이 인접하여 운항하도록 알려진 항공기에 장착되어 있다면, 그 영향은 다른 ACAS II 항공기의 감시거리를 감소시킬 수도 있고, 충돌회피 경고의 준비를 지연시킬 수도 있다. 이와 같은 관점에서, TCAS I 시스템은 일정한 지속시간 동안 서로 가까이 인접하여 운항하도록 알려진 항공기에 사용되지 않아야 한다. 이와 같은 TCAS I 장치는 매우 많은 숫자가 장착되어 있을 수 있기 때문에, SSR 전자기 환경에서의 영향이 용납될 수 있음을 보장하도록 주의를 기울여야 한다.

a) 초기에, 각각 세 개의 연속적인 감시 갱신 기간에 목표로부터 모드 C 응답이 수신된다.

1) 응답은 다른 추적과 관련된 감시 응답과는 관계가 없다.

2) 가장 최근의 두 개 응답에 의해 표시된 거리 비율은 620m/s(1,200kt) 미만이다.

3) 그 거리가 가장 최근의 응답 두 개를 통과하는 직선의 95.3m(312.5ft) 이내에 있다는 개념 하에서, 가장 오래된 응답은 위에서의 거리비율과 일치한다.

4) 응답은 그들의 고도 부호 비트끼리 서로 상관관계가 있다.

b) 네 번째 상관응답은 위 a)의 연속적인 세 개의 응답중 세 번째 응답 이후 감시갱신주기 5회 이내에 수신되며, 위 a)의 4)에서 정해진 예상고도 부호의 ±60m(±200ft) 이내이다.

a) 그들의 D, A 및 B 부호펄스의 여덟 개 모두가 일치하거나, 또는

b) D, A 및 B 부호펄스의 일곱 개가 일치하면서, 최소한 그들의 C 부호 펄스중 하나가 일치해야 한다.

a) 가장 최근의(세번째) 응답 안에서 주어진 펄스 위치에 대하여 탐지된 부호가 “high” 신뢰도 또는 0 이라면, 그 위치에 대한 초기 추적 펄스 부호 산정은 가장 최근의 응답, 그 위치에서 탐지된 부호와 같다.

b) 가장 최근의 응답에서 주어진 펄스 위치에 대해서 탐지된 부호가 “low” 신뢰도 1인 경우, 그 위치에 대한 초기 추적 펄스 부호 산정은 “low” 신뢰도 1이 아닌 것으로 제공된 그 위치의 두 번째 응답에서 탐지된 부호와 같다. 두 번째 또한 “low” 신뢰도가 1 이라면, 초기 추적 펄스 부호 산정은 그 위치의 첫 번째 응답에서 탐지된 부호와 같다.

a) 항적이 이미지로 식별되지 않았다(3.1.2.9.6 참조). 그리고,

b) 응답고도가 이전의 응답 이력으로부터 예측한 고도를 중심으로 ±60m(200ft)의 고도 영역에서 일어난다.

c) 시작 절차 이후에 위협 평가에 사용되는 모든 응답은 이전 응답의 이력으로부터 예측한 거리를 중심으로 하는 거리 영역에서 발생한다.

a) 추적은 적어도 15m(50ft)의 입력 거리 정밀도로서 증가하는 거리 순서로 개별적으로 처리되며, 최소한 1.8m(6ft)의 계산상의 정확성을 유지한다. 거리는 0.67α와 0.25β로서 귀납적인(α-β) 추적기에 의해 예측되고 산정된다.

b) 각각의 감시 갱신 후에, 각 목표에 대한 새로운 거리측정이 가능해진다. 측정은 오류를 포함하기 때문에, 현재 목표의 위치와 속도에 대해 개선된 산정값을 얻기 위해서는 이전의 측정을 기반으로 평탄화하여야 한다. 거리 및 거리비율 산정 방정식은 다음과 같다.

여기서, 는 현재 측정과 이전 측정 사이의 시간 차이다.

c) 이득 α, β는 현재 및 이전의 측정값에 대해 상대적인 신뢰 정도를 결정한다. 단위 이득은 현재 측정값에 완전한 신뢰성을 부여하며 평탄화로 귀결되지 않는다.

d) 위 방정식으로부터 얻은 산정값은 다음 측정시간에 거리를 예측하기 위해 아래와 같이 연속해서 사용된다.

여기서, 은 다음 측정과 현재 측정 사이의 시간 차이다.

e) 거리 상관관계 영역은 다음과 같이 예측된 거리를 중심으로 1/2 영역의 폭을 갖는다.

| 마지막 간격을 유지한 경우, 760 ft 마지막 간격을 갱신한 경우, 570 ft | | + | | 항적이 설정되지 않은 경우: 0 항적이 설정되어 있는 경우: 0.00 NM≤r<0.17 NM이면, 2,000 ft 0.17 NM≤r<0.33 NM이면, 1,000 ft 0.33 NM≤r<1.00 NM이면, 600 ft 1.00 NM≤r<1.50 NM이면, 240 ft 1.50 NM≤r이면, 0 ft |

f) 항적이 3,050m(10,000ft) 이상에 있다면, 두 번째 괄호에 포함된 항목은 4를 곱한다.

a) 거리가 최대 150m(500ft) 이내의 차이가 있고,

b) 거리비율은 최대 4.6m/s(8.9ft) 이내의 차이가 있다.

c) 또한

1) 고도는 최대 30m(100ft) 이내의 차이가 있거나, 또는

2) 고도비율은 최대 3m/s(10ft/s) 이내의 차이가 있으며, 두 개의 추적이 동일한 탐색동안 초기화되었다.

a) 고도 목표에 대한 실제 고도와 이미지 고도 사이의 차이가 60m(200ft) 이하이거나, 이미지 항적과 실제 항적이 고도 보고가 없고,

b) 측정된 이미지 거리비율과 계산된 이미지 거리비율 의 차이가 21m/s(40kt) 이하이면서, 계산된 이미지 거리비율이 단일 반사의 경우에 대해서 다음과 같거나,

또는, 2중 반사 경우에 대해서,

여기서,

는 이미지 거리,

은 실제 거리,

는 고도를 보고하는 목표에 대해서는 실제 고도, 또는 고도를 보고하지 않는 목표에 대해서는 자신의 고도

는 자신의 고도

항적이 이미지로 확인되는 경우에, 그대로 유지될 수는 있지만 위협 탐지 로직에 의해 사용하기 위해 설정된 것으로 플래그될 수는 없다.

a) 유효한 스퀴터가 처음 수신되었을 때, 0에서 초기화된 계속적인 합계는 그것과 관련이 있다. 특별한 주소와 함께 스퀴터나 고도응답이 수신되지 않는 경우, 각각의 연속되는 감시 갱신주기 동안 합계는 1씩 감소되고, 그리고 그 합은 임의의 스퀴터 또는 고도 응답 각각의 수신에 대해 16씩 증가된다. 그 과정은 합계가 20 이상이 될 때까지 계속된다. 합계가 -20 이하가 되면, 그 주소는 시스템으로부터 제거된다. 그것이 +20 이상이 되면, 그 목표는 유효한 것으로 선언된다.

b) 목표가 유효한 것으로 선언되면, 그것의 고도가 ACAS 고도와 3,050m (10,000ft)이상 차이가 나지 않는 한 호출된다. 그렇지 않은 경우에는, 그 고도는 DF=0 또는 DF=4 응답을 사용하여 감시되며, 그러한 응답이 없는 경우에는, DF=0 응답을 유도하기 위해 매 10초에 한 번씩 호출함으로써 감시된다.

c) 이와 같은 조건 중 어떤 것이라도 만족된다면, 계속적인 합계의 값이 20을 초과한다 하더라도 합계는 계속해서 늘어나거나 줄어들 것이다.

a) 두 번째 그리고 세 번째 시도에서, 하나의 감시 갱신간격 동안에 오직 하나의 호출신호만 만들어 지며, 유효한 응답이 없는 경우에는 처음 6개의 감시 갱신간격 동안에 6개의 호출신호가 전송되어야 한다.

b) 추가적인 모든 시도는 전체적인 6개의 갱신간격 동안에 단일 호출신호로 구성된다.

여기서, 은 추적된 거리이고, 은 상관관계 거리비율이며, SMOD는 감시 거리 변경인자로서 5.6km(3NM)와 동등하다. 산정된 상관관계 거리비율이 -6kt 보다 적은 음의 값이거나 양의 값이면 (항공기가 천천히 접근하거나 또는 분기하고 있는), Tau를 계산하는데 이용되는 값 은 -6kt이다. 5.6km인 SMOD 값은 평행 접근과 같이 Tau 값이 빠르게 변화하는 상황에서 ACAS가 공칭 1초 호출신호 사이클을 항상 이용할 것임을 보장한다. Tau 값이 60초 이하인 목표는 매초당 1회의 공칭 비율로 호출된다. Tau 값이 60초 보다 큰 목표는, 목표의 고도와 자신의 항공기 고도가 모두 5,490m(18,000ft) 미만이면 5초마다 1회인 비율로 호출되고, 목표 또는 자신의 항공기 고도가 5,490m(18,000ft) 이상이면 최소한 5초에 1회 이상인 비율로 호출된다.

여기서, 는 조절된 출력 레벨이며, 는 18.5km(10NM) 또는 그 이상의 거리에 있는 목표로 전송되는 공칭 출력 레벨(전형적으로 250W)이며, 은 목표의 예측된 거리이다. 실제 전송되는 출력은 제1장, 1.3.2.2.2.2의 간섭 제한 부등식에 의해 부가된 제한값 및 보다 더 작다.

단계 번호 | | 최소 유효 방사 호출신호 출력 | | 간섭제한 우선순위 | | MLT

| | (dBm) | | | | (-dBm)

1 | | S . . I | 52 | | 1 | | 74

2 | | | 상부 안테나 전방 | S . I | 51 | | 5 | | 74

3 | | | S . . I | 50 | | 9 | | 74

4 | | | S . I | 49 | | 13 | | 74

5 | | | S . . I | 48 | | 17 | | 74

6 | | | S . I | 47 | | 21 | | 74

7 | | S . . I | 46 | | 25 | | 74

8 | | S . I | 45 | | 29 | | 73

9 | | S . . I | 44 | | 33 | | 72

10 | | S . I | 43 | | 37 | | 71

11 | | S . . I | 42 | | 41 | | 70

12 | | S . I | 41 | | 45 | | 69

13 | | S . . I | 40 | | 49 | | 68

14 | | S . I | 39 | | 53 | | 67

15 | | S . . I | 38 | | 57 | | 66

16 | | S . I | 37 | | 61 | | 65

17 | | S . . I | 36 | | 64 | | 64

18 | | S . I | 35 | | 67 | | 63

19 | | S . . I | 34 | | 70 | | 62

20 | | S . I | 33 | | 73 | | 61

21 | | S . . I | 32 | | 76 | | 60

22 | | S . I | 31 | | 77 | | 59

23 | | S . . I | 30 | | 78 | | 58

24 | | . . . I | 29 | | 79 | | 57

| | | | | |

| | | | | | | | | |

| 27 | | 37 | | 47 | | 57 | | | | |

| 유효 방사 출력 (dBm) | | | | |

그림 A-2a. 고밀도 위스퍼-샤우트 수열의 예

단계 번호 | | 최소 유효 방사 호출신호 출력 | | 간섭제한 우선순위 | | MLT

| | (dBm) | | | | (-dBm)

25, 26 | | S . . I | | 48 | | 2, 3 | | 74

27, 28 | | | 상부 안테나 좌측 및 우측 방향 | S . I | | 47 | | 6, 7 | | 74

29, 30 | | | S . . I | | 46 | | 10, 11 | | 74

31, 32 | | | S . I | | 45 | | 14, 15 | | 73

33, 34 | | | S . . I | | 44 | | 18, 19 | | 72

35, 36 | | | S . I | | 43 | | 22, 23 | | 71

37, 38 | | S . . I | | 42 | | 26, 27 | | 70

39, 40 | | S . I | | 41 | | 30, 31 | | 69

41, 42 | | S . . I | | 40 | | 34, 35 | | 68

43, 44 | | S . I | | 39 | | 38, 39 | | 67

45, 46 | | S . . I | | 38 | | 42, 43 | | 66

47, 48 | | S . I | | 37 | | 46, 47 | | 65

49, 50 | | S . . I | | 36 | | 50, 51 | | 64

51, 52 | | S . I | | 35 | | 54, 55 | | 63

53, 54 | | S . . I | | 34 | | 58, 59 | | 62

55, 56 | | S . I | | 33 | | 62, 63 | | 61

57, 58 | | S . . I | | 32 | | 65, 66 | | 60

59, 60 | | S . I | | 31 | | 68, 69 | | 59

61, 62 | | S . . I | | 30 | | 71, 72 | | 58

63, 64 | | . . . . I | | 29 | | 74, 75 | | 57

| | | | | | | |

65 | | S . I | | 43 | | 4 | | 71

66 | | S . . I | | 42 | | 8 | | 70

67 | | S . I | | 41 | | 12 | | 69

68 | | S . . I | 상부 안테나 후방 | | 40 | | 16 | | 68

69 | | S . I | | 39 | | 20 | | 67

70 | | S . . I | | 38 | | 24 | | 66

71 | | S . I | | 37 | | 28 | | 65

72 | | S . . I | | 36 | | 32 | | 64

73 | | S . I | | 35 | | 36 | | 63

74 | | S . . I | | 34 | | 40 | | 62

75 | | S . I | | 33 | | 44 | | 61

76 | | S . . I | | 32 | | 48 | | 60

77 | | S . I | | 31 | | 52 | | 59

78 | | S . . I | | 30 | | 56 | | 58

79 | | . . . . I | | 29 | | 60 | | 57

| | | | | | | |

80 | | S . . I | BOTTOM OMNI ANTENNA | | 34 | | 80 | | 62

81 | | S . . I | | 32 | | 81 | | 60

82 | | S . . I | | 30 | | 82 | | 58

83 | | . . I | | 28 | | 83 | | 56

| | | | | | | | | | |

| | | 27 | | 37 | | 47 | | 57 | | | | |

| | 유효 방사 출력 (dBm) | | | | |

|

“S”는 억제 펄스의 를 나타낸다.

“S.I”는 가 호출신호 보다 2적다는 것을 의미한다.

“S..I”는 가 호출신호 보다 3적다는 것을 의미한다.

단계 23, 63, 64, 79 및 83에서는, 펄스가 전송되지 않는다.

그림 A-2a. 고밀도 위스퍼-샤우트 수열의 예 (계속)

단계 번호 | | 최소 유효 방사 호출신호 출력 | | 간섭제한 우선순위 | | MLT

| | | (dBm) | | | | (-dBm)

1 | | S | I 52 | 주. 각각 1 dB 감소가 그림 A-2a에서의 전방 빔을 위한 우선순위를 차례대로 따른다. | 74

| | 상부 안테나 | |

2 | | SI | 48 | 74

| | 전방 | |

3 | | SI | 44 | | | | 72

| | | | |

4 | | SI | 40 | 68

| | | |

5 | | SI | 36 | 64

| | | |

6 | | I | 32 | 60

7, 8 | | SI | 48 | 주. 각각 1 dB 감소가 그림 A-2a에서의 우측/좌측 빔을 위한 우선순위를 차례대로 따른다. | 74

| | 상부 안테나 | |

9, 10 | | SI | 44 | 72

| | 좌측 및 우측 | |

11, 12 | | SI 방향 | 40 | | | | 68

| | | | |

13, 14 | | SI | 36 | 64

| | | |

15, 16 | | I | 32 | 60

17 | | SI | 43 | 주. 각각 1 dB 감소가 그림 A-2a에서의 후방 빔을 위한 우선순위를 차례대로 따른다. | 71

| | 상부 안테나 | |

18 | | SI | 39 | 67

| | 후방 | |

19 | | SI | 35 | | | | 63

| | | | | | |

20 | | I | 31 | | | | 59

21 | | SI | 34 | 주. 각각 1 dB 감소가 그림 A-2a에서의 하부 빔을 위한 우선순위를 차례대로 따른다. | 62

| | 하부 | |

22 | | 전방향 SI | 32 | 60

| | | |

23 | | SI | 30 | | | | 58

| | | | | | |

24 | | I | 28 | | | | 56

| | | | | | | | | |

| | 22 | | 32 | | 42 | | 52 | | | |

| | 최소 유효 방사 출력 (dBm) | | | | |

|

“S”는 억제 펄스의 를 나타낸다.

“SI”는 가 호출신호 보다 3적다는 것을 의미한다.

“SI”는 가 호출신호 보다 10적다는 것을 의미한다.

각 4분할의 마지막 단계에서는, 펄스가 전송되지 않는다.

그림 A-2b. 저밀도 위스퍼-샤우트 수열의 예

그림 A-3. 상부 안테나를 위한 전방향성 위스퍼

-샤우트 수열에서 최저 출력 단계에 대한 타이밍

a) 그 빔의 감시거리 내에 하나의 모드 A/C 항공기가 존재하고 동기 왜곡이 나타나지 않을 때, 또는

b) 동기 왜곡이 나타나지 않고, 모드 A/C 목표가 서로 왜곡 거리 내에 있지 않으며, 신뢰성 있는 감시 거리 내의 모드 A/C 항공기 밀도가 0.23 항공기/km (0.43 항공기/NM) 이하이다. 특정한 안테나 빔 내에서 위협에 대하여 TA가 생성될 때마다, 경보 기간 동안 고레벨 수열이 그 빔을 위해 사용된다. RA가 생성될 때마다, 경보 기간 동안 고레벨 수열이 모든 빔을 위해 사용된다.

a) 그 빔에서 단일 호출신호는 이전의 감시 갱신 간격에서 수신된 모드 A/C 응답의 측정 거리, 또는 이전 응답의 거리로부터 ±13㎲만큼 벗어난 거리를 중심으로 하는 1,525m(5,000ft) 거리 영역 내에서 발생하는 모드 A/C 응답으로 귀결되거나, 또는

b) 설정된 모드 C 항적 또는 획득 중인 과정 내의 모드 C 항적이 다른 빔으로부터 그 빔을 통과하고 있다. ACAS는 두 개의 상관관계 획득 응답이 수신되지 않는 10개의 감시 갱신 간격 이후에 단일 호출신호로 다시 전환한다.

a) 전파 고도계의 사용은 610m(2,000ft) 이하에서 충분한 측정 정확도를 제공하며, 그리고

b) 항공기가 계기착륙시스템(ILS) 활공 경로로 접근하고 있다고 가정한다. 그러한 경우, 610m(2,000ft) AGL은 공항으로부터 약 11.2km(6NM)인 거리에 대응한다.

새로운 접근절차(예: MLS 또는 GNSS를 기반으로 하는)는 간섭을 제한하기 위해 추가적인 고려사항을 필요로 할 수도 있다. 그리고 ILS 접근에서 조차, 항공기가 유효한 활주로 상공에 있지 않은 동안에는 ACAS II 및 ACAS III를 “대기”로 전환하는 절차를 수립하도록 권고한다.

의 값은 자신의 ACAS 인접한 국부적인 ACAS 분포 특성을 정의한다.

이것은 ACAS 방송 호출신호 및 ACAS 감시로부터 추출한 56km(30NM)이내, 11.2km(6NM)이내, 그리고 5.6km(3NM)이내의 ACAS의 상대적인 숫자에 기초한다. 의 값은 다음에서의 최소값이다.

a) 56km(30NM) 이내의 ACAS 항공기 수인 와 11.2km(6NM) 이내의 ACAS 항공기 수인 의 비율의 로그를 로그 25로 나눈 값,

b) 11.2km(6NM)이내의 ACAS 항공기 수인 , 5.6km(3NM)이내의 ACAS 항공기 수 의 1/4 비율.

56km 이내 ACAS 항공기의 지역에서-균일 분포는 값이 1.0이 되도록 하며, 거리에서-균일 분포는 0.5의 값이 되도록 한다. 감소하는 값은 보다 큰 출력 감소를 유발하고 이로 인해 감시거리가 더 줄어들기 때문에, 의 최소값은 최고 밀도인 터미널 지역에서 충돌회피를 위한 적절한 감시거리를 유지하기 위해서 0.5로 한정된다. 측정된 현지 ACAS 분포가 다음과 같은 특별한 상황을 고려하기 위해 값에 추가적인 제한이 부과된다.

1) ACAS 분포가 확정할 수 없도록(=1) 너무 작은 수인 경우에는, 은 1로 제한된다.

2) ACAS 분포가 상대적으로 높아서 전반적인 ACAS의 수(≤4, ≤2, >25)가 모순되는 경우, 은 1로 제한되거나, 또는

3) ACAS 분포가 상대적으로 낮아서 전반적인 ACAS의 수(>2, >2, <40)가 모순되는 경우, 은 0.5로 제한된다.

및 는 다음 식에 따라 의 값을 계산하기 위해 사용된다.

와 는 다음 식에 따라 의 값을 계산하기 위해 사용된다.

또한,

[() 또는 () 또는 ( 및 및 )]인 경우, =1.0이다.

[() 또는 (() 및 () 및 ())]인 경우, =0.5이다.

()인 경우, =1.0이고,

()인 경우, =0.5이다.

값은 및 의 최소값이다.

a) 전방 빔: 모드 S의 경우 13dB, 그리고 모드 A/C의 경우 10dB.

b) 측면 빔: 모드 S의 경우 13dB, 그리고 모드 A/C의 경우 6dB.

c) 후방 빔: 모드 S의 경우 13dB, 그리고 모드 A/C의 경우 1dB.

또한, 비행중이거나 지상에 있는 ACAS를 위한 모드 A/C 및 모드 S 감시 출력과 감도 감소는, ACAS 장치가 조기에 제한되지 않고, 모든 목표 형태의 혼합과 시스템의 최대밀도 성능까지의 모든 밀도에 대한 세 가지 제한 수식에 명시된 허용값을 최소 75% 이상 사용하는 성능을 가지도록 함으로써 이루어질 수 있다. 평탄화된 제한 값 중에서 어느 값이 초과하는 경우, 하나의 감시 갱신기간 내에서 간섭을 제한하기 위한 적절한 조치를 필요로 한다. 환경이 간섭 제한을 풀도록 허용하기 위해 충분하게 지속적으로 개선될 때, 감시 감도를 점진적으로 회복하기 위한 수단이 제공되어야 한다.

그림 A-4. 간섭제한 흐름도

a) 부등식 (3)이 위배되거나, 또는

b) 부등식 (1) 또는 (2)가 위배되고, 마지막 스캔의 모드 S 감시 거리는 예정된 위스퍼-샤우트 수열의 사용 때문에 발생하는 모드 A/C 감시 거리를 초과하지 않는다.

위스퍼-샤우트 단계는 모드 A/C 프로세서의 설계에 의해 지시된 순서로 제거되며, 제거된 단계의 수는 위 조건 중 어느 것도 만족되지 않음을 보장할 만큼 충분히 크다. 임시로 사용 예정된 위스퍼-샤우트 단계 수의 값은 마지막 스캔에서 사용된 수로 초기화된다. 모드 S 및 모드 A/C 감시 거리의 상대적 크기는 ACAS 항공기의 바로 전방에 위치한 모드 S 및 모드 A/C 트랜스폰더를 가진 목표물에 의해 보이는 산정된 유효 방사 출력(ERP)으로부터 결정된다. 주어진 방향에서의 ERP는 안테나로의 입력 결과 및 그 방향에서의 안테나 패턴 이득에 의해 결정된다. 트랜스폰더 감도가 동일하다면, 모드 S 거리는 모드 S 전송 출력이 모드 A/C 전송 출력보다 크거나 작은지 여부에 따라 모드 A/C 거리보다 크거나 작다. 모드 A/C 트랜스폰더는 모드 S 트랜스폰더보다 다소 낮은 감도를 가질 수도 있으므로, 모드 A/C 출력이 모드 S 출력을 3dB 초과하는 필요충분조건을 만족하는 경우, 모드 A/C 거리가 모드 S 거리보다 크다고 가정한다.

그러한 변화가 이루어 졌을 때, 이와 같은 것이 부등식 (3)을 만족하기 위해 필요한 경우에, 보장하는 8초 동안에 허용되는 변화는 오직 위스퍼-샤우트 스텝 수의 감소이다. 부등식 (1)과 (2)에서 사용되는 8초의 평균은 변화 이후로 시스템의 처리에 의해 결정되기 때문에, 이 8초 동결은 모드 S 변화의 효과가 명백하게 되도록 허용한다.

a) 부등식 (1), (2) 및 (3)은 만족되고, 단계가 증가 된 후에도 계속 만족될 것이다.

b) 마지막 스캔의 모드 S 감시 거리는 예정된 수열의 사용으로 발생하는 모드 A/C 감시 거리를 초과한다.

위의 a) 또는 b)를 위배하지 않으면서 가능한 많은 단계가 증가된다.

ACAS 장치로부터의 모드 A/C 호출신호는 다른 지상-기반 및 운항중인 호출기와의 동기 간섭 가능성을 피하기 위해서 의도적으로 지터화 된다. 모드 S 감시 호출신호는 ACAS를 위한 모드 S 호출신호 계획 과정의 고유한 무작위 특성 때문에 지터화가 필요하지 않다.

a) 0°부터 360° 사이의 임의의 방위각 그리고 +20°와 -15° 사이의 임의의 고도각에 위치한 최대 억제 트랜스폰더는 4개의 지향성 빔 중 적어도 하나의 호출신호에 응답한다.

b) 최소 억제 트랜스폰더는 두 개 이하인 인접한 지향성 빔으로부터의 호출신호에 응답한다.

최대 억제 트랜스폰더는 대 의 수신 비율이 3dB을 초과하는 경우에만 응답하는 것으로 정의된다. 최소 억제 트랜스폰더는 대 의 수신 비율이 0dB을 초과하는 경우에 응답하는 것으로 정의된다.

이것은 공칭보다 1dB 더 크고, 지향성 빔의 교차점에서 적절한 유효범위를 제공한다. 측방 및 후방 빔의 TRP는 항공기가 이와 같은 방향으로부터 접근할 때 발생하는 보다 낮은 접근속도를 고려하기 위해 전방의 빔에 대해 상대적으로 감소한다. 모드 A/C 감시 성능은 지향성(여기서는 빔의 수)이 상부에 장착된 안테나를 위해 증가하는 것처럼 일반적으로 향상될 것이다. 그렇지만, 하부의 지향성 안테나 사용은 탐지능력에 있어서 오직 제한적인 개선만을 제공할 것이고, 최고 출력에서 사용되는 경우에, 지상-반사 다중경로로 기인한 의사 트랙 비율 증가에 의해 장치의 전반적인 성능은 저하될 것이다.

응답하는 트랜스폰더로부터의 전송 도착 각도는 여러 단순하고 실제적인 방향탐지 기술에 의해 10° RMS 정확도 보다 더 좋게 결정될 수 있다. 이와 같은 기술은 전형적으로 항공기 표면에 설치된 1/4파 간격으로 사각형 배열을 한 4개 또는 5개의 단극 방사 요소를 채택한다. 이와 같은 요소로부터의 신호는 수신된 신호의 도착방향 산정을 제공하기 위한 상 또는 진폭에서 비교될 수 있는 2 또는 4개의 구분된 빔으로부터 생성되는 것과 같이 조합될 수 있다. 이와 같은 방향탐지 정확도의 레벨은 조종사에게 침입하는 항공기의 육안 획득을 효과적으로 돕기 위한 TA를 제공하기 위해 적절하다.

상부에 설치된 지향성 안테나는 항공기 중심선 위에 그리고 가능한 최대한 전방으로 위치하여야 한다. ACAS 안테나와 모드 S 트랜스폰더 안테나는 장치 사이의 누설 에너지의 연결을 최소화하기 위해 기체에서 가능한 멀리 떨어진 곳에 설치하여야 한다. 이와 같은 간격은 최소한 20dB의 연결 손실로 귀결되는 간격과 같은 0.5m(1.5ft)이하가 결코 아니어야 한다.

모드 S 트랜스폰더(-74dBm의 최소 트리거 레벨)의 것과 동등한 감도는, 그러한 항공기가 공칭 전송 출력의 트랜스폰더를 장착하고 있음을 제공하는 26km(14NM)의 거리에서 수평 비행중인, 거의 고도가 같은 항공기의 신뢰성 있는 탐지를 제공하기 위한 적절한 링크 여유를 제공할 것이다.

지향적으로 호출하는 ACAS 장치는, 호출하는 구역의 바깥에 있는 근처의 항공기에 의해 생성된 응답(왜곡신호)을 제거하기 위해, 수신기 사이드로브 억제 기술을 이용할 수 있다. 이것은 감시 갱신 주기 동안에 처리되는 응답의 수를 감소시킨다.

ACAS에 의해 이용된 수신기의 MTL이 확장 스퀴터와 함께 보다 긴 거리의 작동을 얻기 위해 낮춰진다면, 변경되지 않은 ACAS 수신기가 이용하였던 MTL에서 수신된 스퀴터 수신을 분류하기 위한 설비가 만들어져야 한다. 전통적인 MTL 또는 보다 높은 MTL에서 수신된 스퀴터 수신은 ACAS 감시 기능으로 보내진다. 전통적인 MTL 미만에서 수신된 스퀴터 수신은 ACAS 감시에 이용되지는 않으며, 확장 스퀴터 응용으로 직접 보내진다. MTL에 의한 필터링은 ACAS가 자신의 유효 감시성능의 거리를 벗어난 항공기 호출을 시도하는 것을 방지하기 위해 필요하다. 이는 어떠한 감시성능 향상 없이 ACAS 호출신호 비율을 증가시킬 것이다. 향상된 MTL을 갖는 수신기로 작동할 때, ACAS 감시 기능을 위해 전통적인 MTL을 이용하는 것은 ACAS 감시의 현재 작동을 보존한다.

자신의 항공기를 에워싸는 보호된 영역을 침입기가 통과할 때, 침입기는 위협이 된다. 보호된 영역은 거리 시험(거리 데이터만을 사용한) 및 고도 시험(고도 및 거리 데이터를 사용한)에 의해 규정된다. 이와 같은 시험의 적용은 양성 또는 음성인 결과(보호된 영역의 적절한 부분 안에 또는 밖에 위협이 있음을 의미하는)를 유도한다. 두 가지 시험 모두가 양성인 결과를 나타낼 때, 침입기는 위협으로 선언된다.

“충돌 면”. 거리 벡터 및 침입기에서 시작하는 순간적인 상대 속도 벡터를 포함하는 평면

“임계 교차단면 구역”. 주축과 직교하는 평면에서의 보호 영역의 교차단면이 최대인 구역

“순간적인 상대 속도(s)”. 상대 속도 현재 값의 계수.

“선형 분리 거리()”. 침입기와 자신의 항공기 모두 현재의 위치로부터 비가속 운동으로 진행한다는 가정 하에 발생하는 거리의 최소값.

“가장 가까운 접근까지의 선형 시간()”. 침입기와 자신의 항공기 모두 현재의 위치로부터 비가속 운동으로 진행한다면, 가장 가까운 접근까지 걸리는 시간.

거리 예측을 하기 위해 ACAS가 이용할 수 있도록 주어진 정보가 오직 거리와 거리 비율 추정이라면, 선형 분리 거리 및 가장 가까운 접근까지의 선형시간은 모두 주목할 만한 분량이 아니다.

주목할 만한 분량이 아닌, 선형 분리 거리 및 가장 가까운 접근까지의 선형시간은 다음 등식에 의해 주목할 만한 양의 거리 및 거리 비율 과 관계가 있다.

“주축”. 보호된 영역의 환경에서, 순간적인 상대 속도 벡터와 평행한 ACAS Ⅱ 항공기를 통과하는 선

“거리 수렴”. 거리 비율이 0과 같거나 이보다 적은 경우에, 항공기는 거리 내에서 수렴하는 것으로 간주된다.

그림 A-5. 순간적인 충돌 평면에서 보호된 영역을 통과하는 단면

그림 A-6. 위험한 분리거리

그림 A-6. 위험한 분리거리

그림 A-7. 이상적인 고도시험을 위한 위험 구역

그림 A-7. 이상적인 고도시험을 위한 위험 구역

위협 항공기가 ACAS II 또는 ACAS III를 갖추고 있는 경우에, 자신의 ACAS는 모순되지 않는 RA가 선택되는 것을 보장하기 위해 모드 S 데이터 링크를 통하여 위협 항공기의 ACAS와 조정하는 것이 요구된다. 선택된 경보의 성질은 또한 위협 항공기가 ACAS 장치를 갖추었다는 사실에 의해서 영향을 받을 수 있다.

조종사는 시스템의 유효성에 대한 주요 영향을 훈련하기 때문에, 모든 ACAS의 설계를 위해 조종사의 반응과 관련한 일정한 가정이 필요하다. 제4절에서 기술한 ACAS 실행은, 새로운 경보를 위한 5초의 지연 응답과 탈출 속도를 확정하기 위한 g/4의 수직 가속도를 사용한다. 그 다음의 경보 변경을 위해서는 응답시간이 2.5초로 감소한다. 조종사 반응지연이 설계에서 가정한 조종사의 예상 반응지연을 초과하는 경우에, ACAS는 적절한 수직 분리를 제공하지 못할 수 있다.

상승 또는 하강하는 침입기는 수평 비행하는 침입기보다 많은 어려움을 제공한다. 고도 비율을 결정하는 것이 종종 문제가 된다. 자신의 항공기에 가깝게 지나갈 것으로 예측된 상승 또는 하강하는 위협 항공기는 관찰된 고도 비율을 유지하여 근접 조우를 피하기보다는 수평자세진입(level-off)이 더 쉽다는 증거가 있다. 그러므로 ACAS에 의한 RA 선택은 위협 항공기가 수평자세진입을 할 수도 있다는(즉, ATC에 응답하여) 예측에 의해 편향되어야 한다. 위협 항공기의 추적된 고도 비율의 낮은 신뢰도는 이 비율의 보다 나은 산정을 기다리는 RA 생성 지연을 야기할 수도 있다.

그림 A-8. 유도 근접 조우

그림 A-8. 유도 근접 조우

a) 임의의 고도보고 사용이 갱신 과정에 의해 수락되기 전에, 이전에 수신된 보고의 수열을 부여하여 보고가 합리적으로 보이는지를 결정하기 위한 시험을 수행한다. 보고가 비합리적으로 보인다면, 비록 이후 보고의 신뢰성 확인에 그것을 사용할 수 있다 하더라도 제거된다.

b) 그 알고리즘은 고도보고가 아닌 고도 전환 사이의 시간을 재귀적으로 평균한다.

c) 추적기는 분리된 고도 전환(즉, 고도에서 어떤 기울기의 부분이 아닌 전환)에 대한 응답을 엄격히 제한한다. 분리된 고도 전환은 전환 방향에서 명시된 적절한 비율까지 비율 추정의 초기화를 유발한다. 비율추정은 각각의 연속적인 스캔에서 전환이 없이 0으로 감쇄될 것이다.

d) 앞선 전환의 방향과 일치하는 전환이 관찰되었을 때, 기울기가 선언된다. 고도 비율은 두 변화 사이의 시간과 일치하는 값으로 초기화 된다.

e) 양자화 효과에 기인한 비율의 진동은 기울기 또는 수평항적이 선언될 때 억제된다. 기울기 기간 동안, 전환 없다는 것이 이전에 추정된 비율과 일치하는 지를 판정하기 위해, 고도 전환이 없음을 나타내는 고도보고를 시험한다. 일치하지 않는다면, 비율은 보다 낮은 값으로 초기화된다. 일치하는 경우에, 비율은 변화 없이 유지된다.

f) 기울기가 선언되고 전환이 관찰되었을 때, 전환이 방향 및 시기 모두에서 이전에 추정된 비율과 일치하는지를 확인하기 위한 시험이 이루어진다. 일치하지 않는다면, 비율은 초기화된다. 일치하는 경우에, 비율은 평탄화에 의해 갱신된다. 전환은 지터에 기인할 수도 있으며, 실제로 기울기가 지속될 수도 있다.

g) 각각의 탐색 동안, 추적기는 고도 비율 추정에 배치할 수 있는 신뢰 정도를 표시하는 추적 신뢰 지표를 제공한다. 최근의 고도 보고가 추적기의 고도 및 고도 비율 추정 모두와 일치할 때, “높은” 신뢰도가 선언된다. 가능한 수직가속을 포함하는 고도보고가 일치하지 않을 때, 또는 둘 이상의 계속되는 사이클 동안 고도보고가 누락되었을 때 “낮은” 신뢰도가 선언된다. “낮은” 신뢰도는 RA 발생의 지연을 정당화할 수도 있다.

h) 추적기는 실제 고도 비율이 위치할 것으로 예상되는 상한 및 하한 경계를 제공한다. 고도 비율 경계는 RA 발생이 지연되는지를 판정하기 위해 사용되며, 고도 비율 신뢰도가 “낮을” 때 감지 반전의 필요성을 평가하기 위해 사용된다.

조정 메시지 및 관련 처리의 순서는 그림 A-9에서 도해하였다. 조정 완료의 실패는 위협항공기가 모순된 RA 감지를 선택하는 결과가 될 수도 있다.

그림 A-9. 조정 순서

그림 A-9. 조정 순서

ACAS는 자신의 항공기를 위협 항공기로 인지하는 다른 ACAS-장착 항공기로부터 수신한 현재의 RA 및 유효한 RAC를 저장한다. 저장된 정보가 자신의 ACAS에 의하여 RA 선택에 사용되는 동안, 하나 이상의 ACAS에 응답하여 변경되지 않음을 보장하기 위해, 데이터는 한 번에 오직 하나의 ACAS만 이용 가능하거나, 또는 오직 하나의 ACAS에 응답하여 변경될 수 있도록 보호되어야 한다. 예를 들면, 이것은 데이터 저장이 자신의 ACAS에 의해 접근되거나 또는 위협 ACAS로부터 새로운 데이터가 제공될 때마다, 조정 잠금 상태에 들어감으로써 이루어질 수 있다. 조정 잠금 상태가 활성화된 동안 지시 메시지가 수신되는 경우에, 데이터는 현재 조정 잠금 상태가 끝날 때까지 보류된다. 들어오는 위협 지시 메시지가 ACAS 처리에 비동기적으로 수신되며 이와 같은 처리를 효과적으로 방해하기 때문에, ACAS 내에서의 서로 다른 처리에 의한 동시 데이터 접근 가능성이 존재한다.

ACAS 위협 탐지 변수의 제어는 다음과 같이 제공된 SLC 명령의 방법으로 유효화 될 수 있다.

a) 고도 대역을 기초로 하는 내부적으로 생성된 값.

b) 모드 S 지상국(3.5.11.2 참조)으로부터, 그리고

c) 조종사가 작동하는 스위치로부터.

ACAS에 의해 사용되는 감도레벨은 이와 같은 세가지 신호원에 의해 제공된, 0이 아니면서 가장 작은 SLC 명령에 의해 정해진다. 모드 S 지상국 또는 조종사가 감도레벨 세팅에 특별한 관심을 가지고 있지 않을 때, 0 값이 그 신호원으로부터 ACAS로 전달되며, 그 것은 선택과정에서 고려되지 않는다. 감도레벨은 보통 고도대역을 기초로 하여 내부적으로 생성된 값에 의해 정해진다. ACAS 항공기가 고도 문턱값의 영역에 남아있을 때, SLC 명령값의 요동을 예방하기 위해 고도 문턱값 부근에 이력현상이 사용된다.

a) 위치 (거리 및 방위각).

b) 고도 (상대 고도 또는 침입기가 고도를 보고하는 경우에는 절대 고도), 그리고

c) 고도를 보고하는 침입기에 대한 고도 비율 표시 (상승중 또는 하강중).

RA 표시장치는 도달되거나 회피되는 수직 속도 표시를 승무원에게 보여준다. RA 표시장치는 순간 수직속도 지시기(IVSI) 또는 주 비행표시장치(PED)에 통합시킬 수 있다. RA 표시장치는 예방 RA와 수정 RA를 구별하는 수단을 제공할 수도 있다.

청각 경보는 TA 또는 RA가 발생되었음을 승무원에게 경고하기 위해 사용된다. RA를 알리기 위해 사용되는 용어를 선택할 때, 명령 오해의 가능성을 최소화하는 어구를 선택하도록 주의를 기울여야 한다. 청각적인 통보는 모든 위협적인 항공기와 ACAS 항공기의 충돌 해제를 표시하기 위해서도 승무원에게 제공된다.

최소한, 승무원이 수동으로, 다른 입력에 기초하는 감도레벨 모드를 “자동”으로 선택하거나, TA만 발행될 수 있는 모드를 선택하거나, 또는 최소한 감도레벨 1을 포함하는 특정한 감도레벨을 선택하는 수단이 제공되어야 한다. 감도레벨 1이 선택되었을 때, ACAS 장치는 본질적으로 “대기” 상태이다. 용어 “대기”는 이와 같은 선택을 지정하기 위해 사용될 수도 있다. 현재의 ACAS 감도레벨은 승무원에 의해 선택된 것과 다를 수도 있다. ACAS가 “대기” 중에 있거나 또는 TA만이 발행되었을 때, 승무원에게 표시하기 위한 장치가 구비되어야 한다. ACAS에 대한 제어는 모드 S 트랜스폰더에 대한 제어와 통합될 수도 있고, 또는 두 시스템이 별도의 제어기를 가질 수도 있다. ACAS와 모드 S 제어기가 통합되었다면, 승무원이 작동 중에 트랜스폰더만의 모드를 선택하도록 허용하는 수단이 제공되어야 한다.

ACAS 장치는, 장치의 정상적인 작동을 방해하거나 또는 간섭하지 않고 모든 중요한 ACAS 기능의 기술적인 상태를 계속적으로 판정하기 위한 자동 성능 감시기능을 포함하여야 한다. 이와 같은 감시기능에 의해 판정된 것과 같은 비정상적인 상태가 존재함을 승무원에게 표시하기 위한 장치를 구비해야 한다.

주 1. 아래에 주어진 특성은 ACAS II 충돌 회피 로직을 위해 참고적인 설계를 설명한다. 그렇지만, 이 설명이 성능이 동일하거나 보다 나은 다른 설계의 사용을 배제하지는 않는다.

주 2. 소문자인 수학 기호는 이 장 전체에 걸쳐 변수를 표시하기 위해 사용된다. 대문자 기호는 변수를 위해 사용된다. 몇몇 변수에 사용된 점 표시는 수량을 지시하는 것이 아닌, 표기법에 의해 제안된 차원이 있음을 표시한다. 예를 들면, 속도 변수를 위한 거리/시간.

거리, 거리 비율 및 거리 가속도(, , )는, 연속적인 거리 측정으로 , 및 값이 각각 0.40, 0.10, 0.01이라는 그들의 최소값에 도달할 때까지 감소하는 , 및 계수를 사용하는 적합한 -- 추적기에 의해 산정된다. 해당 거리 가속도 산정은 다음의 공식을 이용하여 가장 가까운 접근에서 예상되는 분리거리()를 추정하는데 이용된다.

이런 추정은 산정오류의 크기 때문에, 또는 수평면에서 한 대의 항공기가 기동을 할 수 있기 때문에 신뢰할 수 없을 지도 모른다는 것을 나타낼 때는 계산되지 않는다. 후자의 계산은 항적의 수명, 관찰된 연속적인 거리 예측의 정확도, 관찰된 거리 가속도 측정의 일관성, 이전에 산정된 분리거리와 일치하는 선형 궤적에 기초한 두 번째 거리 추적의 관측된 일관성, 그리고 대략적인 방위각 추적의 관측된 일관성에 의존한다.

“확정된 비율 추적”. 침입기로부터 수신된 마지막 몇 개의 고도보고 패턴이 그 침입기가 일정하고 0이 아닌 고도 비율로 상승 또는 하강하고 있다는 것을 추정하도록 해주는 고도추적.

“수평 추적”. 침입기로부터 수신된 마지막 몇 개의 고도 보고 패턴이 그 침입기가 수평비행하고 있다는 것을 추정하도록 해주는 고도추적.

“새로운 추적”. 새롭게 초기화된 고도 추적.

“진동하는 추적”. 침입기로부터 수신된 마지막 몇 개의 고도 보고 패턴이 그 침입기가 수평비행하고 있다는 것을 추정하도록 해주는 방법으로 두 개 또는 그 이상의 값 사이에서 진동하는 고도추적.

“전환”. 해당 추적을 위해 신뢰할 수 있는 마지막 고도 보고와는 다른 추적을 위한 고도보고.

“기울기”. 가장 최근의 두 고도레벨 전환이 동일한 방향인 경우에, 고도 비율을 위한 기울기가 존재한다.

“비율이 확인되지 않은 추적”. 침입기로부터 수신된 마지막 몇 개의 고도보고 패턴이 다른 어떤 방법으로도 분류되는 추적이 되지 못하게 하는 고도추적.

고도 비율 추정, m/s(ft/s).

현재 보고와 신뢰할 수 있는 가장 최근의 보고 사이의 고도차이

1초.

신뢰할 수 있는 가장 최근의 보고 이후의 시간(초).

가장 최근의 두 개의 고도레벨 전환 사이의 시간, 또는 한 사이클 내의 다중 전환에서 이와 같은 전환 사이의 평균 시간(초).

가장 최근의 전환 이후 추정된 레벨 점유시간(초).

레벨 점유시간에서 계산된 낮은 경계(초).

를 위해 계산된 평탄화 계수.

를 기초로 하는 를 위한 한계값.

가장 최근의 2개 고도 레벨 전환 사이에 교차된 고도 레벨의 수.

가장 최근의 비율에서 교차된 고도 레벨들의 수.

의 평탄화된 오류 추정(초).

가장 최근의 고도 전환의 부호(고도 증가의 경우 +1, 감소의 경우 －1).

이어지는 고도 레벨 전환이 갱신되기 전, 임의의 변수 x의 값.

a)

b)

“확정된 비율 추적”. 둘 이상의 연속된 전환이 동일한 방향에서 관찰되고, 그 간격 동안 추적분류가 수평 추적으로 전환되지 않을 만큼 두 전환 간의 시간 간격이 충분히 짧거나(수평 추적의 정의 참조), 또는 관찰된 전환이 기존의 기울기와 반대 방향이고, 이전의 전환 이후 시간이 “예상외로 작다”인 경우에는, 고도 추적은 확정된 비율로 분류된다(4.1.2.3.6.8.1).

“수평 추적”. 다음 전환이 예상되었던 시간 이후에, 보다 긴 시간 동안 보고가 동일한 레벨에서 수신되거나, 또는 전환이 예상되었건 예상되지 않았던 간에 보다 긴 시간 동안 하나의 보고가 예상된다면, 고도 추적은 수평으로 분류된다.

“새로운 추적”. 첫 번째 고도보고와 첫 번째 전환 사이의 기간 동안 또는 가 경과할 때까지, 고도 추적은 새로운 추적으로 분류된다(4.1.2.3.6.3.1).

“진동하는 추적”. 전환이 바로 앞의 전환에 대한 반대 방향으로 발생하고, 단지 하나의 레벨이 횡단되며, 추적 분류가 그 간격(수평 추적의 정의 참조) 동안 수평추적으로 변경되지 않을 만큼 두 전환간의 시간 간격이 충분히 짧은 경우에, 고도 추적은 진동하는 추적으로 분류된다. 그리고, 만약 추적이 확정된 비율로서 분류되었다면, 그 전환 이후의 시간은 “예상외로 작다”가 아니다(4.1.2.3.6.8.1).

“미확인 비율 추적”. 전환이 새로운 추적 또는 수평 추적에 대해 발생하거나, 이전의 전환과 반대 방향인 전환이 발생하고, 하나 이상의 레벨이 확정된 비율 추적, 진동하는 추적 또는 미확인 비율 추적으로 횡단되는 경우에, 고도 추적은 확인되지 않은 비율 추적으로 분류된다.

,

그림 A-10. 추적 분류 사이의 변경

그림 A-10. 추적 분류 사이의 변경

, , =maximum(, 1.4초)

=maximum

(또는, 하나 또는 그 이상의 보고 누락 이후에 가장 최근의 전환이 관찰되었다면, 2.85)인 경우,

=3 이고,

=0.5 이며,

이다. 그렇지 않은 경우에는

두 경우 모두에서,

(또는, 하나 또는 그 이상의 보고 누락 이후에 가장 최근의 전환이 관찰되었다면, 3.0초)이거나 가 인 거리 밖에 놓여 있는 경우, 수량 , 및 는 다음과 같이 정해진다.

=1

=minimum

=maximum

비율은 다음과 같이 계산된다.

비율 감쇄에 대해 다음 공식이 사용된다.

여기서, = 가장 최근의 전환 이후의 시간(초)

a) 고도 전환 없이 (4.1.2.3.6.9.1)보다 긴 시간동안 새로운 추적이 관찰된다.

b) 고도전환 없이 (4.1.2.3.6.9.1) 보다 긴 시간동안 미확인 비율추적이 관찰된다.

c) 추적이 수평 추적으로 분류된다.

d) 추적이 처음에는 확정된 비율 추적으로 분류된다.

e) 확정된 비율 추적의 경우 전환이 발생했을 때, 예상된 전환 시간(갱신되기 전)에 대하여 관찰된 전환 시간의 비율은 과 (4.1.2.3.6.9.1) 사이에 들어간다. 또는, 이와 같은 시간 사이의 차의 절대값은 보다 작다. 또는, 가장 최근에 관찰된 전환과 이전의 전환 사이의 시간은 (4.1.2.3.6.9.1)보다 길다.

f) 확정된 비율 추적의 경우, 전환이 발생하고 이전의 보고는 누락되었을 때, 및 이다.

g) 추적이 진동하는 추적으로 분류된다.

h) 신뢰할 수 있는 최종 고도보고의 처리에 따라 신뢰도가 이전에 “높은”으로 정해졌고, “낮은” 신뢰도 선언에 대한 4.1.2.3.6.10의 a)부터 e)까지의 조건이 만족되지 않는다.

a) 새로운 추적의 경우, 4.1.2.3.6.9에서의 조건 a)가 만족될 때까지

b) 미확인 비율 추적의 경우, 4.1.2.3.6.9에서의 조건 b)가 만족될 때까지

c) 확정된 비율추적의 경우, 관찰된 전환시간이 4.1.2.3.6.9에서의 조건 e) 또는 f)를 만족하지 않을 때

d) 예상된 전환이 (4.1.2.3.6.10.1) 보다 더 늦을 때

e) 확정된 비율 추적의 경우, 4.1.2.3.6.8에서의 조건이 만족될 때

f) 이전에는 신뢰도가 “낮은”이었고, “높은” 신뢰도 선언을 위한 조건이 만족되지 않을 때(4.1.2.3.6.9).

a) 고도 비율 추정의 이전 값이 유지된다. 그리고,

b) 둘 이상의 연속된 사이클 동안 고도보고가 누락될 때, 추적된 비율에서의 신뢰도는 “낮은”으로 선언된다.

고도를 보고하는 침입기의 경우, TA를 위한 거리시험은 다음과 같은 공칭 경고 시간을 도출한다.

S | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7

TA 경고 시간 | T+10 | T+10 | T+10 | T+15 | T+15 | T+13

여기서, S = 감도 레벨

TA를 위한 거리시험은 위협탐지(4.3.3)를 위해 사용되었던 것과 동일한 형태를 갖는다. 감도 레벨 3 내지 7에 대한 의 값은 4.3.3.2.1에 주어졌으며, 씩 증가한다. 여기서, 는 요구되는 TA 경고 시간이다. 감도레벨 2를 위한 의 기초값은 0.19km(0.10NM)이다.

다음의 조건 세트 중 하나가 만족되는 경우에, 고도 시험은 양성인 결과를 도출한다.

a) 현재 고도 분리가 “작다”이거나, 또는,

b) 항공기가 고도에서 수렴하고 있으며, 같은 고도가 되기까지의 시간은 “작다”이다.

이와 같은 용어 및 조건은 4.3.4.1, 4.3.4.2, 4.3.4.3 및 4.3.4.5에서 정의된다. 고도가 같아지기까지의 시간에 대한 시간 문턱값이 TA 경보 시간(4.2.2)이며, 에 사용된 값은 다음과 같다.

FL | 300 미만 | 300 이상

m | 260 | 370

( ft | 850 | 1,200)

a) 추적된 고도:

b) 추적된 고도 변화 비율:

c) 추적된 경사 거리:

d) 추적된 경사 거리의 변화 비율:

e) 침입기 ACAS의 감도 레벨:

ACAS II 또는 ACAS III를 장착하지 않은 침입기의 경우, 는 1로 정해진다.

a) 고도:

b) 고도 변화 비율:

c) 자신의 ACAS 감도레벨 (제1장, 1.3.4.3):

공칭 고도 대역 | SLC 명령 부호 | 감도 레벨이 변하는 곳에서의 고도 문턱값 | 이력현상 값

0부터 1,000 ft AGL까지 | 2 | 1,000 ft AGL | 100 ft

1,000 ft부터 2,350 ft AGL까지 | 3 | 2,350 ft AGL | 200 ft

2,350 ft AGL부터 FL 50까지 | 4 | FL 50 | 500 ft

FL 50부터 FL 100까지 | 5 | FL 100 | 500 ft

FL 100부터 FL 200까지 | 6 | FL 200 | 500 ft

FL 200 이상 | 7 | |

표 A-1.

다음 조건 모두가 동일한 사이클에서 적용되는 경우에 한해서, 침입기는 위협이 된다.

a) 거리시험이 양성인 결과를 나타낸다.

b) 다음중 한 가지만 적용,

1) 고도시험이 양성인 결과를 나타낸다.

2) 위협 항공기로부터 고도교차 RAC가 수신되었다.

S | 3 | 4부터 6까지 | 7

| 0.0069 | 0.0096 | 0.0137

( | 0.0020 | 0.0028 | 0.0040 )

a) 다음 사항 모두 만족

1) 항공기가 거리 측면에서 수렴하고 있다.

2) 다음 부등식이 만족된다.

여기서, = minimum(, )

b) 항공기가 거리 측면에서 발산하고 있지만, 거리가 보다 작고 거리발산은 “느리다”이다.

c) 현재 사이클에서 추정 분리거리를 계산할 수 없거나, 계산된 분리거리가 보다 작다.

그리고 다른 모든 조건에 대해, 거리 시험의 결과는 음성이다.

S | 3 | 4 | 5 | 6 | 7

초 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35

(㎞) | 0.37 | 0.65 | 1.0 | 1.5 | 2.0

((NM) | 0.20 | 0.35 | 0.55 | 0.80 | 1.1)

(m) | 382 | 648 | 1,019 | 1,483 | 2,083

((ft) | 1,251 | 2,126 | 3,342 | 4,861 | 6,683)

“고도 발산 비율 ()” 의 변화 비율.

“현재 고도 분리 ()”. 자신의 항공기와 침입기 사이에 현재 추적된 고도 분리의 계수.

“가장 가까운 접근까지의 시간 (, )”. 최소 거리까지 도달하는데 걸리는 추정 시간. 는 최대값(직선 상대 운동 및 분리 거리 0을 가정한)이고, 은 최소값(직선 상대 운동 및 관심이 있는 최대 분리 거리 을 가정한)이다.

“고도가 같아지기까지의 시간 ()”. 같은 고도에 도달하기 위해 걸리는 추정 시간.

“수직 분리 거리 ()”. 가장 가까운 접근의 추정시간에 예측되는 고도분리에 대한 추정 하한 경계.

이면,

이면,

이면,

이면,

이면,

그렇지 않을 때,

인 경우, minimum

인 경우, maximum

FL | 200 이하 | 200부터 420까지 | 420 이상

(m) | 183 | 213 | 244

((ft) | 600 | 700 | 800 )

S | 3 | 4 | 5 | 6 | 7

초 | 15 | 18 | 20 | 22 | 25

a) 항공기가 거리 측면에서 수렴하고 있고, 현재 고도분리는 “작다”이며, 수직분리가 “작다”이다.

b) 항공기가 거리 및 고도 측면에서 수렴하고 있고, 고도가 같아질 때까지의 시간은 “작다”이며, 수직분리 거리가 “작다”이거나 가장 가까운 접근() 이전에 같은 고도가 발생한다고 예상된다.

c) 항공기가 거리 측면에서 발산하고 있고, 현재 고도 분리는 “작다”이다.

또한, 다른 모든 조건의 경우, 고도 시험의 결과가 음성이다.

RA 형태는 제1장, 1.4.1에서 정의된다.

다음 조건 중 어느 것이라도 만족될 때, 기준 로직은 새로운 위협에 대하여 새로운 RA를 생성하거나 기존 RA를 수정하지 않는다.

a) 위협 항공기로부터 고도교차 RAC가 수신되지 않았다.

b) 다음 중 하나

1) 고도 분리 시험(4.4.2.1)은 음성인 결과를 나타낸다.

2) 위협 항공기가 고도비율 상한 경계까지, 고도비율 하한 경계까지, 또는 이와 같은 경계사이의 모든 고도비율까지 동일한 고도 비율을 갖거나 안 갖거나, 추적된 고도 비율에서 침입기의 신뢰도는 “낮으며”, 어떠한 회피기동도 최소한 (4.4.2.2)인 예측된 분리를 제공하지 않을 것이다.

3) 위협 항공기의 추적된 고도 비율에서 “낮은” 신뢰도가 존재하고, 현재 고도분리가 46m(150ft)보다 크며, 다른 가능한 위협과는 별개로 고려된 위협에 대응하여 선택되는 RA는 교차하는 고도일 것이다.

a) 교차 고도이면서 다음중 어느 하나가 만족될 때,

1) 현재의 고도 분리가 를 초과한다.

2) 위협 항공기가 ACAS를 장착하고 있고, 그것으로부터 유효한 RAC가 수신되지 않았고, 자신의 항공기의 고도 비율은 “작다”이며, 위협 항공기의 고도 비율은 “작다”가 아니며, RA의 발행이나 기존 RA의 변경에서 지연이 “수락가능”하다.

b) 조우가 “천천히 접근중”이 아니라면, 위험한 간격동안에 최소한 “최소” 분리를 생성할 수 없다.

c) 조우가 “천천히 접근중”이고, 거리가 보다 적거나 , 거리까지의 시간이 5초 미만이라면, 가장 가까운 접근에서 최소한 “최소” 분리를 생성할 수 없다.

그렇지 않은 경우에, 고도분리 시험의 결과는 양성이다.

| m | ( ft)

FL 100 이하 | 61 | (200)

FL 100부터 FL 200까지 | 73 | (240)

FL 201부터 FL 420까지 | 122 | (400)

FL 420 이상 | 146 | (480)

| m | ( ft)

FL 50 이하 | 91 | (300)

FL 50부터 FL 100까지 | 107 | (350)

FL 100부터 FL 200까지 | 122 | (400)

FL 201부터 FL 420까지 | 183 | (600)

FL 420 이상 | 213 | (700)

인 경우,

minimum

minimum

minimum

인 경우,

여기서, 와 은 거리시험(4.3.3)을 새롭게 거친 위협 항공기에 대한 와 모두 동일하며, 그렇지 않다면, 이전 사이클의 및 각각의 값이다.

S | 3 | 4 | 5 | 6 | 7

초 | 25 | 30 | 30 | 35 | 40

a) 그들의 현재 고도 비율을 유지하는 위협 항공기

b) 처음 위협이 되었을 때는 상승중이거나 하강중이고, 수평비행을 하기 위해 그들의 고도 비율을 감소시키거나 기동하는 위협 항공기

a) 예방 RA의 경우, 자신의 항공기 고도 비율은 RA에 의해 명시된 한계 내에서 유지될 것이다.

b) 수정 RA의 경우, 자신의 항공기 항적은 동안 현재의 비율에서 비가속도 비행을 하고, 이어서 선택된 고도 비율()에 이르기 위해 수직면으로 일정한 가속()을 한 후에, 이 비율에서 비가속도 운동을 하는 것으로 구성될 것이다.

제한사항 | 형태 |

상향 감지 RA | |

증가된 상승 | 양성 | >

상승 | 양성 |

하강하지 말 것 | VSL | 0

10m/s 이상으로 하강하지 말 것 | VSL | -10m/s(-2,000ft/min)

| |

하향 감지 RA | |

증가된 상승 | 양성 | <

하강 | 양성 |

상승하지 말 것 | VSL | 0

10m/s 이상으로 상승하지 말 것 | VSL | +10m/s(+2,000ft/min)

표 A-2. RA 강도 선택

a) 감지가 동일한 양성 RA가 현재 표시되고 있고, 한 사이클 이상 동안 표시되었다. 또한 다음 중 어느 하나에 해당한다.

1) 위협 항공기가 장치를 갖추었거나 현재 RA가 고도교차가 아니라면, 위협 항공기의 추적된 고도 비율에서의 신뢰도는 “높다”(4.1.2.3.6.9)이고, 현재 RA 강도는 가장 가까운 접근에서 61m(200ft) 보다 적은 고도분리를 제공할 것으로 예측된다.

2) 위협 항공기는 장치를 갖추지 않았으며, 현재 RA가 고도교차이며, 가장 가깝게 접근할 때까지 10초 이하가 남았으며, 또한 가장 가까운 접근에서 위협 항공기의 고도가 상승 또는 하강 RA 각각의 경우에 자신의 항공기 현재고도 위 또는 아래로 61m(200ft) 미만이 될 것으로 현재 예측된다.

b) 가장 가까운 접근까지 남은 시간은 보다 작고, 4초보다는 크다.

c) 자신의 항공기가 1,450ft AGL 이상에서 하강하고 있거나, 또는 1,650ft AGL 이상에서 상승하고 있고, 증가 상승 RA는 항공기의 성능 한계로 인해 금지되지 않는다.

d) (4.3.4.4.1)가 증가하고 있고 않다. 또는 증가한다면, 위협 항공기까지의 거리가 3.2km(1.7NM) 미만이다.

다음의 값이 에 사용된다.

S | 3 | 4 | 5 | 6 | 7

, 초 | 13 | 18 | 20 | 24 | 26

주 1. 위의 조건 a)의 2)는 감지반전(4.4.4.3.1)을 인정하지 않는 고도교차 조우에서 장치를 갖추지 않은 위협 항공기가 수평을 벗어나는 것에 대응하는 증가된 비율의 RA 사용을 허용한다. 이와 같은 상황은 위협 항공기가 가장 가까운 접근에서 예측된 고도가 이어지는 각각의 사이클에서 ACAS II 항공기의 현재 고도를 따르는 것과 같이 낮은 가속도로 수평을 벗어나고 있기 때문에 발생할 수 있다.

주 2. 조건 c)는 충돌회피 로직과 지상접근 경보장치(GPWS) 사이의 바람직하지 않은 상호작용을 예방한다.

a) 거리시험이 음성인 결과를 나타내지만, 침입기는 위협으로 남아 있다.

b) 가장 가까운 접근까지 2.5초미만이 남았다.

c) 침입기가 거리 측면에서 발산하지만, RA가 아직 취소되지 않았다(4.3.5.1.1).

a) RA가 양성이고, 현재 고도 분리는 보다 작다.

b) RA(모든 강도)가 10초미만 동안 표시되거나, 또는 반전된 감지 RA가 5초미만 동안 표시된다.

c) 위협 항공기의 추적된 고도 비율에서 “낮은” 신뢰도가 존재한다.

d) RA가 수직속도제한 RA이다.

또한, 양성 RA는 수평비행으로 복귀를 허용하는 RA 강도를 벗어나도록(하향 RA의 경우 “상승하지 말 것”, 상향 RA의 경우 “하강하지 말 것”) 약화되지 않는다.

a) 비교차 RA는 가장 가까운 접근에서 최소한 의 고도분리를 제공하도록 예측된다.

b) 가장 가깝게 접근할 때까지의 전체 시간간격 동안 최소한 “최소” 수직분리(4.4.2.1)를 유지하기 위하여, 표준 응답(4.4.3.5)으로 비교차 RA에 응답하는 것이 예상된다.

a) 위협 항공기가 ACAS 장치를 갖추지 않았거나, 장치를 갖추고 보다 높은 항공기 주소를 갖고 있으며, 위협 항공기로 된 이후 최소한 9초가 경과하였으며, 자신의 ACAS는 이전에 RA를 반전시키지 않았다.

b) 가장 가까운 접근까지 4초 이상 남아있다.

c) 위협 항공기까지의 거리가 3.2km(1.7NM)인 시간까지, (4.3.4.4.1)의 값은 증가하지 않았다.

d) 다음 중 하나를 만족,

1) i) 현재 RA는 고도교차이다.

ii) 현재 고도분리는 최소한 61m(200ft)이거나, 가장 가까운 접근 전에 10초 이상이 남았다면, 30m(100ft)이다.

iii) 다음 중 하나를 만족,

- RA가 생성되었을 때는, 위협 항공기가 자신의 항공기 초기고도를 교차한다고 예측되었지만, 지금 가장 가까운 접근에서의 위협 항공기의 고도는 상승 및 하강 RA의 경우에서 각각, 자신의 항공기의 현재고도 이상 또는 이하가 된다고 예측되거나,

- RA가 생성된 시간에 위협 항공기가 자신의 항공기의 초기고도를 교차하도록 예측되었지만, 상승 및 하강 RA를 위해 가장 가까운 접근에서 도달할 수 있는 예측된 분리에 대한 현재의 추정은, 보다 큰 분리가 반전된 감지 RA에 대하여 얻어질 것을 보여준다.

iv) 가장 가까운 접근에 도달할 때까지, 반전된 감지를 가진 자신의 항공기는 가장 가까운 접근에서 위협 항공기의 고도에서의 최대 경계를 초과할 수 있다.

2) i) 현재 RA는 고도교차가 아니다.

ii) 최소한 다음중 하나를 만족,

- 위협 항공기가 RA 감지의 방향으로 자신의 항공기 고도를 최소한 30m(100ft)까지 교차했다.

- 위협항공기가 ACAS를 장착하지 않았고, 자신의 항공기는 위협항공기의 고도를 아직 가로지르지 않았으나, 수직 비율이 RA에 반대이며, RA에 따르기 위한 즉각적인 기동이 가장 가까운 접근 이전에 교차 고도를 막지는 못할 것이다.

- 위협항공기는 ACAS를 장착하지 않았으며, 현재 분리는 를 초과하지 않으며(4.4.2.1.4), 자신의 항공기와 위협항공기의 수직 비율은 같은 방향으로 1,000ft/min를 초과하며, RA는 최소한 9초 동안 양성이었으며, 위협 항공기의 추적 비율 신뢰성은 높고, 고도교차가 가장 가까운 접근 이전에 일어날 것으로 예측되거나 또는 가장 가까운 접근에서 수직 분리가 30m(100ft) 이하가 될 것으로 예측된다.

a) 자신의 항공기와 위협 항공기가 수직으로 수렴하고 있다.

b) 자신의 항공기 수직 비율이 를 초과한다.

c) 위협 항공기의 수직 비율은 보다 낮다.

d) 두 항공기 모두 수평을 벗어나기 위해 를 초과하면, 가장 가까운 접근에서 수직 분리가 달성될 것이다.

상대고도 ≤ 10,000ft인 항공기에 대해 다음의 조건이 만족되면,

(침입기 고도차이≤3,000ft 또는 3,000ft까지의 수직 TAU≤60초) 또는

(거리차이≤3NM 또는 3NM까지의 거리 TAU≤60초)

위치보고를 지속적으로 재검증하고 감시하기 위해, 능동 호출신호는 매 10초마다 이루어진다. 차이가 탐지되면 항공기를 능동 추적으로 표시한다.

상대고도≤10,000ft인 항공기에 대해 다음 조건이 만족되면,

(침입기 고도차이≤3,000ft 또는 3,000ft까지의 수직 TAU≤60초)

그리고 (거리차이≤3NM 또는 3NM까지의 거리 TAU≤60초)

항공기가 능동 추적으로 표시되며, 1초마다 한 번씩 유효거리 측정이 갱신된다.

그림 A-11. ACAS 하이브리드 감시 알고리즘

그림 A-11. ACAS 하이브리드 감시 알고리즘

a) 침입기에 대한 추적 실패

b) 추적 지연

c) 추적 조기 중단

d) 추적 중이나, 사이클 보고가 가용하지 않음

e) 보고(예를 들면 거리)의 측정 오류

침입기의 고도는 모드 C 또는 모드 S 보고로서 이용 가능할 것임으로, 100ft 또는 25ft의 단위로 표현된다. 제4장, 4.4.2.1 c)에서는, 성능요구조건을 만족한다는 것을 확인할 목적으로 100ft의 단위가 가정된다고 기술하였다. 충돌회피로직의 성능은 침입기의 고도가 25ft의 단위로 이용 가능할 때 향상될 것으로 기대되며, 그리고 이런 경우임을 확인하기 위해 바람직하다.

그리고 일 때,

그리고 일 때,

그리고 일 때,

그리고 일 때,

여기서, 및 는 두 항공기에 대한 의 값이며, 는 6.3.2에서와 같은 분명한 수직 분리이다. 즉, 두 항공기의 고도계에 의해 측정된 고도분리.

a) 조종사가 느리게 응답한다. 즉, 초기 RA에 대해서는 8초 이내, 변경된 RA에서는 5초 이내.

b) 조종사는 부적합한 속도를 목표로 한다. 즉, 요구된 속도보다 작은 200ft/min 등.

a) 조종사가 빠르게 응답한다, 즉, 초기 RA에서는 3초 이내, 변경된 RA에서는 1초 이내.

b) 조종사는 과도한 속도를 목표로 한다. 즉, 요구된 속도 이상인 500ft/min 등.

c) 조종사는 RA를 약화시키기 위한 응답에 실패한다.

a) 각 조우에 관련된 다른 항공기가 ACAS를 장착하지 않았다.

b) 다른 항공기가 ACAS를 장착하였으나, 장착하지 않은 항공기의 조우와 동일한 궤적을 따른다.

c) 다른 항공기가 자신의 ACAS와 동일한 충돌회피 로직을 보유한 ACAS를 장착하였다.

여기서, 합계는 모든 조우에 대해서, 또는 보다 실질적으로는, ACAS가 있거나 없거나 모든 충돌위험에 기여한 모든 조우이다. 운용의 사실성을 나타내게 될 조우의 특성 및 통계에 대한 필요성은 제1장 1.4.2.6에서 표준화되었으며, 6.2.6에서 논의되었다.

일 때, 여기서 는 실제 수직 분리이다. 그러면

여기서, 총합(Σ)은 수평 분리 거리가 0 또는 매우 작은 모든 조우에 대한 것이다.

는 개념상 고도계에 의해 측정된 고도 분리이다. 모델화된 고도계 판독값은 컴퓨터 시뮬레이션에서 임의의 정확성을 알 수 있기 때문에, 양자화 오차를 고려하기 위해서는 필요하지 않을 것이다. 그것들은 ACAS가 추적하는 모델화된 모드 C 보고로서 ACAS에 제공되기 전에 양자화 된다. 이 때문에 제1장 1.4.2의 표준에서 양자화 효과를 배제하였다.

ACAS가 있고, 이면, 그 경우에만,

즉,

같은 방법으로,

ACAS가 없고, 이면,

그 경우에만,

위험률 계산에 이 공식을 이용하기 위해, 및 의 값은 ACAS가 없는 충돌위험과 ACAS가 충돌을 유도하게 될 위험이 있는 모든 잠재적인 실제 조우를 충분히 대표하는 조우의 집단에 대해 결정되어야 한다. 가상 측정된 고도분리의 이와 같은 값을 알고 있을 때, 고도 측정에서의 오차에 대한 지식으로 계산을 완료한다.

지상레이더 데이터에서 관찰된 조우를 6.3.2에 설명한 안전성 계산의 근거로 이용하는 것이 가능하다. 그렇지만, 계산은 매우 희박한 사건을 고려하였기 때문에 그 결과를 해석하는 것이 어렵고, 수개월간의 데이터가 이용되었다 하더라도, 실제 조우에서는 없었던 충돌위험을 삽입하기 위해 궤적이 수정되어야 한다. 조우 모델에서 다양한 조우 등급에 기인한 가중치의 선택을 알리기 위해 레이더 데이터를 이용하고, 그렇게 함으로서, 여기에 나타난 표준 모델보다 문제의 공역을 더욱 잘 나타낼 수 있는 이상적인 조우 모델 버전을 생성하는 것이 더욱 실질적이다.

제1장, 1.4.4.2의 요구조건은 위험한 조우를 해결하는 방법을 제한하고자 하는 것이 아니며, 오히려 충돌의 위험이 없는 조우에서 RA의 대부분이 생성되기 쉽다는 인식에 기초한다. 이것은 ACAS가 두 항공기의 수직분리를 반전시킴으로서 ATC 또는 항공기의 정상적인 운용을 혼란케 하는 주파수에 통계학적인 제한사항을 둔다.

제1장, 1.4.4.3의 RA를 따름으로써 야기되는 이탈에 대한 제한사항은 ATC와 마찬가지로 정상적인 항공기의 운용에 대해 혼란을 제한한다. 인가된 고도로부터의 이탈은 ATC에게 가장 명백한 혼란이지만, 항공기가 하강하고 있을 때 상승하기 위한 RA에 의해 야기되는 것과 같은 다른 이탈도 ATC에 의해서는 똑같이 심각한 것으로 보여질 수 있다.

ACAS를 위한 충돌회피 로직의 설계는, ACAS 경보에 의해 야기되는 혼란과 충돌위험의 감소 사이에서 운영상 수용할 수 있는 균형을 맞춰야 한다. 충돌위험(제1장, 1.4.3) 및 ATC 혼란(제1장 1.4.4)과 관련된 요구조건은 시제품 시스템과 함께하는 작업으로부터 성취할 수 있다고 알려진 최소한의 표준이다. 기타 설계는, 다른 것을 최소화하기 위한 필요성의 문맥에서 실질적인 것만큼, 충돌위험 및 ATC 혼란이 모두 최소화 된다는 것을 입증될 수 있을 때만 수용할 수 있다.

[압축 안 파일: 02 항공기기술기준 part 21 인증절차 - 개정 2020_8.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 21

항공기등, 장비품 및 부품 인증절차

(Certification Procedures for Products and Parts)

국 토 교 통 부

항공기기술기준 KAS Part 21 항공기등, 장비품 및 부품 인증절차 제정: 2009.06.18 21 - 목차 - 개정: 2020.8.20목 차 (Contents)

항공기기술기준 KAS Part 21 항공기등, 장비품 및 부품 인증절차

제정: 2009.06.18 21 - 목차 - 개정: 2020.8.20

Subpart A 일 반

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Subpart B 형식증명

Subpart C [예비]

Subpart D 형식증명에 대한 변경

Subpart E 부가형식 증명

Subpart F 형식증명 하에서의 생산

Subpart G 제작 증명

Subpart H 감항증명

부록 A. 감항증명 종류별 신청서류28

부록 B. 비행교범에 포함되어야 할 사항31

부록 C. 항공운송사업용 항공기 정비프로그램 기준33

부록 D. 항공운송사업용 항공기 이외의 항공기 검사프로그램 기준63

부록 E. 감항증명 서류 검사표67

부록 F. 감항증명 상태 검사표73

부록 G. 항공기 현황자료80

부록 H. 합치성 확인서(Statement of Conformity)81

Subpart I [예비]

Subpart J [예비]

Subpart K 재료, 부품, 공정 및 장비품의 승인

Subpart L 수출 감항 승인

부록 A 합처성 검사기록서(Conformity Inspection Record)91

Subpart M [예비]

Subpart N 엔진, 프로펠러, 재료, 부품 및 장치품의 승인 : 수입제품

Subpart O 기술표준품형식승인

제정: 2009.06.18 21 - 개정: 2020.08.20Subpart A 일 반

제정: 2009.06.18 21 - 개정: 2020.08.20

(a) 이 규정은 「항공안전법」 제20조 내지 제28조까지 및 제30조에 의한 항공기, 엔진, 프로펠러 및 부품의 감항성 인증에 대한 다음 내용의 세부 절차를 규정한다.

(1) 형식증명(제한형식증명을 포함한다. 이하 같다)서의 교부 및 교부된 형식증명서에 대한 변경, 제작증명서의 교부 시 적용되는 절차적 요건

(2) 상기 (a)(1)항에서 규정하는 증명서소지자가 준수하여야 하는 사항

(3) 자재, 부품, 공정 및 장치품의 승인 시에 적용되는 절차적 요건

(b) 본 절차에서 “항공기등”이라 함은 항공기, 항공기엔진 또는 프로펠러를 의미한다. 단, Subpart L에서 “항공기등”이라 함은 항공기, 항공기 엔진 및 프로펠러용 구성품과 부품을 포함하며 또한 기술표준품형식승인 제도에 따라 승인을 받은 부품, 자재, 장치품을 포함한다.

(a) 증명서 또는 승인서 소지자 및 신청자는 다음의 행위를 하여서는 아니 된다.

(1) 본 절차에서 규정하는 증명 또는 승인을 신청함에 있어 부정한 방법이나 의도적인 허위 진술

(2) 본 절차에 의해 교부되는 증명서 또는 승인서와 관련된 모든 요구조건에 대한 적합성을 입증하기 위하여 작성하여 보관하거나 또는 사용하는 모든 기록 또는 보고서 기록사항에 대한 부정한 방법 또는 의도적인 허위사실 기재

(3) 본 절차에 의해 교부되는 증명서 또는 승인서를 부정한 목적으로 복제

(4) 본 절차에 의해 교부되는 증명서 또는 승인서의 위조

(b) 상기 (a)항의 규정을 위반하는 경우에는 본 절차에 의해 교부된 증명서 또는 승인서를 철회하거나 중지시킬 수 있다.

(a) 아래 (d)항에 명시한 경우를 제외하고 형식증명(부가형식증명을 포함한다), 부품등제작자증명(PMA), 기술표준품형식승인(KTSOA) 또는 그 면허 소지자는 아래의 (c)항에서 규정하는 결과를 초래할 경우 제품, 공정 또는 물품에 발생한 고장, 기능불량 또는 결함사항을 국토교통부장관에게 보고하여야 한다.

(b) 형식증명(부가형식증명을 포함한다), 부품등제작자증명(PMA) 또는 기술표준품형식승인(KTSOA)을 소지한 자 또는 그 면허를 소지자한 자는 품질시스템 관리범위를 벗어난 결함으로 인하여 아래 (c)항에서 규정한 사항을 초래할 것으로 판단되는 경우 이를 국토교통부장관에게 보고하여야 한다.

(c) 다음과 같은 사항이 발생할 경우 상기 (a)항 및 (b)항의 규정에 따라 보고하여야 한다.

(1) 시스템 또는 장비의 고장, 기능불량 또는 결함으로 인한 화재 발생시

(2) 엔진 및 엔진과 인접한 항공기 구조물, 장비, 구성품에 손상을 가하는 엔진의 배기계통의 고장, 기능불량 또는 결함 발생시

(3) 승무원실이나 객실에 유독성 기체가 축적 또는 누출 시

(4) 프로펠러 제어계통에 고장, 기능불량 또는 결함 발생 시

(5) 프로펠러, 회전익 항공기 축 또는 블레이드에 구조적 결함 발생 시

(6) 일반적으로 점화원이 존재하는 곳으로 가연성의 유체가 누설 시

(7) 운용 중 구조 또는 재료 문제로 인하여 브레이크계통에 고장이 발생시

(8) 피로, 부식 등 자체 원인으로 인해 주요 항공기 구조물에 결함 또는 고장이 발생 시

(9) 구조 또는 시스템의 고장, 기능불량 또는 결함으로 인해 비정상적인 진동이나 노킹현상이 발생시

(10) 엔진 고장 시

(11) 항공기의 정상적인 제어에 방해를 주어 운항품질을 저해시키는 구조적 결함 또는 항공제어시스템의 고장, 기능불량 또는 결함 발생 시

(12) 항공기 운용 시 발전계통이나 유압계통을 한 개 이상 완전히 상실할 때

(13) 운용 중 한 개 이상의 자세계, 속도계 또는 고도계에 고장, 기능불량 또는 결함이 발생한 경우

(d) 상기 (a)항의 요구조건은 다음의 경우에는 적용되지 않는다.

(1) 형식증명(부가형식증명을 포함한다), 부품등제작자증명(PMA), 기술표준품형식승인(KTSOA) 또는 그 면허 소지자가 다음의 사유로 고장, 기능불량 또는 결함이 발생하였다고 판단한 경우

(ⅰ) 부적절한 정비나 사용에 기인

(ⅱ) 제3자가 이미 국토교통부장관에게 보고한 경우

(ⅲ) 사고조사위원회에 이미 보고된 경우

(2) 우리나라의 형식증명승인을 득한 외국의 제조업체에서 생산하였거나 우리나라로 수출한 항공기, 엔진, 프로펠러, 그 부품이나 물품에서 고장, 기능불량 또는 결함이 발생한 경우

(e) 보고는 다음 사항을 충족하여야 한다.

(1) 보고 사항이라고 결정한 시점부터 24시간 이내에 고장, 기능불량 또는 결함을 국토교통부장관에게 보고하여야 한다. 단, 주말의 경우는 월요일에 공휴일인 경우는 다음 근무일에 보고할 수 있다.

(2) 보고는 가장 신속한 방법으로 이루어져야 한다.

(3) 가능한 경우 아래의 내용을 명시하여야 한다.

(ⅰ) 항공기 일련번호

(ⅱ) 기술표준품형식승인을 받은 제품의 고장, 기능불량 또는 결함 발생 시는 제품 일련번호와 형식 번호

(ⅲ) 엔진, 프로펠러와 관련한 고장, 기능불량 또는 결함이 발생한 경우에는 엔진 또는 프로펠러의 일련번호

(ⅳ) 제품 형식

(ⅴ) 관련된 부품, 구성품 또는 시스템의 식별사항, 식별사항 중 부품번호는 필수적으로 포함되어야 한다.

(ⅵ) 고장, 기능불량 또는 결함 특성

(f) 제조 또는 설계 결함으로 인하여 기술표준품형식승인을 받은 제품에 불안전한 상태가 발생한 것으로 판단되는 경우, 제조업체는 국토교통부장관의 요구에 따라 조사결과 및 결함을 시정하기 위하여 필요한 조치사항을 국토교통부장관에게 보고하여야 한다. 이미 사용 중인 제품에 대한 시정조치가 필요한 경우, 제조업체는 감항성개선지시서(AD)의 발행에 관련한 자료를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(a) 회항시간 연장운항 조기승인(Early EDTO): 문제의 보고, 관리 및 해결. 항공기기술기준 Part 25의 부록 K에서 규정한 방법에 의해 회항시간 연장운항 조기승인을 받은 엔진을 장착한 비행기의 형식증명소지자는 본 절의 (a)(6)항에서 규정하는 사항 중 하나를 야기하는 문제가 발생하는 경우 이를 보고하고 관리하여 해결할 수 있는 시스템을 운영하여야 한다.

(1) 해당 시스템은 형식증명소지자가 즉각적으로 문제를 인지할 수 있고 국토교통부장관에게 보고하며 이를 해결할 수 있는 방안을 제출할 수 있는 것이어야 한다. 제출하는 해결방안은 다음과 같은 정보로 구성되어야 한다.

(ⅰ) 비행기 또는 엔진의 형식설계에 대한 변경

(ⅱ) 제작공정에 대한 변경

(ⅲ) 운항절차 또는 정비절차에 대한 변경; 또는

(ⅳ) 국토교통부장관의 수락을 받을 수 있는 가능한 기타 방안

(2) 2개 이상의 엔진을 장착한 비행기의 경우, 장거리운항 조기승인을 받은 엔진을 장착한 비행기가 전 세계적으로 총 250,000 엔진운용시간에 도달하는 동안 해당 시스템을 운영하여야 한다.

(3) 쌍발비행기의 경우, 장거리운항 조기승인을 받은 엔진을 장착한 비행기가 전 세계적으로 총 250,000 엔진운용시간에 도달하는 동안 및 이후 다음과 같은 시간 동안 해당 시스템을 운영하여야 한다.

(ⅰ) 비행 중 엔진정지율(IFSD)의 12개월 이동평균이 전 세계적으로 본 절의 (b)(2)항에서 요구하는 값 이하에 도달하는 시간; 및

(ⅱ) 국토교통부장관이 해당 이동평균값이 안정적으로 유지된다고 판단할 때 까지

(4) 이미 회항시간 연장운항(EDTO)이 승인된 비행기-엔진 조합을 변경한 파생 형식의 비행기-엔진 조합의 경우, 형식증명소지자가 국토교통부장관으로부터 기 승인받은 시스템이 있다면 파생 형식에 대한 시스템은 다음 표에서 규정하는 문제들을 다룰 수만 있으면 된다.

새로운 비행기 형식승인이 요구되지 않는 변경의 경우; | 문제 추적과 해결 시스템은 다음의 사항을 명시하여야 한다.

(ⅰ) 신규 엔진 형식증명 필요 | 신규 엔진 장착 시 적용될 수 있는 모든 문제점, 및 비행기에 변경되는 시스템에서 발생할 수 있는 문제

(ⅱ) 신규 엔진 형식증명 불필요 | 변경되는 시스템에 국한된 문제

(5) 형식증명소지자는 해당 시스템에 사용할 자료의 출처와 내용을 식별하여야 한다. 자료는 본 절 또는 21.3(c)항에 따라 회항시간 연장운항의 승인 관련 안전성에 영향을 줄 수 있다고 보고된 사용상의 문제에 관한 특정 원인을 평가할 수 있는 것이어야 한다.

(6) 해당 시스템을 운영함에 있어, 형식증명소지자는 다음과 같은 사항을 보고하여야 한다.

(ⅰ) 비행 중 엔진정지(IFSD), 단 비행교육훈련을 위하여 의도된 경우에는 이를 제외한다.

(ⅱ) 쌍발비행기의 경우, 비행 중 엔진정지율

(ⅲ) 엔진 제어능력 상실 또는 의도한 추력이나 출력을 내지 못함.

(ⅳ) 예방목적의 추력이나 출력 감소

(ⅴ) 비행 중의 엔진시동 능력 저하

(ⅵ) 의도하지 않은 연료 손실 또는 연료사용 불가 또는 비행 중 연료 불균형의 보정 실패

(ⅶ) 회항시간 연장운항(EDTO) 그룹 1의 중요시스템과 관련된 고장, 기능불량 또는 결함으로 인한 회항 또는 경로변경

(ⅷ) 회항시간 연장운항(EDTO) 그룹 1의 중요시스템의 전원 손실. 해당 시스템에 예비전원을 공급하도록 설계된 모든 전원을 포함한다.

(ⅸ) 회항시간 연장운항(EDTO)을 위한 비행 중에 비행기의 안전한 비행과 착륙을 저해할 수 있는 모든 사항

(ⅹ) 본 절에서 규정한 보고 대상 장애 중 하나를 유발할 수 있는 상태로 인하여 계획하지 않은 엔진의 탈착

(b) 쌍발비행기의 신뢰성

(1) 쌍발비행기의 사용 신뢰성 보고. 회항시간 연장운항(EDTO)의 승인을 받은 비행기의 형식증명소지자 및 회항시간 연장운항(EDTO)의 승인을 받은 비행기에 장착되는 엔진의 형식증명소지자는 전 세계적으로 운용되는 동일한 비행기 및 엔진의 신뢰성에 관한 사항을 매월 국토교통부장관에게 보고하여야 한다. 비행기 및 엔진 형식증명소지자가 제출하는 보고서는 회항시간 연장운항(EDTO)의 승인을 받은 각각의 비행기-엔진 조합에 대한 정보를 포함하여야 한다. 국토교통부장관은 비행기-엔진 조합의 비행중 엔진정지율(IFSD rate)이 국토교통부장관이 인정할 수 있는 기간 동안 본 절의 (b)(2)항에서 규정한 값 이하임이 실증된다면 당해 보고사항을 분기별로 승인할 수 있다. 이러한 보고사항은 21.3절에서 요구하는 보고사항과 함께 보고될 수 있다. 항공기등의 설계에 기인한 장애로 인해 발생한 비행중 엔진정지(IFSD)에 대해서는 책임있는 형식증명소지자가 그 원인을 조사한 후 국토교통부장관에게 조사 결과를 보고하여야 한다. 보고사항은 다음을 포함하여야 한다.

(ⅰ) 비행중 엔진정지(IFSD). 단, 비행교육훈련을 위하여 계획된 경우에는 이를 제외한다.

(ⅱ) 비행교육훈련을 위하여 계획된 비행중 엔진정지(IFSD)를 제외한 모든 원인으로 인하여 전 세계적으로 발생한 비행중 엔진정지율(IFSD rate)의 12개월 이동평균

(ⅲ) 운항사 목록, 운항사별 회항시간 연장운항(EDTO) 회항시간 인가, 비행시간 및 사이클 정보를 포함한 회항시간 연장운항(EDTO) 형식의 전 세계 사용실적

(2) 쌍발비행기에 대한 전 세계의 비행중 엔진정지율(IFSD rate). 회항시간 연장운항(EDTO)의 승인을 받은 비행기 및 당해 비행기에 장착되는 엔진의 형식증명 소지자는 당해 비행기 및 엔진을 운용하는 항공사에 운용정보를 발간하여 전 세계의 비행중 엔진정지율(IFSD rate)의 12개월 이동평균이 다음 수준 이하로 유지될 수 있도록 하여야 한다.

(ⅰ) 최대 120분 이하의 회항시간 연장운항(EDTO)의 승인을 받은 경우 전 세계 엔진 운용 1,000시간당 0.05. 회항시간 연장운항(EDTO)의 승인을 받은 모든 항공사가 장거리운항(ETOPS) 승인을 위한 조건으로서 개발한 CMP(Configuration, Maintenance and Procedures) 문서에서 요구하는 개선조치에 적합한 경우 유지되어야 하는 값은 전 세계 엔진 운용시간 1,000 시간 당 0.02 이하이다.

(ⅱ) 최대 180분 이하의 회항시간 연장운항(EDTO)의 승인을 받은 경우 전 세계 엔진 운용 1,000시간당 0.02.

(ⅲ) 180분을 초과하는 회항시간 연장운항(EDTO)의 승인을 받은 경우 전 세계 엔진 운용 1,000시간 당 0.01

(a) 비행기 또는 헬리콥터가 비행교범이 없는 상태로 형식증명을 받았다면, 형식증명소지자(부가형식증명소지자를 포함한다) 또는 그 면허권자는 비행기나 헬리콥터의 소유자에게 비행기 또는 헬리콥터를 인도하는 시점에 승인을 받은 최신 비행교범을 제공하여야 한다.

(b) 상기에서 요구하는 비행교범은 다음 정보를 명시하여야 한다.

(1) 형식증명을 받은 비행기 또는 헬리콥터에 적용되는 규정에서 비행교범(또는 교범, 표시, 게시물 등)에 수록하도록 요구하는 운용한계 및 정보사항

(2) 형식증명을 받은 항공기에 적용되는 규정에서 비행교범 상에 엔진의 냉각 운용한계에 대한 엔진의 외기온도를 요구하지 않은 경우, 엔진이 냉각되는 최대 외기온도를 명시해야 한다.

(a) 본 절의 (b) 및 (c)항에서 규정하는 바를 제외하고, 다음의 사항을 만족하지 아니하는 자는 형식증명에 따라 신규항공기, 항공기엔진 또는 프로펠러를 제작할 수 없다.

(1) 형식증명소지자 또는 형식증명소지자로부터 항공기등을 제작할 수 있도록 면허를 받은 자일 것; 또한

(2) 본 절차의 Subpart G의 요건을 충족할 것.

(b) [예비]

(c) 본 절의 요건은 다음의 경우에는 적용되지 아니 한다.

(1) 21.183(c)의 규정에 따라 수입되는 신규제작 항공기; 및

(2) 21.500의 규정에 따라 수입되는 신규제작 엔진 또는 프로펠러

(a) 2007년 12월 10일부로 설계승인소지자 및 설계승인 신청자는 항공기기술기준 "수송류 비행기 감항성유지 및 안전성 개선 기준"의 적용 요건에 적합하여야 한다.

(b) 수송급 비행기를 신규 제작하는 경우, 형식증명소지자 또는 면허를 받은 자는 신규제작 항공기가 항공기기술기준 "수송류 비행기 감항성유지 및 안전성 개선 기준"의 적용 요건을 충족하도록 하여야 한다. 본 요건은 비행기 최종 조립의 책임을 가진 조직이 국토교통부장관의 관할을 받는 경우에만 적용한다.

Subpart B 형식증명

이 규정은 「항공안전법」 제20조 및 같은 법 시행규칙 제18조 내지 제25조에 다음의 세부사항에 대하여 규정한다.

(a) 항공기, 항공기엔진 및 프로펠러 형식증명의 교부에 관한 절차적 요건; 및

(b) 형식증명소지자에게 적용되는 규칙

형식증명을 받고자 하는 자는 모두 형식증명을 신청할 수 있다.

(a) 국토교통부장관이 규정한 서식과 방법에 따라 형식증명 신청서류를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(b) 항공기 형식증명 신청 시 해당 항공기 3면도와 가용한 기본 설계 자료를 함께 제출하여야 한다.

(c) 항공기 엔진 형식증명 신청 시 엔진설계 특성에 대한 설명서, 엔진 운용특성 및 제안하고자 하는 엔진운용한계를 함께 제출해야 한다.

항공기, 항공기엔진, 프로펠러가 새로운 방법으로 설계되었거나 특이한 설계 특성으로 인하여 항공기기술기준에서 이에 관한 적절한 안전기준을 포함하고 있지 못할 경우, 국토교통부장관은 이에 대한 특수기술기준을 제정하여야 한다. 특수기술기준은 항공기기술기준 제1장 (총칙)에 의거 발행되며 항공기, 항공기엔진 또는 프로펠러에 대한 안전기준을 포함한다. 이때 안전기준은 항공기기술기준에서 규정하는 것과 동등한 수준의 안전을 확보할 수 있어야 한다.

(a) 항공기기술기준 Part 25.2, 27.2, 29.2와 Part 34 및 Part 36에서 규정하는 사항을 제외하고 형식증명 신청자는 항공기, 항공기엔진 및 프로펠러가 다음을 충족함을 입증하여야 한다.

(1) 신청일 기준으로 유효한 적용 요건. 단, 다음의 사항은 예외로 한다.

(ⅰ) 국토교통부장관이 별도로 규정한 사항이 있는 경우; 또는

(ⅱ) 본 절의 규정에서 신청일 이후 개정된 요건에의 적합성을 입증하도록 요구되거나 신청자가 선택한 경우

(2) 국토교통부장관이 규정한 특수기술기준

(b) 항공기기술기준이 발행되지 아니한 특수한 분류의 일반적이지 않은 항공기와 이에 장착되는 엔진 및 프로펠러의 경우, Part 23, 25, 27, 29, 33 및 35에 포함된 요건 중에서 국토교통부장관이 해당 항공기에 적용하는 것이 적절하고 해당 형식설계에 적용할 수 있거나 안전기준으로서 동등 수준의 안전성(Equivalent level of safety)이 있다고 판단한 요건을 발췌하여 적용할 수 있다.

(c) 수송용 항공기의 형식증명 신청 유효기간은 5년으로 하며 기타 형식증명 신청 유효기간은 3년으로 한다. 단, 신청 시점에서 신청자가 해당 제품의 설계, 개발 및 시험에 보다 많은 기간이 소요됨을 입증하고 국토교통부장관이 이를 승인한 경우는 유효기간을 연장할 수 있다.

(d) 상기 (c)항에서 규정한 유효기간 내에 형식증명이 발행되지 않았거나 발행되지 않을 것이 확실한 경우 신청자는 다음 사항에 따라야 한다.

(1) 형식증명을 다시 신청하고 본 절의 (a)항의 규정에 따라야 한다.; 또는

(2) 유효기간의 연장을 요청하고 신청자가 정하는 특정일에 유효한 항공기기술기준의 적용 요건에 모두 적합하도록 하여야 한다. 이때 특정일은 최초 형식증명 신청 시 (c)항에서 규정한 유효기간에 의한 형식증명 교부일 이후의 일자이어야 한다.

(e) 형식증명을 신청한 이후 개정된 요건에의 적합성을 입증할 것을 신청자가 결정하는 경우, 국토교통부장관이 해당 요건과 직접적으로 관련이 있다고 판단한 다른 개정요건에의 적합성을 함께 입증하여야 한다.

(f) 2014.12.31.일 이후에 형식증명을 신청하는 항공기에 장착된 화장실, 엔진 및 보조동력장치(APU)의 소화계통에는 몬트리올 의정서에서 오존층 파괴물질로 지정한 Halon 1211, Halon 1301, Halon 2402를 사용하여서는 아니 된다.

주- 소화약제에 관한 정보는 UNEP Halons Technical Options Committee Technical Note No. 1 - New Technology Halon Alternatives and FAA Report No. DOT/FAA/AR-99-63, Options to the Use of Halons for Aircraft Fire Suppression Systems에 포함되어 있다.

제시된 도면이나 출력, 추력 또는 중량의 변경이 커서 관련 규정에의 적합성에 대한 실질적이고 완전한 조사가 필요하다고 국토교통부장관이 판단하는 경우, 항공기등의 변경을 제안한 자는 신규 형식증명을 신청해야 한다.

신청자는 다음과 같은 경우 감항분류가 보통, 실용, 곡기, 커뮤터급인 항공기, 수송급항공기; 활공기, 비행선 등 특수항공기; 항공기엔진 또는 프로펠러에 대한 형식증명을 받을 자격이 주어진다.

(a) [예비]

(b) 인증을 받고자 하는 항공기등에 적용되는 항공기기술기준, 항공기소음기준, 연료 및 배기가스 배출기준과 국토교통부장관이 부과한 특수기술기준을 충족함을 입증하기 위해 필요한 형식설계, 시험보고서, 계산자료를 신청자가 제출하였으며 국토교통부장관이 다음 사항을 확인한 경우

(1) 형식설계에 대한 조사 및 필요한 모든 시험과 검사를 완료한 결과 당해 형식설계와 항공기등이 적용되는 소음기준, 연료 및 배기가스 배출기준을 충족하고 관련 규정에 따라 적용되는 감항성에 관한 요건을 충족하며 적합하지 아니한 감항성 요건이 존재하는 경우 해당 요건은 동등 수준의 안전성을 달성할 수 있도록 불충족 원인이 보완되었을 때; 및

(2) 인증을 신청한 감항분류의 항공기의 안전을 저해하는 특징이나 특성이 없을 때

(a) 신청자는 이 기술기준 Part 36(소음)의 해당조건을 적합함을 준수하며, 항공기의 설계가 해당항공기의 특정업무와 관련된 항공기 기술기준에 적합하고, 신청인이 제시한 운용범위안에서 운용될 때 불안전한 기능 또는 특성이 없음을 증명하는 경우, 특정한 목적 운용을 위한 제한분류 항공기로서 제한형식증명을 받을 수 있으며, 그 항공기는 다음과 같다.

(1) 국토교통부장관이 항공기가 사용될 특정한 목적에 부적합하다고 확인한 요건을 제외하고는 항공기 특정한 용도 목적의 감항요건을 충족한 경우

(2) 대한민국 군의 요구조건에 따라 제작되어 사용할 수 있도록 「군용항공기 비행안전성인증에 관한 법률」에 따라 인증을 받은 이후, 민간용으로 사용하기 위해 특정한 목적운영을 위해 개조되어 제작하는 형식의 경우

(b) 이절의 목적을 위하여 “특정한 목적 운용”은 다음을 포함한다.

(1) 재난ㆍ재해 등으로 인해 수색(搜索)ㆍ구조에 사용하는 항공기

(2) 산불의 진화 및 예방에 사용하는 항공기

(3) 응급환자의 수송 등 구조ㆍ구급활동에 사용하는 항공기

(4) 씨앗파종, 농약살포 또는 어군(魚群)탐지 등 농수산업에 사용하는 항공기

(5) 기상관측, 기상조절 실험 등에 사용되는 항공기

(6) 공공의 안녕과 질서유지를 위한 업무를 수행하는 경우로서 국토교통부장관이 인정하는 경우

(a) 국토교통부장관은 외국에서 제작한 항공기등이 다음과 같을 경우 형식증명승인서를 교부할 수 있다.

(1) 항공기등의 제작국가가 해당 항공기등이 아래의 사항을 충족함을 검사, 시험 및 확인한 경우

(ⅰ) 21.17절에서 적용하도록 지정한 항공기소음기준, 연료 및 배기가스배출기준이나 항공기등의 제작국가에서 적용한 항공기소음기준, 연료 및 배기가스 배출기준 및 21.17절에서 지정한 항공기소음기준, 연료 및 배기가스 배출기준보다 엄격하지 않은 수준으로 국토교통부장관이 부과할 수 있는 기타 요구조건들; 및

(ⅱ) 21.17절에서 적용하도록 지정한 감항성 요건이나 항공기등의 제작국가에서 적용한 감항성 요건 및 그리고 21.17절에서 지정한 감항성 요건과 동등 수준의 안전성을 제공하도록 국토교통부장관이 부과할 수 있는 기타 요건들

(2) 신청자가 항공기 소음 및 감항성, 국토교통부장관이 요구하는 항공기등에 관한 기술자료를 제출한 경우; 및

(3) 적용되는 감항성(해당되는 경우 소음 포함) 요건에서 요구하는 교범, 게시물, 목록 및 계기 표지가 영문으로 작성되어 있는 경우

(b) 본 절의 규정에 따라 형식증명을 받은 항공기등은 본 절의 (a)(1)(i)항에 따라 Part 36의 소음기준 및 Part 34의 연료 및 배기가스 배출기준에 대한 적합성 인증을 받고 형식증명을 받은 것으로 간주한다. 또한 본 절의 (a)(1)(ii)항에 따라 항공기기술기준에 대한 적합성 인증을 받았거나 본 절의 (a)(1)(ii)항에 따라 동등 수준의 안전성을 인증 받고 형식증명을 받은 것으로 간주한다.

(a) 국토교통부장관은 우리나라와 항공안전에 관한 협정을 체결한 국가로부터 형식증명을 받은 항공기등이 다음 각호의 조건을 만족할 경우 형식증명승인서를 교부할 수 있다.

(1) 당해 국가로부터 형식증명 또는 형식증명과 동등한 문서가 발행된 것을 확인한 경우; 및

(2) 신청자가 국토교통부장관에게 다음 각호의 서류를 제출한 경우

(ⅰ) 형식증명을 발급한 국가로부터 형식설계가 승인되었다는 증명 서류

(ⅱ) 형식증명 과정에서 작성된 안전동등성 결정서류 또는 면제 사유가 명시된 서류

(ⅲ) 당해 항공기등의 형식증명자료집(TCDS) 사본

(ⅳ) 당해 국가로부터 인가된 당해 항공기등의 비행교범 사본

(ⅴ) 당해 항공기등의 감항성유지지침서 사본

(ⅵ) 당해 항공기등의 부품 목록서(Parts Catalogue) 사본

(ⅶ) 당해 항공기등에 적용되는 모든 문서 목록

(ⅷ) 당해 형식항공기의 감항서유지지침서, 기술회보(Service bulletines)와 (2)(ⅳ) 내지 (2)(ⅶ)항의 개정된 문서를 국토교통부에 지속적으로 제공하겠다고 형식증명 소지자 보증한 서류

형식설계는 다음과 같이 구성된다.

(a) 항공기등에 적용되는 관련 요건에 적합함을 입증한 당해 항공기등의 형상과 설계특성을 정의하는데 필요한 도면 및 규격서와 그 목록 제품과 관련된 이 장의 요구조건에 부합하는 제품의 형상과 설계특성을 정의하는데 필요한 도면, 사양서 및 그 목록

(b) 항공기등의 구조 강도를 정의하는데 필요한 치수, 재료 및 공정에 대한 정보

(c) 항공기기술기준 Part 23, 25, 27, 29, 33 및 35에서 요구하는 감항성유지지침서 중의 감항성 제한사항 또는 국토교통부장관이 요구하는 사항 및 21.17(b)항에 정의하는 특수 분류의 항공기에 대해 적용되는 감항성 기준에서 규정하는 사항

(d) [예비]

(e) 동일한 형식으로서 이후 생산되는 항공기등의 경우 비교분석에 의해 감항성, 소음특성, 연료 및 배기가스 배출(해당되는 경우)을 결정하는데 필요한 기타자료

(a) 각각의 신청자는 관련 요건에의 적합성을 확인하기 위해 필요한 검사, 비행시험 및 지상시험을 국토교통부장관이 수행할 수 있도록 해야 한다. 그러나 국토교통부장관이 별도로 인가하지 않은 경우에는 다음에 따른다.

(1) 항공기, 항공기 엔진, 프로펠러 또는 그 장착 부품이 본 항의 (b)(2)항 내지 (b)(4)항에의 적합함을 입증하지 못한 경우, 항공기, 항공기 엔진, 프로펠러 또는 그 장착 부품을 국토교통부장관에게 시험 목적으로 제출할 수 없다.

(2) 항공기, 항공기 엔진, 프로펠러 또는 그 부품 등이 본 절의 (b)(2)항 내지 (b)(4)항에 적합함을 입증한 시점부터 시험을 위해 국토교통부장관에게 제출한 시점 사이에 항공기, 항공기 엔진, 프로펠러 또는 그 부품에 대한 설계변경을 하지 말아야 한다.

(b) 신청자는 다음 사항을 결정하기 위해 필요한 모든 검사와 시험을 해야 한다.

(1) 적용되는 감항성, 항공기 소음, 연료 및 배기가스 배출요건에의 적합성

(2) 재료와 항공기등이 형식설계의 규격서에 합치함

(3) 항공기등에 장착되는 부품이 형식설계의 도면에 합치함; 및

(4) 제조공정, 제작 및 조립이 형식설계의 규정에 합치함.

(a) 항공기 형식증명 신청자(21.29절의 경우는 제외)는 본 절의 (b)항에 수록한 시험을 실시해야 한다. 시험을 실시하기 전에 신청자는 다음 사항을 입증하여야 한다.

(1) 구조에 적용되는 요건에의 적합성

(2) 지상에서 요구되는 검사 및 시험의 종결

(3) 항공기가 형식설계에 합치함.; 및

(4) 신청자의 시험 결과가 명시되어 있는 비행시험보고서를 국토교통부장관이 신청자로부터 받았음(Part 25 인증을 받고자 하는 경우 신청자의 시험비행 조종사의 서명이 있어야 함)

(b) 본 절의 (a)항에의 적합성을 입증함에 있어, 신청자는 국토교통부장관이 아래 사항을 결정하기 위하여 필요하다고 판단하는 모든 비행시험을 수행하여야 한다.

(1) 적용되는 모든 요건에 대해 적합함.

(2) 활공기 및 Part 23에 따라 인증을 받고자 하는 저속, 인증수준 1, 2 비행기를 제외하고 인증을 받고자 하는 항공기에 있어서 항공기, 그 구성품 및 장비품이 신뢰성이 있으며 정상적으로 기능을 발휘함을 합리적으로 보증할 수 있음.

(c) 가능하다면, 신청자는 다음 사항에 적합함을 입증하기 위해 사용하는 항공기에 대해 본 항의 (b)(2)항에서 규정한 시험을 하여야 한다.

(1) 본 절의 (b)(1)항; 및

(2) 헬리콥터의 경우는, 27.923 또는 29.923에서 규정하는 Rotor Drive 내구성시험

(d) 신청자는 모든 비행시험(글라이더와 유인자유기구 제외)을 함에 있어서 비행시험 승무원이 사용할 수 있는 비상탈출 장비와 낙하산을 구비하고 있음을 입증하여야 한다.

(e) 글라이더와 유인자유기구를 제외하고 다음과 같은 사항이 발생할 경우 신청자는 시정조치가 취해지기 전까지 시험비행을 중단해야 한다.

(1) 신청자의 비행시험조종사가 요구된 비행시험을 할 수 없거나 또는 하고자 하지 않을 경우; 또는

(2) 부적합 사항이 발생하여 향후의 시험자료가 의미가 없게 되는 경우 또는 부적합 사항으로 인하여 위험한 상황이 야기될 수 있는 경우

(f) 본 절의 (b)(2)항에서 명시하는 비행시험은 다음 사항을 포함해야 한다.

(1) 이미 형식증명을 받은 항공기에 사용한 적이 없는 터빈 엔진을 사용하는 항공기의 경우, 형식증명에 합치하는 모든 엔진 구성품을 장착한 상태에서 최소 300 시간의 운전

(2) 기타 다른 항공기의 경우는 최소 150시간의 운전

감항분류가 보통, 실용, 곡기, 커뮤터 또는 수송급 항공기의 형식증명 신청자는 본 절차에서 요구하는 비행시험을 할 수 있는 적절한 조종사 자격증을 소지한 인원을 제공해야 한다.

(a) 감항분류가 보통, 실용, 곡기, 커뮤터 또는 수송급 항공기의 형식증명 신청자는 시험목적으로 사용되는 계기의 교정과 관련하여 요구되는 계산자료와 시험자료 및 표준기압조건으로 보정한 시험결과를 국토교통부장관에게 제출해야 한다.

(b) 신청자는 본 절의 (a)항에 따라 제출한 보고서의 정확도를 확인하기 위해 국토교통부장관이 필요하다고 판단한 모든 비행시험을 할 수 있도록 하여야 한다.

형식증명은 형식설계, 운용한계, 형식증명자료집, 국토교통부장관이 적용 규정에 따라 적합성을 명시한 기록 및 관련 요건에 따라 항공기등에 대해 요구되는 기타의 조건이나 한계사항을 포함하는 것으로 본다.

형식증명소지자 또는 그 면허소지자는 다음의 사항을 할 수 있다.

(a) 항공기의 경우 21.173절 내지 21.189절의 요건에 적합하다면 감항증명을 받을 수 있다.

(b) 항공기엔진이나 프로펠러의 경우, 형식증명을 받은 항공기에 대한 장착승인을 받을 수 있다.

(c) 항공기등의 경우, 21.133절 내지 21.163절의 요건에 적합하다면 형식증명을 받은 항공기등에 대한 제작증명을 받을 수 있다.

(d) 해당 항공기등에 대한 교체부품 승인을 받을 수 있다.

형식증명은 면허협정에 의해 제 3자에 양도되거나 제3자가 사용할 수 있다. 양도인은 증명의 양도 또는 면허협정의 이행이나 종료 후 30일 이내에 국토교통부장관에게 이를 서면으로 통지해야 한다. 당해 통지서는 양수인이나 면허소지자의 성명, 주소, 양도일, 면허협정의 경우에는 면허의 인가 범위 등을 기재해야 한다.

형식증명소지자는 국토교통부장관이나 항공철도사고조사위원회가 요구 시 조사를 위하여 인증자료를 사용할 수 있도록 하여야 한다.

(a) 항공기기술기준 27.1529 (a)(2)항 또는 29.1529 (a)(2)항에 따라 "감항한계"를 포함하고 있는 헬리콥터 정비교범이 발행된 헬리콥터의 형식증명소지자 및 교범의 ‘감항한계’ 부분에서 교체시간, 검사주기 또는 관련된 절차를 변경할 수 있도록 승인을 받은 자는 동일 형식의 헬리콥터 운영자가 요청하는 경우 관련 변경사항을 알 수 있도록 해야 한다.

(b) 1981년 1월 28일 이후 신청한 항공기, 항공기엔진 또는 프로펠러의 형식증명 또는 부가형식증명 설계승인소지자는 감항성유지지침서 최소 1본을 각 항공기, 항공기엔진 또는 프로펠러의 소유자에게 제공하여야 한다. 제공시점은 항공기등을 납품하는 때 또는 당해 항공기에 대한 최초 표준감항증명이 발급되는 때 중 더 늦은 시점으로 한다. 감항성유지지침서는 23.1529, 25.1529, 25.1759, 27.1529, 29.1529, 31.82, 33.4, 35.4절 따라 작성하거나 21.17(b)항에서 정의한 특수분류의 항공기에 대해 적용되는 감항성 기준의 규정에 따라 작성하여야 한다. 관련 규정에 의해 감항성유지지침서를 준수하여야 하는 기타 모든 사람이 당해 지침서를 사용할 수 있도록 하여야 하며 또한 당해 지침서의 변경 내용도 사용할 수 있도록 하여야 한다.

형식증명은 국토교통부장관이 이를 양도, 정지, 취소하거나 또는 종료일을 별도로 지정한 시점까지 유효하다.

(a) 신청자는 형식증명을 받고자 하는 항공기엔진 및 프로펠러에 대한 "합치성확인서"를 국토교통부장관에게 제출해야 한다. 합치성확인서에는 항공기엔진이나 프로펠러가 형식설계에 합치한다는 사실을 명시하여야 한다.

(b) 신청자는 시험을 위해 국토교통부장관에게 제공하는 항공기와 항공기부품에 대한 "합치성확인서"를 국토교통부장관에게 제출해야 한다. (별도로 인가 받은 사항이 없다면) 신청자는 21.33(a)항에 적합하다는 사실을 합치성확인서에 명시하여야 한다.

신규 항공기, 항공기엔진 또는 프로펠러를 제작할 수 있도록 타인에게 형식증명의 사용을 허가한 형식증명소지자는 국토교통부장관이 수락가능한 면허협정서를 서면으로 작성하여 협정 상대자에게 제공하여야 한다.

Subpart C [예비]

Subpart D 형식증명에 대한 변경

이 규정은 「항공안전법」 제20조 및 같은 법 시행규칙 제18조 내지 제25조에 의한 형식증명의 변경에 대한 승인 세부절차를 규정한다.

(a) 본 절의 (b)항에서 규정한 형식설계의 변경에 추가하여, 형식설계 변경은 중대한 변경(major change)과 경미한 변경(minor change)으로 구분한다. 경미한 변경은 중량, 평형, 구조강도, 신뢰성, 운용 특성이나 기타 항공기등의 감항성에 영향을 미치지 않는 변경을 말한다. 그 외의 모든 다른 변경은 중대한 변경으로 규정한다. (단 아래 (b)항에서 규정하는 사항을 제외한다.)

(b) 본 Chapter의 Part 36에 적합하도록 하기 위하여 항공기 소음 수준을 증가시킬 수 있는 형식설계의 변경을 다음 항공기별로 (본 절의 (a)항에서 경미한 변경 또는 중대한 변경 으로 분류한 것에 추가하여)” 소음에 영향을 주는 변경(acoustical change)이라 한다. 단, 다음의 (b)(2), (b)(3) 및 (b)(4)항은 예외로 한다.

(1) 수송급 대형 비행기

(2) 제트(터보제트로 동력을 공급하는) 비행기(감항분류에 상관없음). 본 항의 요건이 적용되는 비행기 중, "소음에 영향을 주는 변경(acoustical change)"이란 다음의 사항 중 하나에 국한되는 형식설계 변경은 포함하지 않는다.

(ⅰ) 모든 비행 시 하나 또는 그 이상의 접이식 착륙장치를 내린 상태로의 비행; 또는

(ⅱ) 여분의 엔진과 항공기 외부의 엔진 지지대 (그리고 파일런이나 기타 외부 고정장치의 장착), 또는

(ⅲ) 한시적인 엔진 및/또는 나셀의 변경. 이 형식설계의 변경이 Part 36의 소음에 영향을 주는 변경 규정에 적합함을 입증하지 못한 경우 해당 비행기는 90일 이상은 운항할 수 없다고 형식설계 변경 시 규정한 경우를 말한다.

(3) 다음과 같은 비행기를 제외한 프로펠러로 동력이 공급되는 커뮤터급 비행기, 보통, 실용, 곡기급의 소형비행기 및 수송급 비행기

(ⅰ) [예비]

(ⅱ) [예비]

(iii) 1955년 1월 1일 이전에 비행을 한 바 있는 우리나라 국적의 항공기, 또는

(ⅳ) 플로우트나 스키를 장비하도록 구조 변경한 육상용 항공기. 이러한 구조변경은 21.93(b)항에 열거되지 않은 소음 변경 요건에 대한 추가적인 예외를 인정하지 않음.

(4) 다음의 경우를 제외한 헬리콥터

(ⅰ) 다음의 목적을 위해 독점적으로 지정된 헬리콥터

(A) [예비]

(B) 화재진압 물질의 살포; 또는

(C) [예비]

(ii) 외부장비를 설치 또는 제거하기 위해 개조한 헬리콥터. 이 항의 목적상 외부장비는 계기, 메커니즘, 부품, 장치, 기계, 또는 부속물들을 헬리콥터 외부에 장착하는 것으로 헬리콥터를 운용 또는 제어하는데 사용하지도 않고 항공기 구조물이나 엔진의 일부분이 아닌 것을 의미한다. "소음에 영향을 주는 변경"은 다음을 포함하지 않는다.

(A) 기외 장비의 추가 또는 제거

(B) 기외 장비를 추가 또는 제거하기 위한 목적이나 기외화물 부착 수단을 제공하기 위한 목적, 기외장비나 기외화물의 사용을 촉진하기 위한 목적 또는 기외화물을 장착하거나 운송하는 헬리콥터의 안전한 운항을 촉진하기 위한 목적으로 항공기 기체를 변경 하는 경우

(C) 플로트와 스키의 장착 또는 제거를 통한 헬리콥터 형상변경

(D) 하나 이상의 출입문이나 창문을 제거하거나 개방한 자세로 비행

(E) 외부장비, 플로트, 스키의 추가 및 제거 또는 출입문 및/또는 창문을 제거하거나 개방한 자세로 비행하기 위한 목적으로 헬리콥터의 운용한계에 생기는 변경

(c) 항공기기술기준 Part 34에 적합하도록 하기 위하여, 비행기나 엔진에 연료 또는 배기가스 배출을 증가시킬 수 있는 설계변경을 하고자 할 때 이를 "배기변경(Emissions change)"이라 한다.

형식설계의 경미한 변경은 입증 자료나 설명자료를 국토교통부장관에게 제출하기 전이라도 수락 가능한 방법에 의해 승인을 받을 수 있다.

(a) 형식설계에 중대한 변경이 있는 경우에는 신청자는 형식설계에 이를 반영할 수 있도록 형식 설계의 변경에 관한 입증자료 및 필요한 설명자료를 제출하여야 한다.

(b) 항공기용 엔진의 형식 설계에 대한 중대한 변경의 승인은, 신청자가 변경사항을 형식설계에 반영하기 위한 목적으로 해당 변경이 동일한 엔진 형식의 다른 형상에도 적용될 수 있음을 설명자료에서 제시하지 못하고 변경사항이 다른 형상에도 적합함을 입증하지 못하는 경우에는, 변경이 이루어지는 특정한 엔진 형상으로 제한된다.

(a) 감항성개선지시서(AD)가 발행될 때 그 해당 항공기등의 형식증명소지자는 다음 사항을 따라야 한다.

(1) 국토교통부장관이 제품의 불안전한 상태를 수정하기 위하여 설계 변경이 필요하다고 판단하는 경우, 국토교통부장관의 요청에 따라 적절한 설계의 변경을 제출하여 승인을 받아야 한다.

(2) 승인을 받은 설계변경 사항은 형식증명에 따라 이미 인증을 받은 항공기등의 모든 운용자가 해당 변경 내용이 포함된 설명자료를 이용할 수 있도록 해야 한다.

(b) 현재 불안전한 상태는 없으나 국토교통부장관 또는 형식증명소지자가 운용 경험을 통해서 형식 설계의 변경이 항공기 안전성을 제고할 것으로 판단하는 경우 형식증명소지자는 적절한 설계변경서를 제출하여 승인을 받을 수 있다. 또한 제작자는 설계 변경 내용을 동일한 형식의 제품을 사용하는 모든 운용자들이 이용할 수 하여야 한다.

(a) 형식증명 변경 신청자는 변경하고자 하는 항공기등의 감항분류에 따라 변경 신청일자를 기준으로 유효한 감항성 요건 및 Part 34, 36에 적합하다는 것을 입증하여야 한다. 예외 사항은 다음의 (b)항 및 (c)항과 같다.

(b) 본 절의 (g)항에서 규정한 바를 제외하고, 본 절의 (b)(1), (2), (3)항이 적용되는 경우, 신청자는 변경하고자 하는 항공기등이 상기 (a)항에서 정한 기준의 이전 개정판 및 국토교통부장관이 직접적으로 관련이 있다고 판단한 기타의 기준에 적합하다는 것을 입증할 수 있다. 그러나 이전 개정판은 형식증명 시 관련 기준으로 포함한 기준의 개정판 이전의 개정판이 적용될 수 없으며 또한 변경과 관련이 있는 항공기기술기준 Part 25.2, 27.2, 29.2의 규정 보다 우선하여 적용할 수 없다. 신청자는 다음의 경우 이전 개정판에 적합함을 입증할 수 있다.

(1) 국토교통부장관이 심각한 변경 사항은 아니라고 판단하는 경우. 특정 변경 사항이 심각한 것인지를 결정하는데 있어서 국토교통부장관은 이전에 당해 항공기등에 반영한 모든 설계변경 사항과 형식증명 시 적용된 기준의 모든 개정사항을 고려해야 한다. 다음의 사항 중 하나에 해당하는 변경은 심각한 변경으로 간주한다.

(i) 일반적인 형상이나 제작방식이 유지되지 못할 때

(ii) 변경하고자 하는 항공기등의 인증을 위하여 사용하였던 가정이 더 이상 타당하지 못할 때

(2) 각 부위, 시스템, 구성품, 장비, 장치가 변경에 의해 영향을 받지 않는다고 국토교통부장관이 판단하는 경우

(3) 변경에 의하여 영향을 받는 부위, 시스템, 구성품, 장비 또는 장치에 대해 본 절의 (a)항에서 정한 적용 기준에 적합함을 입증하는 것이 변경하고자 하는 항공기등의 안전수준을 크게 제고하지 못하며 현실적으로 적절하지 않다고 국토교통부장관이 판단하는 경우

(c) 헬리콥터를 제외한 최대 중량 6000 lbs 이하의 항공기에 대한 변경 신청자 또는 최대중량 3000lbs 이하의 터빈 형식이 아닌 헬리콥터의 변경 신청자는 변경하고자 하는 항공기등이 형식증명 시 적용된 기준에 적합함을 입증할 수 있다. 하지만 특정 부위에 있어 변경 내용이 심각하다고 국토교통부장관이 판단하는 경우, 국토교통부장관은 형식증명 시 적용한 기준의 이후 개정사항 중 변경 내용에 적용되는 사항 및 변경과 직접적으로 관련이 있다고 판단되는 기타의 기준에 적합함을 보이도록 지정할 수 있다. 단, 국토교통부장관이 이후 개정판 또는 기타 기준에의 적합성이 실질적으로 변경하고자 하는 제품의 안전 수준을 제고하지 못하거나 제고할 수 없다고 판단하는 경우를 제외한다.

(d) 설계 변경을 신청한 일자에 유효한 기준이 새롭거나 특이한 설계특성으로 인하여 변경하고자 하는 사항에 대한 기준을 적절하게 규정하지 못한다고 국토교통부장관이 판단하는 경우, 신청자는 기술기준에서 정한 것과 동등한 수준의 안전성을 제공하기 위하여 21.16절에 따라 규정된 특수기술기준과 특수기술기준 개정판의 요건에 적합하도록 하여야 한다.

(e) 수송용 항공기의 형식증명 변경에 대한 신청 유효기간은 5년으로 하며 기타의 형식증명 변경에 대한 신청유효기간은 3년으로 한다. 이 기간 내에 변경 승인을 받지 못하거나 승인 받을 수 없음이 확실할 경우 다음 사항에 따라야 한다.

(1) 형식증명 변경을 다시 신청하고 본 절의 (a)항의 규정에 따라야 한다.; 또는

(2) 유효기간의 연장을 요청하고 신청자가 정하는 특정일에 유효한 항공기기술기준의 적용 요건에 모두 적합하도록 하여야 한다. 이때 특정일은 최초 형식증명 신청 시 (e)항에서 규정한 유효기간 이후의 일자이어야 한다.

(f) 21.17(b)항에 따라 인증을 받은 항공기에 대하여, 항공기등의 감항분류에 따라 변경 신청일자에 유효한 감항성 요건은 국토교통부장관이 해당 절에 따라서 항공기의 형식증명에 적절한 것으로 판단한 감항성 요건을 포함한다.

(g) [예비]

Subpart E 부가형식증명

이 규정은 「항공안전법」 제20조 및 같은 법 시행규칙 제23조에 의한 부가형식증명의 교부에 대한 세부절차를 규정한다.

항공기등의 형식증명소지자가 원 형식증명에 대한 개정을 신청할 수 있는 경우를 제외하고, 기존 형식증명에 대해 21.19절에 따라 신규 형식증명을 신청하여야 할 정도가 아닌 정도의 중대한 변경을 하여 항공기등을 개조하고자 하는 자는 국토교통부장관에게 부가형식증명을 신청하여야 한다. 신청은 국토교통부장관이 규정한 서식과 방법에 따라 이루어져야 한다.

(a) 부가형식증명 신청자는 개조하고자 하는 항공기등이 21.101절에서 규정한 적용 요건을 충족함을 입증하여야 하며, 21.93(b)항에서 규정한 소음에 영향을 주는 변경의 경우에는 Part 36에의 소음 요건에 적합함을 입증하여야 한다. 또한 21.93(c)항에서 규정한 배기변경의 경우에는 Part 34의 연료 및 배기가스 배출기준에 관한 요건에 적합함을 입증하여야 한다.

(b) 부가형식증명 신청자는 각각의 형식설계 변경에 관하여 21.33 과 21.53을 충족시켜야 한다.

(a) 신청자가 21.113 및 21.115절의 요구조건을 충족하면 부가형식증명을 받을 수 있다.

(b) 부가형식증명은 다음과 같이 구성된다.

(1) 항공기등의 형식설계 변경에 대한 국토교통부장관의 승인; 및

(2) 당해 항공기등에 대해 발행된 형식증명

부가형식증명소자는 다음의 사항을 할 수 있다.

(a) 항공기의 경우 감항증명을 받을 수 있다.

(b) 기타 항공기등의 경우, 형식증명을 받은 항공기에 대한 장착승인을 받을 수 있다.

(c) 부가형식증명에 의한 승인을 받은 형식설계 변경에 대한 제작증명을 취득할 수 있다.

(a) 항공기, 항공기엔진 또는 프로펠러에 대한 부가형식증명을 타인에게 사용하도록 하고자 하는 부가형식증명소지자는 국토교통부장관이 수락 가능한 사용허가서를 서면으로 작성하여 사용자에게 제공하여야 한다.

(b) 부가형식증명 소지자는 항공기 소유자, 운영자 또는 인가된 정비조직(AMO)으로부터 감항성 유지에 영향을 미치는 고장, 기능불량 및 결함에 관한 사항을 접수할 수 있는 방법을 마련하고, 이를 접수한 경우 그 원인을 분석하여 불안전 상태를 제거할 수 있는 조치를 취하여야 한다.

Subpart F 형식증명 하에서의 생산

이 규정은 「항공안전법」 제22조 및 같은 법 시행규칙 제32조 내지 제34조에 의한 형식증명하에서 생산과 관련한 세부절차를 규정한다.

형식증명만을 받고 제작되는 항공기등을 제작하는 자는 다음 각호의 사항을 충족하여야 한다.

(a) 국토교통부장관이 검사를 위해 개별 항공기등에 접근할 수 있도록 하여야 한다.

(b) 국토교통부장관이 해당 항공기등 및 그 부품이 형식설계에 합치하는 지를 판단하기 위하여 필요한 기술자료 및 도면을 제작장소에 유지하여야 한다.

(c) 국토교통부장관이 별도로 인가한 경우를 제외하고, 형식증명서 발행일 이후 6개월이 경과하여 생산한 항공기등에 대해서는, 개별 항공기등이 형식설계에 합치하고 안전한 운용상태에 있음을 보증할 수 있는 승인된 생산검사체계(APIS)를 수립하고 유지하여야 한다.

(d) 상기 (c)항에 의하여 승인된 생산검사체계를 수립하는 경우, 21.125(b)항에서 요구하는 판단에 필요한 체계 및 방법을 기술한 매뉴얼을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(a) 21.123(c)에서 요구하는 생산검사체계 구축이 요구되는 모든 제작자는 다음 각호를 충족하여야 한다.

(1) 검사 및 기술 부서의 대표자가 포함된 자재심의위원회를 구성하고 자재심의절차를 수립하여야 한다.

(2) 자재심의위원회 조치에 대한 모든 기록을 최소 2년간 보관하여야 한다.

(b) 21.123(c)항에서 요구하는 생산검사체계는 최소한 다음 각호를 판단할 수 있는 방법을 제공하여야 한다.

(1) 최종 항공기등에 사용될 입고자재, 구매 또는 하청 부품은 형식설계자료에 명시된 것이거나 이와 동등한 수준이어야 한다.

(2) 물리적 또는 화학적 특성을 즉시 정확하게 판단할 수 없는 입고자재, 구매 또는 하청 부품은 적절하게 식별되어야 한다.

(3) 손상 또는 열화될 수 있는 자재는 적절하게 저장되고 적절하게 보호되어야 한다.

(4) 최종 항공기등의 품질 및 안전에 영향을 미치는 공정들은 수락가능한 산업계 또는 국가규격에 따라 수행되어야 한다.

(5) 정확한 결정이 내려질 수 있는 생산 시점에 공정 중에 있는 부품 및 구성품이 형식설계자료에 합치하는 지를 검사하여야 한다.

(6) 제작 및 검사인력은 필요한 시점에 최신 설계도면에 쉽게 접근할 수 있고 이를 사용할 수 있어야 한다.

(7) 자재 대체를 포함한 설계변경은 최종 항공기등에 반영되기 이전에 관리되고 승인되어야 한다.

(8) 불합격 자재 및 부품이 최종 항공기등에 장착되는 것을 방지하도록 격리되고 식별되어야 한다.

(9) 설계자료 또는 규격서를 충족하지 못하였으나 최종 항공기등에 장착을 고려중인 자재 및 부품은 자재심의위원회를 통해 처리되어야 한다. 자재심의위원회가 사용가능 판정을 내린 자재 및 부품에 대한 재작업 또는 수리가 필요한 경우, 적절하게 식별되어야 하며 재검사가 수행되어야 한다. 자재심의위원회가 불합격 판정한 자재 및 부품은 최종 항공기등에 장착되지 않음을 보증할 수 있도록 표시하고 처리하여야 한다.

(10) 제작자는 검사기록을 유지하고, 가능한 경우 완성품에 대한 식별이 가능하도록 하여 최소 2년 동안 보관하여야 한다.

(a) 형식증명만을 받고 항공기를 제작하는 자는 승인된 생산비행시험절차 및 비행점검(flight check-off) 양식을 개발하고, 이에 따라 개별 생산 비행기에 대한 비행시험을 수행하여야 한다.

(b) 모든 생산비행시험절차는 다음 각호를 포함하여야 한다.

(1) 생산된 비행기가 시제비행기와 동일한 조종범위와 조종각도를 갖는 지를 확인하기 위한 트림, 조종성 또는 기타 비행특성에 대한 운용점검

(2) 운항 중 계기 판독이 정상영역내에 있는 지를 확인하기 위해 승무원이 비행중 조작하는 개별 부품 또는 계통에 대한 운용점검

(3) 모든 계기가 적절하게 표시되었으며, 모든 게시물(placards) 및 요구되는 비행교범이 비행시험 후에 장착되었는지에 대한 결정

(4) 지상에서 항공기 운용특성의 점검

(5) 항공기의 지상 또는 비행 작동시에 가장 잘 수행될 수 있는 시험 중인 해당 항공기 특유의 기타 사항에 대한 점검

(a) 형식증명만을 받고 엔진을 제작하는 자는 개별 항공기에 대해 다음 각호를 포함하는 수락 시운전을 수행하여야 한다. (단, 제작자가 샘플링기법을 수립해야만 하는 로켓엔진은 제외.)

(1) 연료 및 오일 소모량의 결정 및 정격최대연속출력 또는 추력 및 적용되는 경우 정격이륙출력 또는 추력에서의 추력 특성의 결정을 포함하는 운전(Break-in runs)

(2) 정격최대연속출력 또는 추력에서 최소 5시간 작동. 정격이륙출력 또는 추력이 정격최대연속출력 또는 추력보다 높은 엔진의 경우, 5시간 작동 시험은 정격이륙출력 또는 추력에서의 30분을 포함하여야 한다.

(b) 상기 (a)항에서 요구하는 시운전은 현시점에서 인정하는 형식의 출력 및 추력 측정장비를 사용하여 적절하게 설치된 엔진에서 수행할 수 있다.

형식증명하에서 프로펠러를 제작하는 자는 모든 가변 피치 프로펠러가 모든 정상작동영역에서 정상적으로 작동하는 지를 판단하기 위한 수락기능시험을 수행하여야 한다.

국내에서 제작한 항공기등의 경우 형식증명만의 소지자 또는 면허인은 형식증명만을 받고 제작한 해당 항공기의 최초 소유권을 이전하거나 항공기에 대한 감항증명 또는 엔진/프로펠러에 대한 감항성인증서의 최초 발행을 신청하는 경우라면, 국토교통부장관에게 합치성확인서를 제출하여야 한다. 합치성확인서는 제작조직에 대한 책임권한을 갖고 있는 자가 서명하여야 하며, 다음 각호를 보증하는 문구가 포함하여야 한다.

(a) 개별 항공기등의 경우, 해당 항공기등이 형식증명서에 합치하며 안전한 운용상태에 있음.

(b) 개별 항공기의 경우, 항공기에 대한 비행점검이 완료되었음.

(c) 개별 엔진 또는 가변피치 프로펠러의 경우, 제작자가 엔진 또는 프로펠러에 대한 최종 운용점검을 수행하였음.

Subpart G 제작 증명

이 규정은 「항공안전법」 제22조 및 같은 법 시행규칙 제32조 내지 제34조에 의한 제작증명 발행을 위한 절차상의 요구조건과 제작증명소지자가 준수하여야 하는 세부 사항에 대해 규정한다.

(a) 다음 각 호와 관련된 항공기등의 증명을 소지한 자는 제작증명을 신청할 수 있다.

(1) 현 형식증명서

(2) 면허협정 하에서 해당 (부가)형식증명에 대한 권한

(3) 부가형식증명서

(b) 제작증명 신청자는 국토교통부장관이 규정한 양식과 방법으로 제작증명을 신청해야 한다.

(a) 제작증명 신청자 또는 제작증명 보유자는 다음 각 호의 서류를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(1) 조직이 이 Subpart G의 규정을 어떻게 준수할 것인지에 대한 설명 자료

(2) 소관 책임, 위임된 권한, 및 품질관리에 책임이 있는 자와 다른 조직의 구성요소 간의 기능적 관계를 설명하는 자료

(3) 책임관리자(Accountable Manager)의 설정

(b) 본 절의 단락(a)에 명시된 책임관리자(Accountable Manager)는 이 장에 따라 수행되는 모든 생산 활동에 대하여 조직의 신청자 또는 생산승인소지자의 조직에 관한 책임 및 권한을 가지고 있어야 한다. 책임관리자(Accountable Manager)는 §21.138에서 요구하는 품질매뉴얼자료 요구조건에 맞게 적합한 절차가 마련되어 있는지와 생산승인소지자가 유효한 항공기 기술기준의 요구조건을 만족하는지 확인해야만 한다. 책임관리자는 국토교통부(항공기술과)와의 주요 연락책의 역할을 수행하여야 한다.

제작증명 신청자 또는 제작증명 소지자는 각각의 제품 및 물품이 승인된 설계에 합치하고 안전한 운항을 위한 조건을 충족함을 보장할 수 있는 품질시스템을 수립하고 서면으로 기술하여야 한다. 품질시스템은 다음 각 호의 사항을 포함하여야 한다.

(a) 설계 데이터 관리. 설계데이터 및 이후 변경사항에 대해 승인된 최신의 정확한 데이터가 사용될 수 있도록 하는 관리 절차

(b) 문서 관리. 품질관리 문서와 자료 및 이후 변경사항에 대해 승인된 최신의 정확한 승인된 문서 및 데이터가 사용될 수 있도록 하는 관리 절차

(c) 공급업체 관리. 절차는 아래와 같다.

(1) 각각의 공급업체로부터 받은 제품, 물품 또는 서비스가 생산승인소지자가 제시한 요건에 합치함을을 보장하는 절차

(2) 공급업체에 의해 제품, 물품, 또는 서비스가 제공되거나 용인되어진 후, 생산승인소지자의 요구조건을 준수하지 않은 사실이 확인된 경우 이를 공급업체가 보고하는 절차의 수립

(d) 제작공정관리. 각각의 제품, 물품이 해당하는 승인된 설계에 합치하는 지 보장하기 위하여 제조 공정을 관리하는 절차

(e) 검사와 시험. 각각의 제품, 물품이 해당하는 승인된 설계에 합치하는 지 보장하기 위해 사용되는 검사와 시험 절차. 이 절차에 해당하는 경우 다음의 사항을 포함하여야 한다.

(1) 항공기를 미조립 상태로 수출하는 경우가 아니라면, 생산된 각각의 항공기에 대한 비행시험

(2) 생산된 각각의 항공기 엔진과 프로펠러의 기능시험

(f) 검사, 측정 및 시험장비관리. 각 제품 및 물품이 해당하는 승인된 설계에 합치하는 지를 결정하는데 사용되는 모든 검사, 측정, 시험장비의 교정과 관리를 보장하기 위한 절차. 각 교정표준은 국토교통부장관이 인정할 수 있는 표준이어야 하고, 추적이 가능하여야 한다.

(g) 검사 및 시험 상태. 승인된 설계에 따라 공급 또는 제조된 부품 및 조립품의 검사 및 시험 상태를 문서화 하는 절차

(h) 부적합 제품 및 물품의 관리.

(1) 승인된 설계에 합치하는 제품 및 물품만 형식증명을 받은 제품에 장착되도록 보증하는 절차. 이 절차는 부적합 제품 및 물품의 식별, 문서화, 평가, 격리, 및 폐기에 관한 사항을 포함하여야 한다. 인가된 자만이 폐기를 결정할 수 있다.

(2) 폐기된 물품들을 재사용할 수 없도록 확인하는 절차

(i) 시정 및 예방 조치. 승인된 설계에 부적합 하거나 또는 승인된 품질시스템의 불이행 사항에 대해 실제 또는 잠재적인 원인을 제거하기 위하여 실시하는 시정 및 예방 조치에 관한 절차

(j) 취급 및 저장, 보관, 보존, 포장 중에 각 제품 및 물품의 손상 및 품질저하(오염)를 예방하기 위한 절차

(k) 품질기록 관리. 품질기록의 식별, 저장, 보호, 검색, 및 유지에 대한 절차. 생산승인소지자는 승인에 따라 제조된 제품 및 물품은 최소 5년간 기록을 보관하여야 하며, 항공기 기술기준 Part45의 45.15(c)에 해당하는 중요 구성품 부품인 경우 최소 10년간 기록을 보관하여야 한다.

(l) 내부 감사. 승인된 품질시스템 이행을 보장하기 위한 내부 감사 계획, 실시 및 문서화를 위한 절차. 이 절차는 시정 및 예방조치 이행을 담당하는 내부 감사 책임자에게 내부 감사 결과를 보고하는 내용이 포함되어야 한다.

(m) 운영 중 피드백. 운영 중 고장, 기능불량 및 결함에 대한 피드백 접수 및 처리하는 절차. 이 절차에는 설계승인소지자가 다음을 수행할 수 있도록 지원하는 프로세스를 포함하여야 한다.

(1) 설계 변경과 관련되어 운영 중 중 문제에 대한 고려

(2) 지속감항지침서(ICA)의 변경 필요 여부 대한 결정

(n) 품질 부적합. 해당되는 설계자료 또는 품질시스템 요건에 합치하지 않는 제품 또는 물품이 품질시스템을 통과하여 배포된 경우 이를 식별, 분석 및 부적합 사항에 대한 시정조치를 시작하는 절차

(o) 승인된 문서의 발행. 생산승인소지자가 항공기 엔진, 프로펠러와 물품에 대해 승인된 문서를 발행하기 위한 절차. 이러한 절차에는 생산승인소지자가 승인된 문서를 발행하도록 허가한 개인을 선정, 임명, 훈련, 관리 및 임명해지하는 절차를 포함하여야 한다. 승인된 문서는 생산승인소지자에 의해 제작한 새로운 항공기 엔진, 프로펠러, 그리고 물품들을 위해 발행 되어질 수 있다; 그리고 항공기 운항기술기준 5.10.2(정비, 예방정비, 재생 및 개조를 수행하도록 인가된 자)에 따라 재조립(rebuilt) 또는 개조된 중고 항공기 엔진, 프로펠러 및 물품에 대하여 승인된 문서를 발행할 수 있다.

제작증명 신청자 또는 제작증명소지자는 국토교통부장관의 승인을 받기 위하여 해당 품질시스템을 설명하는 매뉴얼을 제출하여야 한다. 이 품질매뉴얼은 반드시 한글로 작성되어야 하며, 국토교통부장관이 인정할 수 있는 형식으로 작성되어야만 한다.

(a) 만약, 국토교통부장관이 본 장의 해당 요건을 관리하는 것이 가능한 경우 신청자는 대한민국 외의 지역에 위치한 제작 시설에 대하여 제작증명서를 발급받을 수 있다.

(b) 제작증명소지자는 제작시설 위치를 변경하기 전에 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다.

(c) 생산승인소지자(제작증명소지자)는 제품 또는 물품의 감항성 또는 검사나 합치성에 영향을 미칠 수 있는 제작시설의 변경이 있는 경우 즉시 이를 서면으로 국토교통부장관에게 보고하여야 한다.

제작증명소지자 또는 신청자는 국토교통부장관이 이 장에서 요구하는 합치성을 결정하기 위해 필요한 공급업체에서의 검사 또는 시험을 포함하여 일체의 시험을 입회할 수 있게 하고 품질시스템, 설비, 기술데이터, 제작된 제품 또는 물품을 검사할 수 있도록 해야 한다.

국토교통부장관은 신청자가 본 절의 요건을 준수하는 것을 확인한 후 제작증명서를 발행한다.

국토교통부장관은 제작증명서의 일부로 생산승인지정서를 발행한다. 이 지정서에는 해당 제작증명 조건하에서 신청자에게 제작할 수 있도록 인가된 모든 항공기등의 형식증명 번호와 모델을 나열하고, 생산승인소지자가 본 절에 따라 제작 및 설치할 수 있는 모든 인터페이스 구성요소를 식별한다.

제작증명서는 반납, 효력의 정지, 취소 또는 국토교통부장관이 별도로 증명서의 말소 일자를 규정하는 경우를 제외하고는 계속하여 유효하다.

제작증명소지자는 제작증명서를 양도할 수 없다.

제작증명소지자가 형식증명을 받은 항공기에 대해서는 추가적인 합치성 검사 없이 감항증명서를 받을 수 있다. 그러나 제작하지 않은 부품을 형식증명항공기에 장착하려면 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야만 한다.

제작증명소지자는 반드시 다음 각 호의 사항을 하여야 한다.;

(a) 조직의 변경사항을 반영하기 위해 21.135에 의해 요구되는 문서를 적절히 수정하고 해당 개정사항을 국토교통부에 제공.

(b) 제작증명서를 위해 승인된 데이터와 절차에 따라 품질시스템을 유지

(c) 제작증명 하에 완성된 제품 또는 물품이 감항증명 또는 감항승인을 위하여 승인된 설계에 합치하고 안전한 운항상태에 있음을 보장

(d) 증명서 또는 승인서가 발행된 제품 또는 물품에 표시를 할 것. 표시는 중요한 부품의 표시방법을 포함하여, 반드시 항공기 기술기준 Part 45를 따를 것

(e) 국토교통부장관의 승인을 받은 제작사의 부품번호, 이름, 상표, 기호 또는 국토교통부 승인을 받은 제작사 식별표시를 하여 제작공장에서 출하된 제품 또는 물품 일체를 식별.

(f) 제작증명서에 따라 생산된 각각의 제품과 물품에 대한 합치성과 감항성을 결정하기 위해 필요한 형식설계 자료에 접근 가능할 것.

(g) 제작증명서를 보관하고, 요청 시 국토교통부에 제공할 것

(h) 공급업체에 위임된 모든 권한에 관한 정보를 국토교통부에게 제공할 것.

(a) 제작증명소지자는 국토교토부장관이 규정한 양식과 방법에 따라 제작증명 개정을 신청하여야 한다.

(b) 형식증명이나 모델 중 하나, 또는 둘 모두를 추가하려는 제작증명 개정 신청자는 21.137, 21.138, 21.150을 요건을 준수하여야 한다.

(c) 다음의 경우 신청자는 인터페이스 구성요소의 제작 및 설치를 위해 생산승인지정서 개정을 신청할 수 있다.

(1) 신청자가 인터페이스 구성요소 설계 및 설치 데이터를 사용하기 위한 면허를 보유하거나 소유하고 있고 요청에 따라 국토교통부장관에게 해당 데이터를 제공할 수 있는 경우

(2) 신청자가 인터페이스 구성요소를 제작하는 경우

(3) 신청자의 제품이 승인된 형식설계에 합치하고, 인터페이스 구성요소는 그 승인된 형식설계에 합치 하는 경우

(4) 인터페이스 구성요소를 설치하여 조립한 제품이 안전한 운항상태에 있는 경우

(5) 신청자는 국통교통부장관이 필요하다고 판단하는 기타 조건 및 제한사항을 준수하는 경우

제작증명서 발행 후 다음을 준수하여야 한다.

(a) 품질시스템에 대한 각 변경 사항은 국토교통부장관의 검토를 거쳐야 한다.

(b) 제작증명소지자는 제품 또는 물품의 검사, 합치성 또는 감항성에 영향을 미칠 수 있는 변경사항이 발생하면 즉시 이를 서면으로 국토교통부장관에게 보고하여야 한다.

Subpart H 감항증명

이 기준은 「항공안전법」 제23조 및 같은 법 시행규칙 제35조부터 제44조에 따른 항공기 감항증명 관련 신청, 검사 및 교부 등에 관한 요건과 절차를 규정한다.

(a) ｢항공안전법｣ 제7조에 따라 등록된 항공기 또는 같은 법 시행규칙 제36조 각 호의 어느 하나에 해당하는 항공기를 소유하거나 임차하여 항공기를 사용할 수 있는 권리가 있는 자(이하 “소유자등”이라 한다)는 ｢항공안전법｣ 제23조에 따라 감항증명을 받을 수 있다.

｢항공안전법｣ 제23조제3항에 따른 감항증명의 종류별 분류는 다음과 같이 구분한다.

(a) 표준감항증명서(Standard Airworthiness Certificates)는 해당 항공기가 기술기준을 충족함이 입증되어 안전하게 운용될 수 있는 상태가 확인된 경우에 발급되며, 감항분류는 비행기, 비행선, 활공기 및 헬리콥터별로 보통, 실용, 곡예, 커뮤터 또는 수송으로 구분한다.

(b) 특별감항증명서(Special Airworthiness Certificates)는 ｢항공안전법 시행규칙｣ 제37조에 해당하는 항공기가 기술기준을 충족하지 못하여 운용범위 및 비행성능 등을 일부 제한할 경우 제한 용도로 안전하게 운용할 수 있다고 판단되는 경우 발급되며, 특별감항증명서의 용도분류는 제한(Restricted), 실험(Experimental) 및 특별비행허가(Special flight permit)로 구분한다.

(a) 종류별 신청

(1) 「항공안전법 시행규칙」 제37조에 따라 다음 어느 하나에 해당하는 항공기의 특별감항증명은 국토교통부장관에게 신청한다.

(i) 항공기 신규개발과 관련한 항공기 제작자, 연구기관 등의 연구 및 개발 중인 항공기

(ii) 항공기 신규개발과 관련한 판매 등을 위한 전시(Exhibition) 또는 시장조사(Market Survey)에 활용하는 항공기

(iii) 항공기 신규개발과 관련한 조종사 양성을 위하여 조종연습에 사용하는 항공기

(iv) 설계에 관한 형식증명을 변경하기 위하여 운용한계를 초과하는 시험비행을 하는 항공기

(v) 조종사가 탑승하지 아니하고 비행할 수 있는 항공기(이하 “무인항공기”라 한다)

(2) 「항공안전법 시행령」 제26조제1항 및 같은 법 시행규칙 제35조, 제37조에 따른 표준감항증명과 다음 어느 하나에 해당하는 항공기의 특별감항증명은 지방항공청장에 신청한다.

(i) 항공기를 정비․수리 또는 개조 후 시험비행을 하는 항공기

(ii) 항공기의 정비 또는 수리․개조를 위한 장소까지 공수비행(空手飛行) 하는 항공기

(iii) 항공기를 수입하거나 수출하기 위하여 승객․화물을 싣지 아니하고 비행하는 항공기

(iv) 재난․재해 등으로 인해 수색(搜索)․구조에 사용하는 항공기

(v) 산불의 진화 및 예방에 사용하는 항공기

(vi) 응급환자의 수송 등 구조․구급활동에 사용하는 항공기

(vii) 씨앗파종, 농약살포 또는 어군(魚群)의 탐지 등 농ㆍ수산업에 사용하는 항공기

(viii) 기상관측, 기상조절 실험 등에 사용되는 경우

(b) 구비서류

(1) 감항증명을 신청하려는 자는 「항공안전법 시행규칙」 제35조제1항에 따라 부록 A에 따른 감항증명 종류별 구비서류를 제출하여야 한다. 다만, 시험비행결과서, 수출감항증명서 또는 말소등록증과 같이 신청할 당시 확보가 불가능한 서류는 검사종료일까지 제출할 수 있다.

(2) 「항공안전법 시행규칙」 제35조제2항제3호에서 비행교범에 포함되어야 하는 사항으로 "항공기 조작방법 등 그 밖에 국토교통부장관이 정하여 고시하는 사항“은 부록 B와 같다.

(c) 감항증명 신청은 다음의 경우를 제외하고 검사희망일 7일전까지 하여야 한다.

(1) 항공기를 수입 후 수리, 개조 또는 재생을 하고자 하는 경우 수리, 개조 또는 재생 작업 착수 전에 신청

(2) 국외에서 감항증명을 받고자 하는 경우 15일전까지 신청하거나 사전 협의

(d) 신청자는 감항증명 수수료를 「항공안전법 시행규칙」 별표 47에 따라 국토교통부장관이 고시한 기준에 따라 납부하여야 한다.

(e) 지방항공청장은 「항공안전법 시행규칙」 제52조제2항에 따라 서류검사만으로 소음기준적합증명발급이 가능한 경우에는 감항증명과 병행하여 실시할 수 있다.

(f) 감항증명 발급을 위하여 검사관의 입회하에 비행성능 검사를 실시하는 항공기의 시험비행 경우에는 시험비행을 위한 특별감항증명서 발급 없이 수행할 수 있다.

(a) 소유자등은 해당 항공기의 표준감항증명서 또는 특별감항증명서의 분류를 개정 또는 변경하고자 하는 경우에는 감항증명을 다시 신청하여야 한다. 이 경우 국토교통부장관 또는 지방항공청장은 이전의 표준감항증명서 또는 특별감항증명서를 발급할 때 변경되지 않은 검사항목에 대하여는 검사를 생략할 수 있다.

(b) 항공기 소유자등이 「항공안전법 시행규칙 제42조제2항에 따라 표준감항증명서 또는 특별감항증명서의 재발급을 신청하는 경우 국토교통부장관 또는 지방항공청장은 이전에 발행한 감항증명 자료와 재발급신청 사유를 확인한 후 재발급하여야 한다.

(a) 소유자등은 항공기를 국내에서 임대하거나 매각한 경우에는 임차인 또는 매수인에게 감항증명서를 양도할 수 있다.

(b) 소유자등은 항공기를 국외로 임대하거나 매각하는 경우에는 감항증명서를 지방항공청장에게 반납하여야 한다.

(a) 지방항공청장은 표준감항증명서의 유효기간을 1년으로 지정하여 발급한다. 다만, 유효기간 만료일 30일 이내에 검사를 받아 합격한 경우에는 종전 감항증명서 유효기간 만료일의 다음 날부터 기산한다. 항공안전법 시행규칙 제41조에 따라 항공기의 감항성을 지속적으로 유지하기 위한 부록 C 또는 부록 D에 따라 항공기 정비프로그램 또는 항공기 검사프로그램을 인가받아 정비 등이 이루어지는 항공기의 경우에는 유효기간이 자동연장되는 표준감항증명서를 발급할 수 있다.

(b) 지방항공청장은 (a)항에 따라 유효기간이 자동연장되는 표준감항증명서를 발급할 때에는 항공기 소유자등의 정비능력(「항공안전법」 제32조제2항에 정비등을 위탁하는 경우에는 정비조직인증을 받은 자의 정비능력을 말한다)에 대하여 다음의 사항을 확인하여야 한다.

(1) 해당 항공기의 지속적인 감항성유지를 위한 시설, 장비 및 자재의 확보 여부

(2) 자격을 갖춘 항공정비사 확보 및 유지 여부

(3) 최소한 1년간의 정비프로그램 또는 검사프로그램 운용 경험(해당 항공기와 동일한 종류의 항공기에 대한 운용 경험도 포함한다)

(c) 감항증명 유효기간이 자동연장되는 항공기를 국내에서 국내로 임대차 또는 매각되는 경우 임대차 또는 매각 후에도 당초 해당 항공기의 유효기간 자동연장 조건을 계속 충족한다는 입증자료를 사전에 지방항공청장에게 제출하여 인정받을 경우에는 감항증명의 유효기간은 자동연장 된다. 그러나, 당초 감항증명 유효기간 자동연장 조건을 계속 충족시키지 못할 경우에는 감항증명의 유효기간 자동연장에 대한 효력은 소멸되며 다시 감항증명을 신청하여 발급 받아야 한다.

(d) 특별감항증명서의 유효기간은 1년 이내에서 국토교통부장관 또는 지방항공청장이 지정한 기간으로 한다. 다만, 항공안전법 시행규칙 제37조제4호에 따라 특정한 업무를 수행하는 항공기로서 시행규칙 제41조에 따라 항공기의 감항성을 지속적으로 유지하기 위하여 부록 C 또는 부록 D에 따라 항공기 정비프로그램 또는 항공기 검사프로그램을 인가받아 정비 등이 이루어지는 경우에는 유효기간이 자동연장되는 특별감항증명서를 발급할 수 있다.

(e) 지방항공청장은 (d)항에 따라 유효기간이 자동연장되는 특별감항증명서를 발급할 때에는 항공기 소유자등의 정비능력(「항공안전법」 제32조제2항에 정비등을 위탁하는 경우에는 정비조직인증을 받은 자의 정비능력을 말한다)에 대하여 다음의 사항을 확인하여야 한다.

(1) 해당 항공기의 지속적인 감항성유지를 위한 시설, 장비 및 자재의 확보 여부

(2) 자격을 갖춘 항공정비사 확보 및 유지 여부

(3) 최소한 5년간의 정비프로그램 또는 검사프로그램 운용 경험

(a) (b)의 경우를 제외하고 「항공안전법」제23조에 따른 감항증명을 신청하는 자는 45.11에서 정한대로 식별되었음을 입증하여야 한다.

(b) (a)는 다음과 같은 경우에는 적용하지 아니한다.

(1) 특별비행허가(Special flight permit)

(2) 45.11에 따라 식별을 받은 항공기가 감항분류를 다른 것으로 변경하는 경우

(a) 표준감항증명 신청을 받은 지방항공청장은 「항공안전법」 제31조제2항에 따라 검사관을 임명 또는 위촉하여 「항공안전법 시행규칙」 제38조에 따라 해당 항공기의 설계․제작과정 및 완성 후의 상태와 비행성능에 대하여 기술기준에 적합하고 안전하게 운용할 수 있는 상태(항공기, 발동기, 프로펠러, 장비품 및 부품의 마모, 노화 등에 관련된 사항으로 항공기의 지속적 감항성 유지를 위한 정비 등의 이행 여부, 정상작동 여부 및 상태를 말한다)에 있는지를 검사하도록 하여야 한다.

(b) 검사관은 감항증명 검사시 부록 E의 감항증명 서류검사표, 부록 F의 감항증명 상태검사표 및 항공기 기종별로 지방항공청장이 정한 비행시험 검사표에 따라 검사를 실시하여 해당 항공기가 기술기준에 적합하고 안전하게 운용할 수 있는 상태에 있는지 여부를 확인하고 그 결과를 해당 검사표에 기록․유지하여야 한다. 다만, 비행성능에 대한 검사는 감항증명 검사기간 중 운영자가 수행한 비행시험 결과보고서를 확인하여 대체할 수 있으나 검사관의 판단에 따라 추가로 실시할 수 있다.

(c) 검사관은 「항공안전법」 제51조에 따른 항공기의 의무무선설비가 전파법 제24조에 따라 방송통신위원회의 정기검사를 받은 경우에는 해당 무선설비에 대한 검사를 생략할 수 있다. 다만, 다음 어느 하나에 해당되는 경우에는 그러하지 아니하다.

(1) 승인받지 않은 형식의 의무무선설비를 장착한 경우

(2) 기체의 강도 또는 기타 시스템의 기능에 영향을 미치는 경우

(3) 비행교범의 기재사항에 변경을 수반하는 경우

(d) 검사관은 「항공안전법 시행규칙」 제40조에 따라 다음 어느 하나의 경우에는 검사의 일부를 생략할 수 있다.

(1) 우리나라의 형식증명을 받은 항공기에 대한 설계 검사

(2) 우리나라의 형식증명승인을 받은 항공기에 대한 설계 및 제작과정 검사

(3) 우리나라의 제작증명을 받은 자가 제작한 항공기에 대한 제작 과정 검사

(4) 외국정부로부터 감항성이 있다는 승인을 받아 수입하는 항공기에 대하여는 비행성능에 대한 검사. 다만, 제작사(판매대행자를 포함한다)로부터 신규로 생산되어 직접 도입하는 완제기만 해당한다.

(e) 표준감항증명을 위한 현장검사(이동기간 제외)는 2명의 검사관이 3일 이내에 수행하는 것을 원칙으로 하되 항공기 상태 등에 따른 검사기간을 고려하여 다음과 같이 연장 또는 단축할 수 있다.

(i) 5,700Kg미만 항공기의 갱신 감항증명은 1일 단축

(ii) 5,700Kg이상 중고항공기의 신규 감항증명은 1일 추가

(iii) 제작일자가 20년을 초과한 항공기(이하 “경년항공기”라 한다)의 감항증명은 1일 추가

(iv) 5,700kg 이상 신규로 생산되어 수입하는 완제 항공기의 국내 감항증명은 1일 단축(단, 비행성능에 대한 검사가 생략되는 경우)

(v) 그 밖에 지방항공청장이 필요하다고 판단되는 기간

(f) 「항공안전법」 제20조제2항제1호 또는 제21조에 따라 형식증명이나 형식증명승인을 받지 않은 항공기 또는 「항공안전법」 제20조제2항제2호에 따라 제한형식증명을 받은 항공기에 대하여는 특별감항증명을 발급한다. 다만, 이전에 발급받은 표준감항증명서를 갱신하는 경우는 제외한다.

(g) 지방항공청장은 검사결과 「항공안전법 시행규칙」 제42조제1항에 따라 기술기준에 적합하고 안전하게 운용할 수 있는 상태에 있다고 인정되는 경우에는 운용한계지정서와 함께 감항증명서를 발급하여야 한다. 이 경우 검사관은 미리 표준감항증명서 등을 휴대하여 현지에서 교부할 수 있다.

(h) 지방항공청장은 검사결과 다음 각 호의 어느 하나에 해당되는 경우 해당 항공기의 감항성이 있는 것으로 판정하여서는 아니 된다. 다만, 검사기간 동안에 수정작업을 완료하는 경우는 제외한다.

(1) 「항공안전법」 제23조제9항에 따른 감항성개선지시 또는 그 밖에 검사 ․ 정비등의 명령을 이행하지 아니한 경우

(2) 국토교통부장관 또는 지방항공청장이 인가한 항공기 정비프로그램 또는 검사프로그램에 따른 검사, 정비 및 수리 등이 수행되지 않은 경우

(3) 인가받은 항공기 정비프로그램 또는 검사프로그램이 없는 경우 해당 항공기의 제작사가 발행한 최신의 정비매뉴얼에 따른 100시간/연간 검사, 제작국 감항당국에서 정한 감항성 한계사항, 항공기 제작사 및 부품제작사 등이 정한 사용한계품목 교환 등의 정비가 수행되지 않은 경우. 다만, 지방항공청장에게 사전 승인을 받은 경우는 예외로 할 수 있음

(4) 인가받지 않은 수리․개조가 수행된 경우

(5) 기술기준에서 정한 해당 항공기에 관련한 요건을 충족하지 못하는 경우

(6) 그 밖에 감항증명 신청 당시 제출이 불가능하여 검사종료일까지 제출하기로 한 서류를 제출하지 않은 경우

(i) 표준감항증명서를 발급하는 경우에는 해당 항공기의 유효한 등록증명서를 확인한 후 발급하여야 한다.

(a) 「항공안전법」제20조에 따라 제한형식증명을 받은 항공기 또는 같은법「시행규칙」 제37조제3호 및 제4호에 따라 제한된 용도로 사용하는 다음 각 목의 어느 하나에 해당하는 항공기와 무인항공기는 국토교통부장관 또는 지방항공청장으로부터 제한분류의 특별감항증명서를 받을 수 있다.

(1) 재난ㆍ재해 등으로 인해 수색(搜索)ㆍ구조에 사용하는 항공기

(2) 산불의 진화 및 예방에 사용하는 항공기

(3) 응급환자의 수송 등 구조ㆍ구급활동에 사용하는 항공기

(4) 씨앗파종, 농약살포 또는 어군(魚群)탐지 등 농수산업에 사용하는 항공기

(5) 기상관측, 기상조절 실험 등에 사용되는 항공기

(b) 제한분류의 특별감항증명을 위한 검사는 21.183을 준용하고, 이 경우 표준감항증명을 특별감항증명으로 한다. 다만, 항공기가 기술기준을 충족하지 못하는 사항은 운용범위 및 비행성능 일부를 제한할 수 있다.

(c) 국토교통부장관 또는 지방항공청장은 제한분류의 특별감항증명서를 발급하는 경우에는 다음의 제한사항을 포함하여 발급한다.

(1) 허용된 목적 이외의 비행은 금지한다.

(2) 가능한 인구가 밀집된 지역을 비행하여서는 아니 된다. 다만 시행규칙 제 37조제4호 및 제5호에 따른 화재의 진화, 응급환자 후송 등 공공목적으로 긴급히 운항하는 경우 제외한다.

(3) 제한된 업무수행을 위해 필요한 인원만 탑승하여야 한다.

(4) 승객 및 화물의 유상운송(해당 항공기를 사용하여 제한된 용도 이외에 대가를 받고 인원 또는 화물을 수송하는 것을 말한다)은 허용되지 않는다.

(5) 그 밖에 국토교통부장관 또는 지방항공청장이 제한할 필요가 있는 사항

(d) 제한분류의 특별감항증명서 유효기간은 21.181(d)를 준용한다.

(a) 「항공안전법 시행규칙」 제37조제1호에 따른 다음 중 어느 하나에 해당하는 항공기와 「항공안전법 시행규칙」 제37조제3호에 따른 무인항공기를 운항하려는 경우 국토교통부장관으로부터 실험분류의 특별감항증명서를 받을 수 있다.

(1) 항공기 제작사, 연구기관 등의 연구 및 개발 중인 항공기

(2) 판매 등을 위한 전시(Exhibition) 또는 시장조사(Market Survey)에 활용하는 항공기

(3) 조종사 양성을 위하여 조종연습에 사용하는 항공기

(b) 실험분류의 특별감항증명서를 발급하기 위해서는 신청사항에 대한 다음 사항이 실험분류의 대상에 타당한지 확인하여야 한다.

(1) 비행 목적

(2) 비행 경로

(3) 탑승할 승무원(기장, 기장외의 조종사 또는 항공사 등)에 관한 사항(무인항공기의 경우 원격 조종사)

(4) 항공기가 해당 감항요구조건을 충족시키지 못할 때의 대처방안

(5) 「항공안전법」 제51조에 따른 항공기의 의무무선설비의 장착(무인항공기의 경우 해당 항공기를 원격으로 조종하는 장소에 갖추어야 한다)

(6) 항공기의 안전운항을 위해 필요하다고 판단되는 제한사항

(7) 항공기가 「항공안전법」 제19조에 따른 고시된 항공기기술기준의 적용이 어려운 새로운 형태(무인항공기, 유/무인결합항공기, 전기동력 수직이착륙항공기 등)일 경우 부록 E의 3(실험분류의 특별감항증명 검사를 위한 안전 평가표)에 따른 자체 평가 결과

(c) 국토교통부장관은 제출된 서류의 사실여부를 확인하기 위하여 신청자에게 안전에 필요하다고 판단되는 검사와 시험을 수행하도록 요구할 수 있다.

(d) 국토교통부장관은 실험분류의 특별감항증명서를 발급하는 경우 특별감항증명서에 21.185(c)의 제한사항과 제한사항과 검사결과에 따라 안전을 위해 필요한 운용제한사항을 기재하여야 한다.

(e) 실험분류의 특별감항증명서 유효기간은 1년 이내의 해당 비행 목적에 필요한 기간으로 한다.

(a) 「항공안전법 시행규칙」 제37조제2호 및 제3호에 따라 항공기 제작, 정비등 및 수입․수출 등과 관련한 다음의 항공기와 무인항공기는 국토교통부장관 또는 지방항공청장으로부터 특별비행허가를 위한 특별감항증명서를 받을 수 있다.

(1) 항공기의 설계에 관한 형식증명을 변경하기 위하여 운용한계를 초과하는 시험비행을 하는 항공기

(2) 제작․정비․수리 또는 개조 후 시험비행을 하는 항공기

(3) 항공기의 정비 또는 수리․개조를 위한 장소까지 공수비행(空手飛行)하는 항공기

(4) 항공기를 수입하거나 수출하기 위하여 승객․화물을 싣지 아니하고 비행하는 항공기

(5) 기상관측, 기상조절 실험 등에 사용되는 경우

(b) 「항공안전법」 제90조에 따라 운항증명을 받은 자가 운용하는 항공기가 해당 감항요건을 일시적으로 충족시키지 못하지만 정비․수리 또는 개조가 수행되는 장소까지 안전하게 비행할 수 있는 경우 운항증명의 운영기준 (Operations Specifications)에 따라 항공기의 공수비행에 대한 특별비행허가를 받은 것으로 본다.

(c) 국토교통부장관 또는 지방항공청장이 특별비행허가 분류의 특별감항증명서를 발급하기 위해서는 신청사항에 대하여 다음 사항이 특별비행허가 대상에 타당한지 확인하여야 한다.

(1) 비행 목적

(2) 비행 경로

(3) 탑승할 승무원(기장, 기장외의 조종사 또는 항공사 등) 에 관한 사항

(4) 「항공안전법」 제51조에 따른 항공기의 의무무선설비의 장착

(5) 항공기가 해당 감항요구조건을 충족시키지 못할 때의 대처방안

(6) 항공기의 안전 운항을 위해 필요하다고 판단하는 제한사항

(7) 그 밖에 국토교통부장관 또는 지방항공청장이 필요하다고 판단하는 사항

(d) 국토교통부장관 또는 지방항공청장은 특별비행허가를 위한 특별감항증명서를 발급하는 경우 특별감항증명서에 21.185(c)의 제한사항을 기재하여야 한다.

(e) 특별비행허가를 위한 특별감항증명서의 유효기간은 1년 이내의 해당 비행 목적에 필요한 기간으로 한다.

(f) 국토교통부장관 또는 지방항공청장은 안전에 필요하다고 판단되는 검사와 시험을 신청자가 수행하도록 요구할 수 있다.

(a) 「항공안전법」 제5조에 따라 임차한 외국 국적 항공기에 대하여 상대국이 감항성 인증 및 감독 책임을 우리나라에 이양한 경우에 지방항공청장은 다음 사항이 만족할 경우 해당 항공기 등록국이 발행한 감항증명서의 효력을 인정한다.

(1) 우리나라와 임차 항공기의 감항성 인증 및 감독에 관한 협정서 체결

(2) 협정서에 임차 항공기의 감항성 유지 관련 감독 권한을 우리나라에 이양

(3) 등록국이 발행한 감항증명서가 우리나라 감항성 인증요건을 충족

(b) 지방항공청장은 감항증명서를 인정하는 경우에는 항공기 소유자등에게 유효기간 등이 명시된 허가문서를 등록국이 발행한 감항증명서와 함께 발급하여야 한다.

(c) (b)의 경우 유효기간은 등록국이 발행한 감항증명서의 유효기간을 초과해서는 아니 된다.

(d) 지방항공청장은 임차 항공기 등록국이 유효기간 연장 등의 사유로 해당 항공기에 대한 감항증명서를 재발급하는 경우에는 이를 인정하여야 한다.

(a) 「항공안전법」 제23조제7항부터 제9항까지에 따라 감항증명을 받은 항공기 소유자등은 해당 항공기를 운항하고자 하는 경우 그 항공기를 감항성이 있는 상태로 유지하여야 한다.

(b) 지방항공청장은 「항공안전법」 제23조제5항 단서규정에 따라 감항증명의 유효기간이 연장되는 항공기에 대하여 「항공안전법」 제23조제9항에 따른 수시검사를 실시하여야 한다.

(c) 소유자등은 항공안전법 시행규칙 제41조에 따라 항공기의 감항증명 유효기간이 연장된 경우 매년 부록 G의 항공기 현황자료에 최근 1년 이내에 수행한 주요 정비현황(수리ㆍ개조 수행현황, 감항성개선지시 수행현황 또는 주요 정비개선회보 수행현황 등)에 관한 자료를 첨부하여 지방항공청장에게 제출하여야 한다.

(d) 지방항공청장이 실시하는 수시검사는 (b)에 따라 항공사가 매년 제출하는 서류를 검토하는 것을 원칙으로 한다.

(e) 지방항공청장은 (d)에 따른 서류검토 후, 다음 사항 등을 고려하여 항공기를 표본 선정하여 필요 시 상태검사 및 시험비행 등의 추가적인 검사를 위한 현장검사를 실시하고, 구체적인 사유 및 일정 등을 명시하여 항공기 소유자등에게 통보한 후 실시하여야 한다.

(1) 항공기 기종별 운영 현황

(2) 항공기 사고 및 준사고 발생 현황

(3) 정비로 인한 항공기 지연 및 결항 현황

(4) 경년항공기 해당 여부

(5) 유효기간이 연장된 감항증명서 발급 이후 경과기간

(f) 지방항공청장은 수시검사 결과 소유자등이 정비현황자료를 정해진 시한 내에 제출하지 않거나 거짓으로 작성하는 등 감항증명 발급 요건과 감항성 유지에 부적합하다고 판단되는 경우 해당 항공기에 대하여는 감항증명의 효력을 정지시키거나 유효기간을 단축시킬 수 있다.

(g) 국토교통부장관은 항공기 소유자등에게 감항성 유지를 위하여 항공기등, 장비품 또는 부품에 대하여 감항성개선지시(AD)를 명할 수 있으며, 감항성개선지시를 받은 소유자등은 정해진 기한 내에 정비 등을 수행한 후 그 결과를 보고하여야 한다.

(h) 「항공안전법」 제23조제5항에 따라 감항증명 유효기간이 1년으로 정해진 항공기에 대하여는 정부의 정기 감항검사로 대체하고 수시검사를 생략할 수 있다.

(i) 감항증명을 받은 항공기 소유자등의 책임은 다음과 같다.

(1) 항공기 소유자등은 항공기등에 대하여 지속적으로 감항성을 유지할 책임이 있으며, 항공기등의 감항성 유지를 위하여 다음사항을 확인하여야 한다.

(ⅰ) 감항성에 영향을 미치는 정비, 오버홀, 수리 및 개조가 관련 법령 및 이 기준에서 정한 방법 및 기준․절차에 따라 수행되고 있는지의 여부

(ⅱ) 정비 또는 수리․개조 등을 수행하는 경우 항공기에 대한 감항성 여부를 항공일지에 적합하게 기록하는지 여부

(ⅲ) 항공기 정비작업 후 사용 가 판정(Approved for Return to service)이 적절하게 이루어지는지 여부

(ⅳ) 정비확인시 종결되지 않은 결함사항 등이 있는 경우 이에 대한 기록 여부

(2) 항공기 소유자등은 지속적인 감항성 유지를 위해 정비 및 항공기 운영실태를 감시하고 평가하여야 하며, 감항성에 영향을 주는 고장이나 결함 발생시 관련 정보를 국토교통부장관 및 형식증명소지자에게 보고 또는 통보하여야 한다.

(3) 항공기 소유자등은 형식 설계를 책임지고 있는 기관 및 제작사 등으로부터 지속적인 감항성 유지에 관한 정보를 적기에 제공 받아 검토하여야 하고 이행여부 등을 평가하여야 한다.

부록 A. 감항증명 종류별 신청서류

(｢항공안전법 시행규칙｣ 제35조제1항 관련)

제출서류 중 제작사에서 온라인을 통해 제공하는 기술자료들에 대해서는 제작사에서 국토교통부를 위한 계정을 발급하여 열람 권한을 부여 할 경우 제출한 것으로 본다.

(a) 표준감항증명 신규(Issuance) 신청 시 제출서류

(1) 형식증명(제한형식증명은 특별감항증명 신청 시 해당)서 및 형식증명자료집 또는 이와 동등한 자료(국토교통부로부터 형식증명을 받았거나 형식증명승인을 받은 경우는 제외한다)

(2) <삭제>

(3) 수출감항증명서(Export Certificate of Airworthiness)

(수입항공기에 해당되며, 국내에서 수리, 개조 및 재생을 위하여 수입하는 경우는 제외)

(4) 정비교범(Maintenance Manual), 오버홀 및 수리교범(Overhaul and Repair Manual)

(5) 부품도해목록(Illustrated Parts Catalogues)

(6) 비행교범(Flight Manual) 및 승무원 운영교범(Crew Operations Manual)

(7) 중량 및 평형보고서(Weight and Balance Report)

(8) <삭제>

(9) <삭제>

(10) 정비검토위원회보고서(Maintenance Review Board Report) 및 정비계획자료(Maintenance Planning Document)

(11) 전기부하분석서(Electrical load analysis)

(12) 전기 및 무선장비용 배선도

(13) 표준최소장비목록(Master Minimum Equipment Lists)

(14) 감항성개선지시(Airworthiness Directive) 수행현황

(15) 제작사 정비개선회보(Service Bulletin) 수행현황

(16) 좌석형상도(Seat Configuration)

(17) 수입한 중고 항공기인 경우 다음 서류를 추가로 제출하여야 한다.

(i) 항공기, 엔진, 프로펠러 및 주요 장비품 등의 사용시간을 기재한 서류

(ii) 항공기 정비 또는 검사프로그램에 따른 정비 현황(이전 정비/검사프로그램과 앞으로 적용될 정비/검사프로그램의 차이점 포함)

(iii) 사용수명한계 품목별 수명한계, 사용시간, 사용횟수 및 잔여시간 현황

(iv) 주요 구조부재 및 주요 장비품의 교환 기록(개조된 부품 또는 교환한 부품이 원래의 품목과 동일한지 입증하는 기록 포함)

(v) 주요 구조부재 및 장비품에 대한 수리 또는 개조기록(수리·개조에 따른 추가적인 점검항목이 있는 경우 정비프로그램 반영 여부 포함)

(vi) 해당될 경우 특정한 운항 목적을 위해 장착된 장비 목록(견인, 농약살포 및 외부화물운반을 위한 장비 등)

(vii) 경년항공기의 경우 항공운송사업용은 기체부가점검프로그램 등 경년항공기 정비프로그램 이행현황을, 사용사업용 이하 경년항공기는 부록 F의 경년항공기 안전점검표에 따른 자체점검결과

(18) 국내에서 수리, 개조 또는 재생을 위하여 수출감항증명서 없이 수입하는 항공기의 경우에는 다음 서류를 추가로 제출하여야 한다.

(i) 항공안전법 제30조 및 항공안전법 시행규칙 제66조에 따른 수리계획서 또는 개조계획서

(ii) 부록 H의 합치성 확인서(Statement of Conformity) 및 Subpart L, 부록 A의 합치성 검사기록서(Conformity Inspection Record) (수리, 개조 또는 재생을 위한 작업이 완료되는 시점에 제출)

(iii) 항공기의 지속 감항성 유지를 위한 계획서(해당 항공기 정비프로그램 또는 검사 프로그램으로 대체할 수 있다)

(b) 표준감항증명 갱신(Renewal) 신청 시 제출서류

국내에서 표준감항증명을 받았던 항공기로서 감항증명의 유효기간 종료, 중지 또는 취소 등의 사유로 감항증명 갱신을 신청하는 경우에 해당한다. 다만, 감항증명 신청일을 기준으로 이전 감항증명의 유효기간 종료 또는 중지 후 6개월을 초과한 경우에는 감항증명 신규신청에 해당하는 구비서류를 제출한다.

(1) 비행교범(이전 감항증명 발급 이후 변경된 부분만 제출)

(2) 감항성개선지시(AD) 수행 현황

(3) 제작사 정비개선회보(SB) 수행 현황

(4) 중량 및 평형보고서(실적이 있는 경우)

(5) 사용중지 중의 보관상황을 기재한 서류

(6) 정시점검, 주요 정비 및 수리․개조 수행에 관한 기록

(7) 항공기 총비행시간 및 전회 분해 검사 후의 비행시간을 기재한 서류

(8) 경년항공기의 경우 항공운송사업용은 기체부가점검프로그램 등 경년항공기 정비프로그램 이행현황을, 사용사업용 이하 경년항공기는 부록 F의 경년항공기 안전점검표에 따른 자체 점검결과

(c) 「항공안전법 시행규칙」 제37조제1호, 제2호 및 제3호에 해당하는 항공기, 무인항공기의 특별감항증명 신규(Issuance) 신청 시 제출서류

신규개발, 제작ㆍ정비ㆍ수리ㆍ개조 및 수입ㆍ수출 등과 관련한 항공기, 무인항공기에 해당한다.

(1) 해당 항공기가 안전하게 운용할 수 있는 상태에 있음을 입증할 수 있는 서류

(i) 항공기 신규개발, 제작 또는 무인항공기의 경우: 설계가 기술기준에 적합함(설계적합성)을 입증하는 자료, 설계기준에 일치하게 제작되었음을 입증(제작합치성)하는 자료 및 완성 후 안전한 작동상태에 있음(기능 및 상태검사 결과서)을 입증하는 자료 다만, 항공안전법 제19조에 따른 항공기기술기준의 적용이 어려운 새로운 형태(무인항공기, 유/무인결합항공기, 전기동력 수직이착륙항공기 등)일 경우에는 부록 E의 3 실험분류의 특별감항증명 검사를 위한 안전 평가표에 따른 입증자료로 대체한다.

(ii) 정비ㆍ수리ㆍ개조 또는 수입ㆍ수출하는 항공기의 경우: 수행된 정비 등의 작업이 기술기준에 적합하거나 제한된 범위에서 안전하게 비행할 수 있음을 입증하는 서류(기능 및 작동 상태검사 결과서, 대수리·개조승인서 또는 수출감항증명서 등)

(2) 항공기 운용 계획서(탑승자, 비행계획 및 방법, 비행지역 등)

(3) 그 밖에 안전한 비행에 필요한 사항과 참고 사항을 기재한 서류

(d) 「항공안전법 시행규칙」 제37조제1호, 제2호 및 제3호에 해당하는 항공기, 무인항공기의 특별감항증명 갱신(Renewal) 신청 시 제출서류

[(c)에 따른 국내에서 특별감항증명서를 받았던 항공기로서 감항증명 유효기간이 종료되어 갱신하는 경우에 해당한다]

(1) 비행성능 및 절차에 변경사항이 있을 경우 관련 자료

(2) 감항성개선지시(AD) 및 제작사 정비개선회보(SB) 수행 현황

(3) 중량 및 평형보고서(실적이 있는 경우)

(4) 사용중지 중의 보관상황을 기재한 서류

(5) 주요 정비 및 수리․개조 수행에 관한 기록

(e) 「항공안전법 시행규칙」 제37조제3호, 제4호, 제5호에 해당하는 항공기, 무인항공기의 특별감항증명 신규(Issuance) 신청 제출서류

(특정한 업무, 공공의 안녕과 질서유지를 위하여 필요한 업무를 수행하는 항공기로서 국토교통부장관이 인정한 항공기에 해당한다)

(1) 신규 표준감항증명 신청을 위한 제출서류를 준용하되, 다음 각 호의 서류를 추가로 제출하여야 한다. 다만, 항공안전법 제20조제2항제2호에 따라 제한형식증명을 받은 경우에는 그러하지 아니한다.

(i) 항공기의 설계가 기술기준에 적합함(설계적합성)을 입증하는 자료

(ii) 설계에 일치하게 제작되었음을 입증(제작합치성)하는 자료 및 완성 후 안전한 작동상태에 있음(기능 및 상태검사 결과서)을 입증하는 자료

(2) 제(1)항에도 불구하고 항공기가 기술기준을 충족하지 못하는 항목은 항공안전법 제23조제3항제2호에 따라 기술기준 미충족 부분이 운용범위 제한 등을 통하여 안전하게 비행할 수 있음을 입증할 수 있는 서류

(f) 「항공안전법 시행규칙」 제37조제3조, 제4호, 제5호에 해당하는 항공기의 특별감항증명 갱신(Renewal)신청 제출서류

(1) 표준감항증명 갱신신청 구비서류를 준용한다.

(g) 감항증명 유효기간 연장신청 구비서류

(1) 「항공안전법」 제23조제4항 및 같은 법 시행규칙 제38조에 따라 항공기의 감항성을 지속적으로 유지하기 위하여 부록 C 또는 부록 D에 따라 개발하여 국토교통부장관 또는 지방항공청장이 인가한 해당 항공기의 정비프로그램 또는 검사프로그램

(2) (1)에 따라 정비 등을 수행하였거나 수행할 수 있음을 입증하는 서류. 여기에는 소유자등이 소유하거나 이용할 수 있는 시설, 장비 및 자재 현황과 자격을 갖춘 항공정비사의 현황을 포함한다. 다만, 국토교통부장관 또는 지방항공청장으로부터 「항공안전법」 제90조에 따른 운항증명 또는 제97조에 따른 정비조직인증을 받은 경우에는 인가받은 사실을 확인할 수 있는 증빙서류로 대체할 수 있다.

부록 B. 비행교범에 포함되어야 할 사항

(「항공안전법 시행규칙」 제35조제2항제3호 관련)

(a) 항공기등의 종류․등급․형식 및 제원에 관한 사항

(1) 항공기의 등록부호

(2) 항공기의 종류·등급 및 형식

(3) 발동기 및 프로펠러의 형식과 수

(4) 항공기의 제원 및 삼면도

(5) 항공기 제작자의 성명 또는 명칭과 주소 및 국적

(6) 항공기의 제작일련번호 및 제작 연․월․일

(7) 기술기준에 의한 감항분류

(8) 항공기의 자중 및 중심위치

(9) 장비품의 명칭·중량 및 중심위치

(10) 연료탱크·윤활유탱크 및 방빙액 탱크의 사용가능용량과 중심위치

(11) 해당 비행교범에 사용하는 용어의 정의 및 도량형 환산표와 도면

(b) 항공기의 운용한계에 관한 사항

(1) 적재한계(최대이륙중량·최대착륙중량·무연료중량·중심위치 허용범위와 객실바닥의 강도에 따른 적재의 한계를 말한다)

(2) 대기속도한계(초과금지속도·상용운용속도·플랩조작속도·플랩내린속도 ·착륙장치조작속도·착륙장치내린속도와 자동조종속도의 한계를 말한다)

(3) 고도한계(항공기가 안전하게 비행할 수 있는 최대고도의 한계를 말한다)

(4) 자동회전 착륙고도한계(헬리콥터가 안전하게 자동회전착륙을 할 수 있는 고도의 한계를 말한다)

(5) 동력장치 운전한계(이륙출력운전시·연속최대출력운전시·희박혼합기 최대출력운전시의 크랭크축회전속도, 흡기압력, 동력장치입구의 윤활유온도, 실린더온도, 동력장치 출구의 냉각액온도, 이륙출력운전시간, 발동기기통온도, 연료등급, 연료압력, 윤활유규격, 윤활유압력 기타 동력장치의 운전에 관한 운용한계를 말한다)

(6) 회전익 회전속도한계(헬리콥터의 발동기가 작동할 때와 작동하지 아니할 때의 회전익의 회전속도의 한계를 말한다)

(7) 대기온도한계(발동기가 유효하게 작동할 수 있는 대기온도의 한계를 말한다)

(8) 측풍속도한계(항공기가 이륙 또는 착륙할 때 항공기에 수직으로 부는 바람의 속도의 한계를 말한다)

(9) 수상조건한계(수상항공기가 활주·이수 또는 착수할 때의 풍속의 한계와 수면상태에 관한 운용한계를 말한다)

(10) 탑승한계(항공기에 탑승시킬 수 있는 인원수의 한계를 말한다)

(11) 비행방법한계(항공기에 대하여 금지된 비행방법의 운용한계를 말한다)

(12) 예항방법한계(활공기가 안전하게 예항될 수 있는 방법의 운용한계를 말한다)

(13) 장비품등의 운용방식한계(장비품 기타 항공기의 특정부분의 사용방법에 관한 운용한계를 말한다)

(14) 기타운용한계(이착륙거리한계, 제한하중배수한계, 전기계통운용한계, 자동조종한계, 계기와 조종장치 및 기타 장치의 사용한계, 금연장소·위험물의 적재장소등 제한사항)

(c) 항공기의 성능에 관한 사항

(1) 이륙조작과 이륙속도와의 관계

(2) 이륙중량, 이륙장소의 고도 및 이륙장소의 대기온도와의 관계

(3) 이륙상승구배

(4) 이륙거리

(5) 실용이륙상승비행경로

(6) 순항성능

(7) 착륙조작과 착륙속도와의 관계

(8) 착륙중량, 착륙장소의 고도 및 착륙장소의 대기온도와의 관계

(9) 착륙복행구배

(10) 착륙거리

(11) 실속성능

(12) 그 밖에 조종상 필요한 성능

(d) 정상 작동시 각종 장치의 조작방법

(e) 비상시 각종 장치의 조작방법 및 조치사항

(f) 그 밖에 항공기 운용을 위해 필요한 사항

부록 C. 항공운송사업자용 정비프로그램 기준

(Standards for Air Carrier Maintenance Program)

제1장 총칙

제2장 감항성 책임

제3장 항공운송사업자 정비매뉴얼

제4장 정비조직

제5장 정비 및 개조의 수행 및 인가

제6장 정비계획

제7장 필수검사항목

제8장 정비기록 유지시스템

제9장 계약정비

제10장 종사자 훈련

제11장 지속적 분석 및 감시 시스템(CASS)

제1장 총 칙

이 부록은 항공운송사업자가 「항공안전법 시행규칙」제38조에 따라 항공기의 감항성을 지속적으로 유지하기 위한 정비방법을 제공하기 위하여 항공운송사업자의 정비프로그램(Air Carrier Maintenance Program)이 갖추어야 하는 10가지 요소를 설명하는 것을 목적으로 한다.

이 부록은 국제항공운송사업자, 국내항공운송사업자 또는 소형항공운송사업자(이하 “항공운송사업자”라 한다)가 정비프로그램을 운용하고자 할 경우 적용한다.

항공운송사업자 정비프로그램은 다음과 같은 10개의 요소를 포함한다.

제2장 감항성 책임

국내·국제 항공운송사업자는 법 제93조 및 시행규칙 제266조제2항에 따라 항공운송사업자용 정비프로그램을 인가받아 사용하여야 한다. 다만, 소형 항공운송사업자와 항공기 사용사업자는 조직의 규모에 따라 항공기 정비프로그램 또는 부록 D에 따른 항공기 검사프로그램을 선택하여 인가받아 사용할 수 있으며, 그 밖의 비사업용 항공기 소유자 및 국가기관은 제작사가 제공하는 검사프로그램을 선택하거나 개발하여 사용할 수 있다.

정비프로그램을 사용하는 항공운송사업자는 요구되는 정비사항을 정하고, 정해진 정비사항을 수행하여, 항공기의 감항성 여부에 대하여 확인하는 책임이 있다. 항공운송사업자는 정비를 수행하기 위하여 적합한 정비확인자 등을 지명할 수 있는 권한이 있다. 그러나 정비는 정비프로그램과 정비매뉴얼에 따라 수행되어야 한다. 항공운송사업자는 정비의 이행에 대한 책임이 있을 뿐만 아니라 정비규정에 따라 자체 정비프로그램을 개발하고 사용할 책임이 있다. 이를 위하여 정비규정에는 정비프로그램의 관리, 정비수행방법, 필수검사항목 확인에 관한 시스템, 지속적 분석 및 감시 시스템, 정비조직에 대한 설명 및 기타 필요한 사항 등을 정하여 종합적이면서 체계적으로 항공기가 감항성이 있는 상태로 유지될 수 있도록 하여야 한다. 항공운송사업자는 정비프로그램에 관한 최종적인 권한을 갖으며, 운영하는 항공기의 감항성에 대한 단독 책임이 있다.

항공기 검사프로그램을 사용하는 항공기 운영자는 항공기를 지속적으로 감항성이 있는 상태로 유지할 책임이 있다. 이들은 기존의 검사프로그램을 선택하고 정비를 위한 검사계획을 수립할 책임이 있다. 또한 계획된 검사와 차이가 발생할 경우 이를 수정하여야 한다. 이 항공기 운영자는 자격을 갖추고 인가받은 자가 검사와 정비를 수행하도록 하여야 한다. 자격을 갖추고 인가받은 자는 제작사의 매뉴얼 또는 인가받은 검사프로그램에 따라 적합하게 정비를 수행하고 항공기를 사용가능상태로 환원(Return to service)할 책임이 있다. 운영자가 직접 정비를 수행하지 않는다면 여기에 대한 책임은 없다. 그러나 운영자는 정비를 수행하는 자가 해당 항공기 정비확인에 대한 정비기록을 적합하게 하였는지 확인할 책임이 있다.

제3장 항공운송사업자 정비매뉴얼

정비매뉴얼은 실용적인 순서로 구성되어야 한다. 정비매뉴얼은 ‘관리정책 및 절차’, ‘정비프로그램의 관리, 처리 및 이행을 위한 세부 지침’ 및 ‘정비기준, 방법, 기술 및 절차를 서술하는 기술 매뉴얼’과 같이 적어도 3개 또는 그 이상으로 구성된다.

‘관리정책 및 절차’는 항공운송사업자 정비프로그램을 구성하고, 지시하고, 개정하고, 통제하기 위한 처리지침 및 관리를 위한 부분이다. 조직상의 부서와 각 직원의 역할, 상호관계 및 권한을 도면으로 보여주는 조직도는 일반적으로 이 부분에 명시된다. 여기에는 정비조직 내에 있는 각 직책에 대한 설명, 임무, 책임 및 권한이 나열되어 있어야 한다. 권한과 책임에 대한 속성에 대하여는 누가 전반적인 권한과 책임을 갖고 있는지, 누가 권한과 책임에 대한 지시를 받는지 알 수 있어야 한다.

이 부분은 정비시간의 한계, 기록유지, 정비프로그램의 관리감독, 계약정비의 관리감독 및 종사자 교육과 같은 각 정비프로그램 요소의 다양한 기능과 상호관계에 대한 세부적인 절차가 수록된다. 이 부분은 일반적으로 정시정비작업에 대한 설명, 정비작업 수행을 위한 절차상 정보 및 세부 절차를 포함하여야 한다. 또한, 시험비행 수행 기준과 필요한 절차상의 요건, 그리고 낙뢰, 꼬리동체하부 지면접촉, 엔진온도 초과 및 비정상 착륙 등과 같은 비계획 점검에 대한 기준과 절차상의 정보를 포함하여야 한다.

이 부분은 특정 정비작업을 이행하기 위한 세부적인 절차를 다룬다. 항공운송사업자는 방법, 기법, 기술적 기준, 측정, 계측 기준, 작동시험 및 구조 수리 등에 대한 설명을 포함하여야 한다. 또한 항공운송사업자는 항공기 중량과 평형, 들어 올림(jacking, lifting)과 버팀목 사용(shoring), 저장, 추운 날씨에서의 작동, 견인, 항공기 지상주행, 항공기 세척 등에 대한 절차도 포함하여야 한다. 항공운송사업자는 제작사 매뉴얼 등을 참조하여 항공운송사업자 자체의 매뉴얼을 만들 수 있다. 그러나 항공운송사업자는 경험, 조직 및 운항환경에 맞추어 정비프로그램의 계속적인 유지할 수 있도록 정비매뉴얼을 지속적으로 개정하고 항공운송사업자의 체계에 맞추어 나가야 한다.

작업카드는 법적으로 갖추어야할 요건은 아니지만, “최선의 실무 수행 방법”의 하나로써 작성된다. 작업카드는 항공운송사업자의 정비매뉴얼 또는 항공운송사업자 정비프로그램의 한 부분으로 간주된다. 이들은 감항성에 대한 책임의 한 부분으로서 무엇을 할 것인가, 어떻게 이것을 할 것인가에 해당한다. 작업카드는 정비작업에 대한 기록유지 방법뿐만 아니라 정비작업 수행을 법령에 부합하도록 하기 위한 수단으로 사용된다. 작업카드의 주요 기능은 다음과 같다.

제4장 정비조직

항공운송사업자는 정비프로그램을 수행, 감독, 관리 및 개정할 수 있는 조직, 소속 정비직원에 대한 관리와 지도를 하는 조직, 그리고 정비프로그램의 목적을 완수하기 위해 필요한 지침을 내리는 조직을 갖출 필요가 있다. 항공운송사업자의 매뉴얼에는 조직도와 정비조직에 대한 설명이 포함되어야 한다. 이들 조직에 대한 규정은 항공운송사업자의 조직뿐만 아니라 항공운송사업자를 위하여 정비 서비스를 제공하는 다른 조직에도 적용된다. 조직도는 권한과 책임에 대한 전반적인 담당과 지휘체계를 보여주는 좋은 방법이다.

「운항기술기준」 제9장에는 필수 관리자로서 정비본부장(Director of Maintenance)과 품질관리자(Quality Manager)를 포함하여 항공운송사업자의 정비조직 관리자의 직책에 대한 구체적 요건이 수록되어 있다. 항공운송사업자는 필수 관리자로서 정비본부장과 품질관리자, 또는 이와 동등한 직책을 두어야 한다. 그러나 이 직책이 정비부문을 관리하고 운영하기 위하여 필요한 관리직의 전부는 아니다.

주 : 권한(Authority)이란 더 높은 수준의 인가를 받지 않고 중요한 정책 또는 절차를 계획하거나 변경할 수 있는 힘을 말한다. 권한(Authority)은 허가(Permission)이다. 이것은 어떤 행위를 하거나 타인에게 행위를 하도록 하는 자율적인 힘과 결합한 권리이다. 고용주가 피고용자에게, 회사가 직원에게, 또는 정부당국이 어떤 기능을 수행하도록 하는 것처럼, 종종 한 사람이 다른 사람에게 행위를 하도록 권한이 부여된다.

주 : 책임(Responsibility)이란 작업(Task)이나 기능(Function)이 성공적으로 수행되도록 보증하는 의무(Obligation)를 말한다. 책임은 작업이나 기능을 수행하는 행위에 대한 책무(Accountability)를 포함한다.

정비본부장은 정비기능에 대한 책임을 지며 권한을 가진 담당 관리자이며 전체 정비프로그램과 기타 정비, 예방정비 및 개조 기능에 대한 전반적인 책임을 진다. 항공운송사업자는 정비정책을 규정하고 전반적인 정비프로그램과 정비 조직을 조직, 지휘 및 관리하는데 대한 전체적인 책임과 권한을 갖는 정비본부장을 보임하여야 할 것이다. 항공운송사업자의 정비본부장은 가능한 최상의 안전수준으로 정비작업을 수행하기 위하여 필요한 전체의 인원을 관리하고, 항공안전법령 및 관련 규정 등에서 정한 기술적인 문제를 해결할 수 있는 능력과 직무지식이 있는 자이어야 한다. 이와 같은 요건은 정비본부장이 감독, 정비업무 수행, 검사 및 항공운송사업자의 항공기와 구성품의 정비확인과 관련한 기본적인 안전 및 책임에 관한 지식이 있어야 함을 보장하기 위한 것이다.

품질관리자는 정비프로그램 중 필수검사 기능에 대한 책임을 진다. 대부분의 조직에 있어서 가장 작은 규모인 경우를 제외하고 품질관리자는 검사 지적사항과 관련한 의견대립에 대한 조정기능을 하는 것 뿐 만 아니라 일반 검사 기능에 대해 위임된 업무의 책임을 진다. 항공운송사업자의 품질관리자는 정비, 예방정비 및 개조 기능을 수행하는데 대한 책임이 있는 관리자의 아래에 있는 조직에 소속되도록 하여서는 아니 된다. 품질관리자는 자격증명을 가진 항공정비사이어야 한다. 이와 같은 기준은 품질관리자가 항공운송사업자의 항공기와 구성품들을 감독하고 검사하는 것과 관련된 고유한 책임에 관한 지식이 있다는 것을 보장한다. 품질관리자의 직위에 대한 기타 모든 법적인 요건들은 항공정비사 자격증명을 가진 자와 같은 기준이다.

제5장 정비 및 개조의 수행 및 인가

항공운송사업자는 적합한 항공정비사 자격증명(certified) 소지하고, 적합한 교육을 이수(trained)하여 자격검증(qualified)이 된 자에게 필수검사항목(RII) 수행 권한을 부여하여야 한다.

항공운송사업자는 정비확인을 수행할 권한의 부여는 적합한 한정을 갖고 있는 항공정비사 자격증명 소지자에게 하여야 한다.

정비본부장과 품질관리자는 기체와 발동기 한정을 갖는 항공정비사 자격증명이 있어야 한다. 이 자격증명 요건은 항공운송사업자의 자격부여 요건이지, 정비작업을 수행하기 위해 필요한 요건은 아니다. 항공기에 수행되는 모든 정비에 대한 정비확인 행위는 운항증명에 따라 항공운송사업자의 정비조직 또는 항공운송사업자가 권한을 부여한 사람에 의해 수행되는 것이며, 개인의 자격증명이나 조직의 인증에 따라 수행하는 것은 아니다.

항공운송사업자가 국외의 인가된 정비업체에 정비수행을 위탁한 경우에는 각 항공종사자 자격요건에 대한 예외사항이 발생한다. 그런 정비업체에는, 직접적으로 정비수행 임무 또는 필수검사 업무를 부여받은 각 개인은 우리나라의 항공종사자 자격증명 소지 요건에 해당하지 않는다.

대수리 및 개조는 항공당국이 인가한 기술자료에 따라 수행되어야 한다. 「운항기술기준」 별표 5.1.1.2.A와 별표 5.1.1.2.B에는 대수리 및 대개조로 간주되는 작업사항을 명시하고 있다. 그러나 항공운송사업자는 항공당국이 발행한 대수리로 간주하는 특정 형식뿐만 아니라 특정 부품에 대한 수리·개조 목록에 주의하여야 한다(국토교통부 훈령 「수리·개조승인 지침」을 참조하라). 「운항기술기준」의 별표에 있는 대수리 및 개조 대상의 목록은 복합소재 구조물, 고속․고고도 여압 제트수송기와 같이 계속적으로 개발되어 적용되는 설계, 제작기술 등은 반영되어 있지 않다. 따라서 항공운송사업자의 정비매뉴얼에는 각각의 사례별로 항공기 인증기준을 바탕으로 1차·2차 구조부의 분류, 1차구조 요소 또는 고장-안전(fail-safe), 안전-수명(safe-life) 또는 구조부 손상허용치 등의 요소를 반영하여 대․소수리로 분류할 수 있는 평가 절차를 갖고 있어야 한다.

항공운송사업자의 항공기에 대한 정비를 수행한 후에는, 이를 항공에 사용하기 전에 반드시 정비확인에 대한 승인을 하여야 한다. 이 정비확인에 대한 승인은 적합한 방법으로 이루어져야 한다. 상세한 내용을 이 부록의 제8장을 참조하라

항공운송사업자는 적어도 3개의 주요 분야(항공기 중요장비품에 요구되는 계획정비, 비계획정비 및 특별정비)를 “대상”, “시기”, “방법” 및 “정확한 수행여부 확인”의 4가지 영역에 대한 유지 및 변경에 대하여 항공운송사업자의 정비프로그램과 정비매뉴얼에 지침이 마련되어 있어야 한다.

계획정비는 정비시간한계(정비계획)에 따라 수행되는 모든 개별 정비작업들로 구성된다. 항공운송사업자의 계획정비 행위에는 정비작업에 대한 절차적인 지침이 포함되어야 하고 검사, 점검, 시험 및 그 밖에 다른 정비 수행의 결과를 기록하는 요건이 포함되어야 한다.

항공운송사업자의 엔진 정비프로그램은 항공운송사업자에서 운용 중인 모든 엔진형식, 즉 항공기에 장착된(installed) 엔진과 장탈된(off-wing) 엔진을 포함하여야 한다. 항공운송사업자의 항공기에 보조동력장치(Auxiliary Power Unit)가 장착되어 있을 경우, 항공운송사업자는 보조동력장치 정비를 항공운송사업자의 엔진 정비프로그램의 일부분으로 포함시킬 수 있다. 일반적으로, 항공기에 장착되어 있는 엔진과 보조동력장치의 요건들은 정비시간한계에 포함되어야 한다. 항공운송사업자 정비매뉴얼의 장탈 엔진에 대한 프로그램은 작업장 정비일정에 대한 정보 또는 엔진․보조동력장치의 각 부품에 요구되는 정비사항으로 세척, 조정, 검사, 시험 및 윤활 등의 주기가 규정되어 있어야 한다. 항공운송사업자 정비매뉴얼은 검사의 정도, 적용할 수 있는 마모 허용치, 엔진 또는 보조동력장치가 작업장에 있을 때 요구되는 작업을 수록하여야 한다.

적용이 된다면, 항공운송사업자 프로펠러 정비프로그램은 운용중인 모든 각 모델에 대한 장착된(installed) 프로펠러와 장탈된(off-wing) 프로펠러의 정비를 포함하여야 한다. 일반적으로, 항공기에 장착된 프로펠러 시스템의 계획정비 요건은 정비시간한계에 포함되어야 한다. 항공운송사업자 정비매뉴얼의 장탈 프로펠러에 대한 프로그램은 작업장 정비일정에 대한 정보 또는 프로펠러 시스템에 요구되는 정비사항으로 세척, 조정, 검사, 시험 및 윤활 등의 주기가 규정되어 있어야 한다. 일부 최근 모델의 프로펠러는 복합소재로 제작되어 있어, 전용 공구, 수리절차 및 항공정비사에 대한 전문화된 교육을 요구하기도 한다.

대부분의 장비품 및 부품 정비프로그램은 작업장(shop) 운영을 포함하며, 계획 또는 비계획 정비업무를 포함할 수 있다. 항공운송사업자는 이들 작업장을 항공기 정비를 수행하는 장소가 아닌 다른 장소에 설치하여 관리할 수도 있다. 항공운송사업자의 장비품 및 부품 정비프로그램은 운용 중인 모든 각 모델에 대한 장착된 부품·장비품 및 장탈된 부품·장비품의 정비를 포함하여야 한다. 일반적으로, 항공기에 장착된 부품·장비품의 계획정비 요건은 정비시간한계에 포함되어야 한다. 항공운송사업자 정비매뉴얼의 장탈 부품·장비품 프로그램은 작업장 정비일정에 대한 정보 또는 프로펠러 시스템에 요구되는 정비사항으로 세척, 조정, 검사, 시험 및 윤활 등의 주기가 규정되어 있어야 한다.

제6장 정비계획

정비시간한계는 항공운송사업자의 계획된 정비작업이 무엇이며, 어떻게, 그리고 언제 할 것인지를 설정한 것이다. 정비계획은 일정한 기준에 따라 정비를 수행할 수 있도록 정비시간한계를 정한 것을 말한다. 비록 과거에는 이 계획에 단지 기본적인 오버홀 한계시간과 기타 일반적인 요건만을 포함하였지만, 현재에는 각 개별적인 정비작업(task) 사항과 이와 관련된 시간한계가 포함된다. 항공운송사업자는 이들 각각의 작업들을 항공운송사업자의 모든 항공기에 대하여 필요한 지속적이고 바람직한 계획정비작업이 이루어질 수 있도록 통합되고 일괄적인 정비계획을 수립하여야 한다.

항공당국은 항공운송사업자의 정비계획을 운영기준(Operations Specifications)을 통하여 인가하고, 희망하는 결과가 도출되는지 이것의 효과를 검증하기 위하여 항공운송사업자의 지속적 분석 및 감시 시스템(Continuing Analysis and Surveillance System, 이하 “CASS”라 한다)을 모니터링한다. 항공운송사업자의 CASS는 정비계획의 변경에 필요한 정보를 제공하는 중요한 원천이 된다(CASS의 상세한 설명은 제11장을 참조하라). 항공당국은 항공운송사업자가 정비계획의 어떤 부족한 사항에 대하여 자발적으로 개선할 것을 기대한다. 만약 항공운송사업자가 개선하지 않는다면 항공당국은 항공운송사업자로 하여금 정비계획을 변경할 것을 요구할 수 있다.

1) 대상(Unique identifier) : 대상은 항공운송사업자가 정비하고자 하는 항목의 목록으로 쉽고 정확하게 구별할 수 있는 고유번호(Unique Identifier)가 지정되어야 한다. 다음은 항공운송사업자의 정비계획(정비프로그램)에 포함될 수 있는 정비요목의 예이다.

· 감항성개선지시(ADs)

· 정비개선회보/기술서신(Service Bulletins/Service Letter)

· 수명한계품목(Life-limited items)의 교환

· 주기적인 오버홀 또는 수리를 위한 장비품(components)의 교환

· 특별검사(Special inspections)

· 점검 또는 시험(Checks or tests)

· 윤활(Lubrication) 및 서비싱(servicing)

· 정비검토위원회보고서(MRBR)에 명시된 작업사항(Tasks)

· 감항성한계품목(ALs)

· 인증정비요목(CMRs)

· 부가적인 구조검사 문서(SSID)

· 전기배선 내부연결시스템(Electrical Wiring Interconnection System, EWIS)

2) 방법(Task) : 방법으로는 정비요목(maintenance task)을 어떻게 수행할 것인가를 말하는 것이다. 계획된 정비요목은 정규적으로 수행하여야 하는 정비행위이다. 이 작업의 목적은 품목(item)이 원래의 기능을 계속적으로 수행할 수 있도록 보장하고, 숨겨진 결함을 발견할 수 있어야 하고, 숨겨진 기능(hidden function)의 정상작동 가능여부를 확인할 수 있어야 한다. 정비계획에는 Hard time, On-condition 또는 Condition monitored와 같은 용어를 사용하지 않아야 한다. 이들 용어는 1960년대 분류법으로 만들어져 폐기된 애매한 표현으로 항공운송사업자가 수행하는 정비요목을 설명하지 못한다. 정비계획은 요건에 맞게 수행될 수 있는 정비요목의 상태로 표시하여야 한다. (즉, 교환, 검사 및 시험 등)

3) 시기(Timing) : 계획정비작업(일시 또는 반복 작업)은 적정 시기/주기에 수행되어야 하며, 시기/주기를 산정하는 데는 비행시간, 비행횟수, 경과일수 또는 다른 적정한 단위요소들을 사용할 수 있다.

종합적인 정비계획은 정확한 작업을 정확한 주기에 수행하는 것을 목적으로 한다. 정비를 더 자주한다고 해서 항상 결과가 좋은 것이 아니므로, 주기를 단축하거나 정비요목을 추가할 때는 다른 정비프로그램 변경과 동일한 판단 과정을 통하여 처리하여야 한다.

Task의 관리, 자재목록 및 심사를 위하여, 항공운송사업자는 정비계획에서 각각의 계획된 정비작업에 해당하는 정비요목(Task) 또는 작업카드(Work card)는 식별번호를 부여(identify)하여 명확히 확인할 수 있도록 하여야 한다. 이러한 방법은 계획된 정비작업이 일정에 따라 빠짐없이 수행될 수 있도록 한다.

1970년대, 대량의 운용 자료를 수집하여 분석한 결과, 산업계는 결함율과 경보프로그램이 계획정비의 관리를 위한 가장 효율적인 방법이 아니라는 것을 깨달았다. 막대한 양의 사용가능한 운용 자료를 사용하는 것을, 유나이티드에어라인은 미국 국방부와 RCM(Reliability Centered Maintenance)이라 하는 계약에 따라 1978년도에 개발하여 출판하였다. 이것은 이전의 부품 결함율에 초점을 둔 것과는 완전히 대비가 되는 매우 중요한 자료이다. RCM은 항공기 시스템의 기능의 손실에 초점을 두고 있다. RCM은 모든 결함이 동일한 방법으로 발생하지 않는다고 결정했으며, 결함은 6가지의 다른 결함형태로 나타난다. RCM은 또한 모든 결함이 동일한 형식의 정비를 요구하지 않는다고 결정했으며, 거기에는 계획정비의 4가지의 다른 방식이 있다. RCM은 또한 계획정비가 필요하다고 결정할 때 시스템 기능감소 및 원 설계안전성뿐만 아니라 기능상실의 다른 중요한 요소(안전성, 운항성, 경제성)를 취한다. 어떤 경우, RCM은 계획정비가 요구되지 않는다고 결정한다. 이것은 필요한 정비만 수행할 수 있게 하여 정비의 부담을 많이 줄이는 결과를 가져왔다.

RCM document는 1980년 MSG-3 결정논법(decision logic)의 ATA의 개발을 위해 중요한 기반이었다. 이후, 대부분의 항공기 제작은 그들의 새로운 제품의 계획정비요건을 개발하는데 도움을 주는 ATA의 MSG-3 결정논법을 사용하였다. MSG-3 진행의 기본적인 특성은 사용자가 계획정비작업(Task)의 필요를 결정하는데 필요한 운용자료 없이도 초기의 계획정비 요건을 개발할 수 있다는 것이다. MSG-3 결정논법의 기법을 사용하면 초기 계획정비프로그램에 무슨 작업이 포함되어야 하는지를 공정하고 간단하게 결정할 수 있다. 그러나 MSG-3 결정논법에는 사용자가 Task의 주기를 설정하거나 운용개시 후 초도 값을 조절하는데 도움을 줄 수 있는 작업주기선택 결정논법이 포함되어 있지 않다. MSG-3을 이용한 초기 Task의 주기는 설계의 지식과 워킹그룹요원의 가장 좋은 판단을 바탕으로 설정된다. MSG-3에 따라 초기 주기의 설정은 원래 가장 좋은 예측에 따른다. 그 결과로, 초도주기(Initial interval) 선정의 확인은 초도주기 설정이 불가능한 항공기 운용을 시작하기 전과 운용 자료를 생성하기 전에 실시되어야 한다.

항공운송사업자의 CASS의 원래 기능은 운용 자료의 수집과 분석활동을 통하여 계획정비 효과를 결정하는 것이다. 항공운송사업자는 이 중요한 기능을 계획정비의 유효성의 수준을 결정하고, 결정한 유효성의 기준을 달성하기 위해 필요한 변경을 할 수 있다. 유효하다는 것은 “이것이 설계한 결과를 생산하는 것”을 의미한다. 운용 관점에서 볼 때, 이것은 항공운송사업자의 계획정비 노력의 유효성의 나타내는 것으로 항공기의 비행운항 가능성을 말한다. 정비로 인해 항공기가 운항이 불가능하다면, 항공운송사업자의 계획정비 프로그램은 이것이 존재하는 만큼의 효력이 없을 수도 있다. 거기에는 항공운송사업자의 정비프로그램에 부족한 다른 요소가 있을 수 있다는 것이다. CASS 절차는 근본적인 원인을 밝혀내야 할 것이며, 항공운송사업자가 설정한 비행운항 가능성의 수준 목표성취에 필요한 판단과 수정을 하는데 도움을 줄 것이다.

항공운송사업자는 각각의 정비작업들을 통합된 계획정비 작업 단위로 구분함으로써 개별 계획정비 작업들의 행정과 관리를 단순화 할 수 있다. 가장 높은 빈도로 요구되는 점검들 또는 작업 단위들은 특수 장비 또는 시설을 요하지 않는 단기간의 정비작업들의 단위들이다. 일반적으로 “A", "B", "C" 등과 같이 문자(letter)로 표기되는 보다 복잡한 작업 단위들은 대개 연속적으로 보다 긴 주기로 계획된다. 일부 문자 점검들은 이전 점검에 의하여 처리되던 모든 작업을 포함하고 해당 문자 점검 주기에 지정된 정비작업들을 합하여 설정될 수 있다. 따라서 각 연속되는 문자 점검들은 보다 많은 인원, 기술 및 특수 장비 또는 시설이 요구될 수 있다.

제7장 필수검사항목

필수검사기능에 초점을 둔 조직의 요건이 구체적으로 규정되어 있어야 한다. 항공운송사업자는 필수검사항목에 대한 기능을 수행하기 위하여 별도로 조직을 구성할 필요가 있다. 이러한 조직 분리는 필수검사항목 기능과 다른 정비, 예방정비 및 개조의 귀속은 전반적인 책임이 있는 관리감독의 수준(level of administrative control) 아래에 있어야 한다. 이는 항공운송사업자의 정비, 예방정비 및 개조 작업을 수행하는 조직은 항공운송사업자의 필수검사항목 기능을 수행하는 부문과 같은 조직에 있을 수 없다는 것을 의미한다. 대규모 정비조직의 경우 필수검사항목 기능은 오로지 필수검사항목 기능만 수행하는 한 조직에 있을 수 있다. 다시 말하면 필수검사항목 기능의 수행은 다른 일반검사기능의 수행과는 별개로 분리되어 수행되어야 한다. 소규모 조직의 경우 필수검사항목 기능은 한 두 사람에게 책임지게 할 수 있다. 이는 필수검사항목에 대한 업무가 매일 발생하지 않기 때문이다.

제8장 정비기록유지 시스템

항공운송사업자는 운용중인 항공기가 신규 감항증명을 받은 이후 감항성을 지속적으로 유지하고 있다는 것을 입증하기 위하여 인가받은 정비프로그램에 따라 점검을 수행하고 그 결과를 작성․유지하여야 한다. 감항증명은 정비와 개조가 항공안전법의 요건에 따라 수행되는 한 계속 유효하다. 항공안전법에서 요구된 항공기 정비기록이 불완전하고 부정확한 경우 감항증명이 유효하지 않게 될 수 있다. 대부분의 경우 정비행위들은 일이 끝나면 실체가 없는 무형의 것이 된다. 그러므로 정비행위를 실체화하기 위해서 소유자등은 정비행위에 대하여 정확히 기록하여야 한다.

항공기 기체, 장착된 각 엔진과 장착된 각 프로펠러의 총 사용시간(total time in service)은 제작 또는 재생 이후 누적된 사용시간의 기록을 의미하며 시간, 착륙횟수 또는 사이클로 표현된다.

* 주 : 재생(Rebuilt)은 오버홀과는 다른 의미를 갖는다.

각각의 항공기 기체, 엔진, 프로펠러 및 장비품의 수명한계부품(life-limited parts)의 현황은 최소한 다음의 사항이 포함된 기록을 의미한다.

1) 적절한 파라미터(시간, 횟수, 날짜)로 표시한 제작이후 사용시간

2) 적절한 파라미터(시간, 횟수, 날짜)로 표시한 특정 수명한계까지 남아있는 사용시간

3) 적절한 파라미터(시간, 횟수, 날짜)로 표시한 특정 수명한계

4) 부품의 수명한계를 변경한 조치나 수명한계의 파라미터 변경에 대한 기록

* 주 : 헬리콥터의 경우 총 사용시간과 수명한계품의 현황에 로터를 포함한다.

마지막 오버홀 이후 시간(time since last overhaul)은 최소한 다음의 정보가 포함된 기록을 의미한다.

1) 오버홀이 요구되는 품목의 식별과 이와 관련 계획된 오버홀 주기

2) 마지막 오버홀이 수행된 이후 사용시간

3) 차기 계획된 오버홀까지 남아있는 사용시간

4) 차기 계획된 오버홀을 수행할 때의 사용시간

* 주 : 마지막 오버홀 이후 시간을 목록화하는 것은 요약정보현황을 말한다. 이를 오버홀 기록과 혼동해서는 안된다. 오버홀 기록은 항공에 사용을 위하여 수행된 작업과 수행 및/또는 승인한 자를 명시한 기록을 의미한다.

항공기의 최근 검사 현황은 최소한 다음의 정보가 포함된 기록을 의미한다.

1) 항공기 정비프로그램이 요구한 각 계획된 검사 패키지와 각 작업과 이에 해당하는 주기의 목록

2) 항공기 정비프로그램이 요구한 각 계획된 검사 패키지와 각 작업의 최종 수행 이후 누적된 사용시간

3) 항공기 정비프로그램이 요구한 각 계획된 검사 패키지와 각 작업의 차기 수행까지 남아있는 사용시간

4) 항공기 정비프로그램이 요구한 각 계획된 검사 패키지와 각 작업의 차기 수행할 때의 사용시간

적용되는 감항성개선지시(AD)의 이행 현황에는 최소한 다음의 정보가 포함된 기록이 있어야 한다.

1) AD가 적용되는 특정 항공기 기체, 엔진, 프로펠러, 장비품 또는 부품의 식별

2) AD 번호 (및/또는 발행당국의 개정번호)

3) 요구된 작업이 완료되어야 하는 날짜와 적절한 파라미터(시간, 횟수, 날짜)로 표현된 사용시간

4) 반복 수행하여야 하는 AD의 경우, 차기 수행날짜와 적절한 파라미터(시간, 횟수, 날짜)로 표현된 사용시간

5) AD에 관하여, AD요구사항을 이행하기 위한 조치의 간결한 설명을 이행수단(Method of Compliance)이라 한다. AD 또는 이에 관련된 제작사의 정비개선회보(SB)가 하나 이상의 이행수단을 허용할 경우, 작업 기록에는 이행수단으로 사용된 문서를 반드시 포함해야 한다. 운영자가 해당 AD 이행을 위해 다른 대체수행방법(AMOC)을 사용하고자 할 경우, 그 이행수단은 대체수행방법에 대한 설명과 항공당국의 승인 사본을 의미한다.

* 주 : AD이행현황 또는 이행수단을 목록화하는 것과 AD수행 기록과 혼동하지 않아야 한다. AD수행 기록은 항공에 사용을 위하여 수행된 작업과 수행 및/또는 승인한 자를 명시한 기록을 의미한다.

이 기록 목록은 최소한 다음의 정보가 포함되어야 한다.

1) 장착된 부품을 포함한 대개조 현황 목록

2) 대개조에 사용된 항공당국의 승인을 받은 기술자료, 참고자료 및 대개조의 설명

* 주1 : 헬리콥터의 경우 각 로터에 대한 대수리 및 대개조도 포함시켜야 한다.

* 주2 : 대개조 현황을 목록화 하는 것은 최신의 요약정보현황을 말한다. 이 목록을 대개조 보고서와 혼동해서는 안된다. 대개조 보고서는 수행된 작업의 설명, 대개조를 수행하기 위해 사용된 항공당국의 승인을 받은 기술자료의 설명, 수행 및/또는 승인한 자를 명시한 기록을 의미한다. 이 목록을 항공당국에게 대개조의 보고서 사본을 제출하여야 하는 요건과 혼동하여서는 안된다.

이 기록은 항공기 정비기록의 일부가 아닌 감항성인증서(Airworthiness Release Form)의 사용을 뒷받침해준다. 이들 기록에 대한 법적인 요건은 없지만 일반적으로 다음의 내용을 인정한다.

1) 동등한 범위와 상세 작업 기록으로 대신할 수 없는 모든 계획정비의 상세 기록

2) 오버홀이 요구되는 품목에 대한 최종 오버홀 상세 기록

* 주 : AD 수행 기록에는 오버홀 기록을 포함시킬 것을 요구하지 않는다. 최신 AD현황 기록은 오버홀 기록과 분리하여 유지할 것을 권장한다.

3) 최근 항공기 운항에 적용된 감항성인증서 사본

보고되거나 확인된 고장 또는 결함에 책임 있는 조치를 취한 사람은 이들 조치사항을 탑재용 항공일지에 기록하여야 한다. 또한 항공운송사업자는 기장이 비행 중 발견한 모든 기계적 문제점을 비행시간이 끝나는 시점에 탑재용 항공일지에 확실히 기록하도록 조치하여야 한다.

1) 항공운송사업자는 항공기에 정비 등을 수행한 경우 법 제22조에 따라 항공에 사용승인(Return to service)을 위해 확인하는 행위로써 감항승인서 또는 항공일지에 기록을 하여야 한다. 특히 운송용 항공기의 경우 수행된 정비, 예방정비 또는 개조 등의 기록을 항공기를 운용하기 전에 감항승인서 또는 항공일지에 기록할 수 있는 준비가 되어 있어야 한다.

2) 항공운송사업자의 정비확인을 위한 승인서와 문서는 하나의 요건이지만 다음 2가지의 방법으로 이를 수행할 수 있다.

a) 감항승인서를 작성하여 이를 기장에게 준다. 이 경우 탑재용항공일지에 기록하지 않아도 되지만 탑재용항공일지와는 별도로 보관되어야 한다. 현대의 환경상 감항승인서를 사용하는 것보다 탑재용항공일지에 기록하는 것이 편리하다. 감항승인서를 사용하는 것과 탑재용항공일지에 기록하는 것은 형식적인 차이 외에는 법적 또는 기술적인 차이점은 없다.

b) 탑재용항공일지에 기록한다. 이 경우 감항승인서를 작성할 필요는 없다. 극히 일부의 항공운송사업자는 감항승인서를 분리하여 사용하고 있다.

3) 항공운송사업자는 적합한 자격증명이 있고 개인별로 임명된 자가 정비프로그램에 따라 항공에 사용승인을 위하여 탑재용항공일지에 서명할 수 있는 권한이 있다는 진술문을 항공운송사업자의 정비매뉴얼에 포함시킬 수 있다. 이런 승인된 서명은 진술문의 재기록 없이 항공기의 항공에 사용승인에 대한 네 가지의 상태에 대하여 확인한 행위가 된다. 항공운송사업자는 감항승인서 또는 탑재용항공일지의 기록 절차를 항공운송사업자의 정비매뉴얼에 정하고 있어야 하며, 공익을 위해 최고의 안전성을 고려한 다음의 4가지 내용이 포함되어 있어야 한다.

a) 이 작업은 항공운송사업자의 정비매뉴얼의 요건에 따라 수행되었음

b) 검사가 필요한 모든 항목은 그 작업이 만족하게 완료되었는지 판단할 수 있는 권한을 인가받은 자에 의해 검사되었음

c) 항공기의 감항성이 상실될 수 있는 상태는 없음

d) 수행된 지금까지의 작업으로 항공기는 안전하게 운항할 수 있는 상태에 있음

주 : 감항승인서 또는 탑재용항공일지는 반드시 운항증명 승인에 따라 인가된 정비사가 항공운송사업자를 대신하여 수행하여야 한다.

주 : 항공운송사업자가 권한을 위임하여 승인한 자가 아니면 어느 누구도 자신의 항공기를 항공에 사용하도록 기록, 서명할 수 없다.

주 : 정비조직인증을 받은 업체는 항공운송사업자의 감항승인서 또는 탑재용항공일지에 기록, 서명할 수 없다. 다만, 항공운송사업자의 운항증명에 따라 승인된 자가 항공운송사업자의 절차에 따라 수행하는 것은 허용이 된다. 이들은 정비조직인증을 받은 업체의 직원일 수도 있지만, 정비조직을 대신하는 것이 아니라 항공운송사업자를 대신하는 것이다.

항공운송사업자는 법 제49조의3에 따라 항공기 고장에 따른 장애보고를 하여야 한다. 이 보고서는 정비프로그램 안의 문제점을 확인할 수 있게 하며, 한편으로는 항공당국이 항공기 고장보고시스템을 통하여 정보를 수집하는 주요 수단이다.

항공운송사업자는 법 제49조의3에 따라 항공기의 기계적 결함으로 인한 장애발생 요약현황을 보고하여야 한다. 이 보고서는 정비프로그램 효과의 문제점을 나타내는 지표가 된다. 또한 이들 보고의 분석은 항공운송사업자의 정비프로그램의 효과의 정도를 감독하는데 있어서 가장 유용한 수단 중의 하나이다.

주 : 항공운송사업자는 대수리 및 개조보고서를 개조 및 수리보고서 현황 목록과 혼돈하여서는 안된다.

항공운송사업자는 항공당국이 언제든지 열람할 수 있도록 유지하여야 하는 현황 기록과 같이 항공운송사업자에 요구되는 기록이 사실이고 정확하다는 것을 입증하기 위한 이력 또는 기록물을 반드시 원본으로 유지하지 않아도 된다. 항공운송사업자 정비프로그램의 원래의 요건과 목적은 항공운송사업자가 시스템을 갖추어 요구되는 정비기록을 저장하고 유지하여야 하는 것과 항공운송사업자가 항공운송사업자의 절차가 준수되고 효력이 있음을 보장하기 위해 항공운송사업자의 CASS에 따라 그 시스템을 감시하여야 한다는 것이다. 이는 항공운송사업자에 요구된 기록이 사실이며 정확함을 보장한다. 수명한계품목의 항공기 사용 이력(생산까지 추적 가능한) 또는 감항성개선지시(AD)의 이행 기록과 같은 기록물을 영구 보관할 필요는 없다. 그러나 항공운송사업자 기록을 작성하고 유지하는데 있어서 위조 또는 잘못이 있을 경우 심각한 과징금 등의 처벌을 받는다는 것을 기억하고 있어야 한다. 법령을 위반한 증거가 없는 한 항공운송사업자의 정비기록유지 시스템에 의해 생성된 항공기 정비기록은 이력 또는 기록물 원본 없이 그 자체로서 인정된다. 여기에서 중요한 고려사항은 항공운송사업자가 믿을 수 있고 적절하게 작동하는 기록유지시스템을 갖추고 있어야 한다는 것이다. 항공운송사업자는 자신의 정비시스템에 부품 또는 장비품 설명에 사용될 기록물 원본을 포함하기를 희망할 수 있다. 이러한 기록에는 향후 유용하게 사용될 수 있는 신규제품에 대한 제작사 송장, 수출감항증명서, 대수리 및 개조 관련 문서 또는 이와 유사한 정보와 같은 문서가 포함될 수 있다. 또한 항공운송사업자는 사업상의 이유로 이력기록을 유지할 수 있다. 그러나 법령에는 사업상의 이유로 인한 이력 기록에 대한 요건은 없다. 항공운송사업자가 작성하고 보관해야할 기록은 관련 항공안전법 및 운항기술기준에 명시되어 있다.

제9장 계약 정비(Contract Maintenance)

항공운송사업자의 항공기등, 장비품 및 부품 등에 대한 정비의 전부 또는 일부를 위탁한 경우, 정비위탁업체의 조직은 실질적으로 항공운송사업자의 정비조직 일부로 간주되며 항공운송사업자의 관리 하에 있다. 항공운송사업자의 항공기 등에 대하여 수행한 정비위탁업체의 모든 정비행위에 대한 책임은 여전히 항공운송사업자에게 있다. 항공운송사업자는 정비위탁업체의 작업 수행능력이 있는지 판단해야 하며, 그들의 작업이 항공운송사업자의 교범과 기준에 따라 만족스럽게 수행하였는지 판단하여야 한다. 항공기에 대한 모든 작업은 항공운송사업자의 정비매뉴얼과 정비프로그램에 따라 수행되어야 하기 때문에 항공운송사업자는 해당 작업 수행을 위하여 항공운송사업자의 정비매뉴얼에 따라 적합한 자료를 정비위탁업체에게 제공하여야 한다. 항공운송사업자는 정비위탁업체가 항공운송사업자가 제공한 매뉴얼에 있는 절차를 따른다는 것을 보장하여야 한다. 항공운송사업자는 정비위탁업체가 해당 작업을 수행하고 있는 동안 작업공정심사(work-in-progress audits)를 통해 이를 확인하여야 한다. 항공운송사업자의 매뉴얼 시스템에는 개별 정비위탁업체가 수행한 작업이 포함될 수 있도록 하여야 한다. 항공운송사업자 정비매뉴얼의 정책과 절차 부분에는 모든 계약 작업에 대하여 항공운송사업자의 직원이 수행할 행정, 관리 및 지시에 대한 권한과 책임 및 개략적인 절차가 명확하게 명시되어 있어야 한다. 항공운송사업자가 제공하는 기술 자료는 정비위탁업체가 사용할 수 있도록 정보 제공을 위해 준비가 되어 있어야 한다. 항공운송사업자는 정비작업을 지속적인 방식으로 수행할 경우 가능한 서면으로 계약을 해야 한다. 이것은 항공운송사업자의 책임을 명확하게 표시하는데 도움이 될 것이다. 엔진, 프로펠러 또는 항공기 기체 오버홀과 같은 주요 작업의 경우에는 계약서에 해당 작업에 대한 명세서(specification)를 포함하여야 한다. 항공운송사업자는 항공운송사업자의 매뉴얼 시스템 안에 그 명세서를 포함시키거나 참조시켜야 한다.

항공운송사업자는 회사의 정비시설이 아닌 곳에서 항공기를 정비해야할 필요가 있을 수 있다. 항공운송사업자는 또한 짧은 시기에 정비 서비스가 필요할 수 있다. 항공운송사업자의 정비매뉴얼은 이러한 예기치 못한 조건하에서 정비를 수행하는 절차를 포함하여야 한다. 짧은 시기의 비계획 정비에 대해 기술하면서 항공운송사업자의 정비인력이 항공안전법령과 항공운송사업자의 절차를 따를 필요가 없다고 의미하는 “긴급 정비”라는 용어를 절대로 사용하지 말아야 한다. 긴급이란 단어는 예기치 못한 심각한 상황이 발생한 것을 의미하며 생명 또는 재산의 위험과 관련되며 즉각적인 조치행위가 요구된다. 공항 주기장에 주기된 사용불능의 항공기는 거의 생명과 재산을 위협하지 않는다. 항공운송사업자는 요구된 비계획 정비의 관리와 지시에 관한 절차적 단계를 구체화해야 한다. 비계획 정비, 짧은 주기에 따라 요구된 정비의 수행에 관한 정비위탁업체의 조직, 시설․장비, 인력 및 수행할 작업에 대한 적절한 매뉴얼 확보여부에 대한 책임은 여전히 항공운송사업자에게 있다. 이러한 판단은 정비위탁업체가 항공운송사업자의 항공기에 대한 작업을 수행하기 이전에 반드시 결정되어야 한다. 이러한 절차와 판단기준은 항공운송사업자의 교범에 포함되어 있어야 한다.

각 정비위탁업체가 요건을 지속적으로 충족하고 있는지 확인하는 것은 항공운송사업자 CASS의 주요 기능 중 하나이다. 항공운송사업자는 각 정비위탁업체에 대해 심사계획을 수립시 위험기반공정(Risk-based process)을 사용해야 한다. 위험기반공정에 따라 일부 정비위탁업체에 대한 현장 평가를 하지 않을 수도 있다. 정비위탁업체의 작업자가 항공운송사업자의 교범을 따르는지 확인하기 위한 평가는 주로 작업진행 중에 대한 평가(work-in-progress audits)여야 한다. 평가는 훈련된 평가자가 수행해야 하며 결과분석은 훈련된 분석자가 수행해야 한다. 분석결과는 정비위탁업체가 항공안전법령 및 필요한 경우 항공운송사업자의 정비프로그램에 지속적으로 충족하고 있는지를 평가할 수 있어야 한다.

제10장 항공종사자 교육훈련

항공운송사업자는 작업을 수행하는 모든 항공종사자(검사원 포함)가 절차, 기법 및 사용하는 새로운 장비에 대해 충분히 정보를 얻고, 임무를 수행할 능력을 갖추고 있음을 보증하고, 정비프로그램의 적합한 수행을 위하여 충분한 인력을 제공할 수 있도록 교육훈련프로그램을 개발하여야 한다.

전문교육은 필수검사항목(RIIs), 내시경검사(borescope), 비파괴검사(non-destructive testing) 및 조종계통리깅(flight control rigging) 등과 같이 책임 있는 특수 정비업무 또는 분야에 대한 능력에 초점을 두고 이루어져야 한다. 항공운송사업자는 이 교육을 초기교육 또는 보수훈련과 함께 실시할 수 있다. 항공운송사업자는 이 교육에는 정비와 관련된 주제로만 한정할 필요가 없으며, 새로운 관리자를 위한 관리기술 교육, 컴퓨터 활용교육 또는 기타 개인의 임무와 책임의 변화에 따른 교육을 포함시킬 수 있다.

항공운송사업자의 교육프로그램은 항공운송사업자의 특정 프로그램에 대하여 위탁업체의 직원에게 해당 정보를 제공해야 한다. 이 교육에는 각 개인의 할당된 업무 또는 책임 분야에 알맞은 구체적인 교육 내용이 포함되어야 한다.

주: 만약 위탁 업체가 소속 직원을 위한 어떤 훈련과정을 가지고 있다면, 이와 동일한 교육은 중복하여 실시할 필요는 없다. 그러나 항공운송사업자는 위탁업체가 교육프로그램을 가지고 있다고 하더라도 이 교육이 항공운송사업자 자신의 필요와 교육기준을 충족시키는지를 확인해야 한다. 이것은 CASS 평가 대상이 될 수 있다.

제11장 지속적 분석 및 감시 시스템(CASS)

1950년대 미국에서 발생했던 일련의 정비관련 항공사고 연구를 통해 지속적 분석 및 감시 시스템(CASS) 도입의 필요성이 대두되었다. 이 연구에서 정비로 인한 사고요인이 정비사가 매뉴얼을 따르지 않고, 해당 정비작업을 수행하지 않았거나 비정상적으로 수행하는 등 기초적인 사항의 취약과 정비프로그램의 허점에서 비롯된 것으로 확인되었다. 이러한 사례로 인하여 미국 연방항공청(FAA)은 검사, 정비, 예방정비, 개조프로그램의 유효성, 지속적 분석 및 감시를 위한 시스템을 수립하고 유지할 것을 항공운송사업자에게 요구하는 규정(FAR 121.373 및 135.431)을 도입하였다. 이 규정은 항공운송사업자가 정비를 직접 수행하거나 위탁업체에서 맡겨 수행하는 것에 상관없이 항공운송사업자는 CASS에 따라 정비프로그램에서 발견된 미흡, 결함사항 등을 수정하는 절차를 마련할 것을 요구하고 있다.

한편, 우리나라는 법 제283조에 따른 정비규정과 운항기술기준 9.3.4.1에 따라 CASS를 마련하여 지속적인 항공기의 감항성을 유지하도록 하고 있다.

CASS는 안전관리를 위한 하나의 도구로서, 정비기능과 관련된 안전을 관리하기 위한 항공운송사업자의 시스템이다. 이것은 항공운송사업자의 최상의 안전도을 유지할 수 있도록 하기 위한 정책과 절차의 전반적인 구조의 부분이며, 정비프로그램의 목적을 달성하게 하는 구조화된 체계적인 절차를 말한다.

항공운송사업자가 CASS를 적절히 운용한다면 안전위해 요소를 찾아내어 제거할 수 있는 공식적인 절차를 제공하여 회사의 안전문화를 장려할 수 있도록 도움을 줄 수 있을 것이다.

항공운송사업자의 프로그램 수행과 프로그램의 결과를 평가하기 위하여 자료를 모으기 위해 사용되는 정보수집, 평가 과정

정비프로그램의 문제점과 필요한 시정조치를 파악하기 위해 사용하는 분석 과정

시정조치와 개선단계가 정확하게 규정되었는지 확인하기 위하여 사용하는 계획 과정

시정조치가 이행되고 효과적인지 확인하기 위하여 사용되는 목표달성 측정 과정. 이 과정은 정보수집과 분석 과정이다. 즉, 이와 같이 일련의 과정이 순환된다.

모든 효과적인 CASS는 결함 사항을 처리할 때 당면하는 실제적인 제한사항뿐만 아니라 허용한계치에 대하여도 위험 관리에 필요한 것으로 취한다. 결과적으로, 평가 계획의 우선순위를 정하여 선택하고 다른 정보수집활동, 자료 분석 및 시정조치를 선택하여 이행하여야 한다. 항공운송사업자는 위험요소 평가절차에 우선순위 같은 직접적인 설정사항 등을 결부시켜서 정비프로그램 결과 산출 소기의 목적을 이룰 수 있다.

CASS는 정비프로그램의 모든 10개 항목에 대하여 감시하여야 한다.

부록 D. 항공기 검사프로그램 기준

(Standards for Aircraft Inspection Program)

이 부록은 부록 C에 따른 항공운송사업자용 정비프로그램 기준을 적용하기 어려운 항공기 소유자 등이 「항공안전법 시행규칙」제38조에 따라 항공기의 감항성을 지속적으로 유지하기 위한 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.

항공기 운영자는 항공기 검사프로그램을 더욱 효율적으로 운영하도록 항공기 검사프로그램에 대한 제·개정, 적용 및 관리에 대한 책임이 있다.

* 주: 운송사업자용 정비프로그램은 정비조직, 필수검사항목, CASS 등의 10가지 요소를 모두 충족하여야 하지만, 항공기 검사프로그램은 항공기의 감항성이 유지되고 있는지 검사하는 행위만을 포함하고 있다. 그러므로 검사프로그램을 운용하는 자는 소속 정비사의 능력범위를 초과하거나, 해당 항공기의 정비교범에 명시되지 않은 정비작업은 인가된 정비업체에 의뢰하여야 한다.

항공기 검사프로그램에는 기체, 엔진, 항공전자장비 및 비상장비 등 항공기의 전 계통에 대한 다음 사항을 포함하여야 한다.

항공기 운영자의 검사프로그램은 다음과 같은 방법으로 개발할 수 있다.

항공기 제작자의 검사프로그램을 채택하는 경우에는 항공기 제작자의 프로그램(작업방법, 기술, 수행절차, 수행기준 및 검사주기를 포함한다) 전체를 채택하여야 한다. 만일 제작자의 프로그램에 동절기에 필요한 검사가 선택사항(option)으로 있다면 항공기 운영자는 해당 항목을 검사프로그램에 포함하여야 한다.

항공기 운영자는 항공기 제작자의 검사프로그램에 근거하여 항공기 운영자에게 맞도록 적절하게 변경 또는 수정하여 운영할 수 있다. 이 경우 제작자의 검사프로그램과 동등하거나 그 이상의 안전기준을 확보할 수 있도록 하여야 한다.

항공기 운영자는 항공기 제작자 검사프로그램을 채택하지 않은 경우에는 스스로 검사프로그램을 개발할 수 있다. 이 경우 검사프로그램이 적절하게 수행되도록 작업방법, 기술, 수행절차 및 작업기준이 포함되어야 한다.

부식이 발생하기 쉬운 부위에 대한 근본적인 부식예방 절차를 마련하여야 한다. 항공기 운영자는 부식예방관리프로그램, 기골개조프로그램 및 부가기골검사프로그램을 검사프로그램에 포함하여야 한다. 만일 제작자의 검사프로그램에 부식관리가 포함되어 있지 않다면 항공기 운영자가 검사프로그램을 개발할 수 있다.

(1) 시험, 검사 및 분해분석을 포함한 개정을 할 경우 분석조건은 지방항공청과 협의하여야 한다.

(2) 운용경험에 바탕을 둔 개정의 근거자료는 운영자에 의해 마련되어야 한다.

(3) 제작사 권고 또는 제작사의 검사프로그램의 개정 내용을 검토 없이 반영하여서는 아니 된다.

항공기 운영자는 검사프로그램에 다음과 같은 절차 등을 마련하여 운영하여야 한다.

부록 E. 감항증명 서류검사표

1) 등록기호 | HL | 2) 운영자명 |

3) 검사장소 | | 4) 검사기간 | ∼

5) 항공기 종류 | | 6) 항공기 형식명 |

7) 감항 분류 | | 8) 사업구분 |

9) 등록증명서 | 번호: | 10) 등록일자 |

11) 등록 정치장 | | 12) 운용한계지정서 | 번호:

13) 감항증명서 | 번호: | 14) 유효기간 | ∼

15) 제작사 |

16) 제작 일련번호 | | 17) 제작일자 |

18) 최대이륙중량 | | 19) 최대착륙중량 |

20) 누적 사용시간 /사용횟수 | / | 21) 정비 후 시간 /사용횟수 | /

22) 최근 주요 정비 | 정 비 명 |

정비 확인자/업체 | (자격번호: )

1) 엔진 형식명 |

2) 제작사 |

3) 장착위치 | #1 | #2 | #3 | #4

4) 제작 일련번호 | | | |

5) 제작일자 | | | |

6) 누적 사용시간 /사용횟수 | | | |

7) 장착일자 | | | |

8) 최근 주요정비명 (수행일자) | | | |

1) 프로펠러 형식명 |

2) 제작사 |

3) 장착위치 | #1 | #2 | #3 | #4

4) 제작 일련번호 | | | |

5) 제작일자 | | | |

6) 누적 사용시간 /사용횟수 | | | |

7) 장착일자 | | | |

8) 최근 주요정비명 (수행일자) | | | |

검 사 항 목 | 만 족 | 불만족 | 해당없음 | 비 고

검 사 결 과

검 사 관 |

1) 등록기호 | HL | 2) 운영자명 |

3) 검사장소 | | 4) 검사기간 | ∼

5) 항공기 종류 | | 6) 항공기 형식명 |

7) 감항 분류 | | 8) 사업구분 |

9) 등록증명서 | 번호: | 10) 등록일자 |

11) 등록 정치장 | | 12) 운용한계지정서 | 번호:

13) 감항증명서 | 번호: | 14) 유효기간 | ∼

15) 제작사 |

16) 제작 일련번호 | | 17) 제작일자 |

18) 최대이륙중량 | | 19) 최대착륙중량 |

20) 누적 사용시간 /사용횟수 | / | 21) 정비 후 시간 /사용횟수 | /

22) 최근 주요 정비 | 정 비 명 |

정비 확인자/업체 | (자격번호: )

1) 엔진 형식명 |

2) 제작사 |

3) 장착위치 | #1 | #2 | #3 | #4

4) 제작 일련번호 | | | |

5) 제작일자 | | | |

6) 누적 사용시간 /사용횟수 | | | |

7) 장착일자 | | | |

8) 최근 주요정비명 (수행일자) | | | |

1) 프로펠러 형식명 |

2) 제작사 |

3) 장착위치 | #1 | #2 | #3 | #4

4) 제작 일련번호 | | | |

5) 제작일자 | | | |

6) 누적 사용시간 /사용횟수 | | | |

7) 장착일자 | | | |

8) 최근 주요정비명 (수행일자) | | | |

검 사 항 목 | 만 족 | 불만족 | 해당없음 | 비 고

검 사 결 과

검 사 관 |

안전 점검표는 본문 21.191 해당하는 실험분류의 특별감항증명서를 발급하는 과정에서 「항공안전법」 제19조에 따른 항공기기술기준의 적용이 어려운 새로운 형태의 항공기(무인항공기, 유/무인결합항공기, 전기동력 수직이착륙항공기 등)에 대한 종합적인 안전평가 수행에 목적이 있다. 실험분류의 특별감항증명 신청자는 안전 평가표에서 요구하는 사항을 성실하게 기술하고 관련 입증자료를 제출하여야 한다. 실험분류 특별감항증명을 신청하는 항공기의 형태와 특징에 따라 평가표의 항목이 해당되지 않을 수도 있거나, 부가적인 안전점검 항목이 추가 될 수 있다.

주의: 감독관은 신청자의 신청사항 및 제출 사항이 독점 정보나 비밀 정보, 기업에 민감한 기술정보나 기타 대외에 공개하는 것이 금지된 등급의 정보가 포함되어 있는 경우에는 현장에서 확인하거나 특별감항증명서의 유효기간 만료 이후 자료를 폐기하여야 한다.

구분 | 평가 기준 | 입증 자료 또는 제한사항

b. 항공기 성능 특성 (1) 최대고도 (2) 체공시간 (3) 순항속도 (4) 최대속도 (5) 풍속이나 최소/최대 온도 한계 같은 환경 및 기상 조건으로 인한 성능적인 제한사항 (6) 항공기가 결빙 조건에서 작동하도록 설계된 경우, 결빙 감지 기능이나 결빙에 대한 보호능력 |

c. 추진 시스템 (1) 추진 시스템의 설계와 성능을 상세히 기술하라. (2) 연료 추진 시스템의 경우 사용가능한 연료의 종류와 최대 가용연료량을 기술하라. (3) 상태 표시기와 경고 메시지를 조종사에게 제공하는 방법을 포함하여 추진 시스템 성능을 측정하고 시현되는 방법을 기술하라. (4) 추진과 관련된 치명적인 고장 모드와 그것이 시스템 운영에 미치는 영향을 기술하라

d. 연료 시스템 (해당사항이 있으면) 연료 저장소 및 분배 시스템에 대해 설명하고 연료가 엔진으로 적절히 공급되도록 제어하는 방법 및 비행승무원에게 잔여연료의 측정값을 제공하는 방법을 기술하라. |

e. 전기 시스템 (1) 전기 시스템에 대해 기술하고 전기를 필요로 하는 시스템에서 필요로 하는 전력을 충분히 공급할 수 있는지를 기술하라. 그리고 항공기 전체의 전력 배분을 보여주는 시스템 수준의 계통도를 제시하라. (2) 배터리 같이 수명이 제한된 전원을 사용하는 경우, 정상 및 비상 조건에서 그 전원의 유효 수명과 결정 방법을 기술하라. (3) 전력 상태와 잔여 전력에 대한 정보를 조종사에게 보여주는 방법을 기술하라. (4) 주전원이 상실된 경우를 대비한 예비전원에 대해 기술하고, 예비전원 가동 시 어떤 시스템에 전력이 공급되는지 기술하라. (a) 자동이나 수동 부하 차단 기능에 대해 기술하라. (b) 예비전원으로 얼마동안을 운용할 수 있는지 결정하고, 이를 결정한 가정 사항들을 기술하라. |

f. 비행 조종면과 작동기 비행 조종면과 서보/작동기의 설계와 작동에 대해 기술하라. 조종면과 서보/작동기의 위치가 표시된 계통도를 포함해야 한다. |

g. 유상하중 항공기에 설치했거나 설치할 예정인 유상하중에 영향에 해당하는 임무장비를 기술하라. 모든 임무장비 형상을 기술하라. 그리고 중량과 평형, 전기 부하나 비행특성을 상당히 변화시키는 유상하중의 분포 및 형상 등을 기술하라 |

b. 항법 항법 시스템과 해당 시스템의 백업들에 대해 상세히 기술하고, 항법 기능 상실에 대해 식별하고 대응하는 방법에 대해 상세히 기술하라. |

c. 비행 제어 및 자동 조종 시스템 비행 제어 시스템에 대해 상세히 기술하고, 비행 조종 컴퓨터와 자동 조종 시스템의 작동원리를 포함해야 한다. 그리고 시스템이 특별한 설계 또는 상용품(COTS)인지 여부를 명시하라. |

d. 명령 및 제어 데이터링크 (Command and Control Datalink) (1) 무인항공기(UA)와 원격조종실을 연결하는 C2 링크의 성능과 설계에 대해 기술하라. 해당사항이 있는 경우 추가 여분의 독립적인 제어링크를 식별하여라. (2) C2 링크에 사용되는 무선 주파수 (RF) 스펙트럼을 기술하라. (3) 무선 신호 강도, 신호 오류율 또는 이와 유사한 정보를 어떻게 계산하고 조종사에게 시현하는지 기술하라. 그리고 신호가 심각하게 저하되었음을 나타내는 임계치를 식별하여라. |

e. 링크 두절 및 비행 회복 (Lost Link and Flight Recovery) (1) 무인항공기시스템(UAS)의 링크가 두절될 경우 따라야 할 비상절차를 기술하라. 링크 두절 타이머와 같이 발생 이벤트의 시간요건 대한 설명과 링크 두절 비상절차 중 이착륙 및 순항 시 조종사에게 어떤 정보를 시현하는지 기술하라. (2) 무인항공기(UA)의 비행 회복 기능과, 비행 회복 시스템을 작동시키는 단일 사건이나 복합 사건의 종류, 비행 회복 절차 중에 항공기가 작동되어 있는지 기술하라. |

f. 원격조종실 (1) 원격조종실 설계에 대해 상세히 기술하라. 가능하다면 원격조종실의 배치도를 제시하라. 그리고 원격조종실 주요 시현장치의 화면 이미지를 제시하라. (2) 시스템이 조종사에게 제시하는 모든 주의, 경고 및 조언안내에 대해 기술하라 (예: 연료부족, 배터리 부족, 중요 시스템 고장, 운용 경계 이탈). |

b. 비행 단계 (1) 비행전/지상 활주 (a) 기상 보고와 기상 상태의 갱신 등 을 포함한 전체 비행 계획 절차 기술하라 (b) 이륙 전 최소한 다음 사항을 포함한 항공교통관제(ATC)와 조정 절차 기술하라. 1 항공고시보 (NOTAM) 2 비행 계획 제출 3 트랜스폰더 코드 (c) 비행전 활동과 최소한 다음 사항에서 요구하는 시스템 및 지원 장비 기술 1 비행을 위해 시스템을 준비하는 절차 2 비행을 위해 시스템의 준비를 위해 필요한 시스템 3 비행제어 교정을 위해 필요한 시스템 형상 파일 같이, 절차상 중요한 항목 수립 (d) 원격조종실 지도의 갱신 방법의 기술 (e) 비행 대기선/운용 안전 프로그램의 기술 (f) 지상 활주 경로가 비어있는지 확인 할 절차 기술 (g) 지상 요원의 부상을 유발하는 방식으로 엔진이 시동되지 않음을 보장하는 절차 기술 (4) 착륙과 회수를 위해 필요한 시스템 장비의 기술하고 특유한 시스템의 성능과 절차 식별하여라 (5) 비행 후. (a) 지원장비를 포함한 무인항공기시스템(UAS)이 안전한 비행을 위해 요구되는 부품 식별하여라. 식별된 부품에 대해서 최소한 다음의 정보가 제시되어야 한다. 1 비행 후 시스템이 운용되는 과정. 2 비행 후 시스템이 운용되는데 필요한 시스템. 3 절차상 중요한 항목 수립 (b) 비행 후 검사 절차의 기술하라. (c) 사고/준사고 보고 절차 기술하라.

c. 운용 구역 (1) 비행 운용 구역에서 비정상적인 지상 활동이 없는지 확인하는 방법을 기술하라. 예를 들면 주말 행사가 예정되어 있는가? 주거 지역이나 공공 집회 장소가 있는가? (2) 제안된 운용 구역을 통하는 군사 경로나 민간 경로를 확인하라. (3) 항공지도에서 제안된 운용 구역을 확인하라. 제안 구역은 측면 경계와 요청 고도를 정해야 한다. |

d. 비행 영역 선도와 시험 계획 (1) 비행영역 선도의 시험 조건을 기술하라. 해당 활동이 인구가 밀집된 지역과 주요 고속도로에 얼마나 가까운가? (2) 제안된 비행영역 선도와 운용 구역에서 시험 목표를 어떻게 달성할 계획인지 기술하라. 가능하면 시험 계획을 포함해야 한다. |

e. 운용 이력 세부적으로 다음의 사항을 포함한 항공기시스템의 운용이력을 기술하라. (1) 항공기의 총 비행 횟수와 비행 시간. (2) 시스템 고장, 사고/준사고, 비상상황, 그 결과로 인한 개조 또는 시정사항 |

f. 교범 (1) 항공기의 운용 교범 보유하는가? (2) 운용 교범에 항공기의 모든 제한 사항이 한 세션에 제시되는가? (3) 비상 절차의 수행 단계를 기억하기 위해 굵게 표시 또는 밑줄 표시하여 강조하는가? (4) 전 운용 단계에 대한 운용 점검표를 보유하는가? (5) 정상, 비정상, 또는 비상절차에 대한 별도의 점검표 항목을 보유하는가? |

b. 정비 정비 및 검사 프로그램 확립 여부 |

부록 F. 감항증명 상태검사표

검 사 항 목 | 정 상 | 불 량 | 해당없음 | 비 고 (관련 근거)

1) 구명동의 | | |

2) 음성신호발생기 | | |

3) 구명보트(비상신호등, 방수휴대등, 불꽃조난신호장비 포함) | | |

4) 헬리콥터 부양장치 | | |

5) 불꽃조난신호장비 | | |

6) 소화기(조종실 및 객실) | | |

7) 도끼 | | |

8) 메가폰 | | |

9) 구급의료용품 | | |

10) 감염예방 의료용구 | | |

11) 비상의료용구 | | |

1) 항공기등록증명서 | | |

2) 감항증명서 | | |

3) 탑재용 항공일지 | | |

4) 운용한계 지정서 및 비행교범 | | |

5) 운항규정 | | |

6) 운항증명서 사본 및 운영기준 사본 | | |

7) 소음기준적합증명서 | | |

8) 각 운항승무원의 자격증명서 | | |

9) 무선국 허가증명서 | | |

10) 비행 전 및 각 비행 단계별 점검표 | | |

11) 기타 | | |

1) 초단파(VHF) 또는 극초단파(UHF) 무선전화 송수신기 | | |

2) 2차감시 항공교통관제 레이더용 트랜스폰더 | | |

3) 자동방향탐지기(ADF) | | |

4) 계기착륙시설(ILS) 수신기 | | |

5) 전방향표지시설(VOR) 수신기 | | |

6) 거리측정시설(DME) 수신기 | | |

7) 기상레이더 또는 악기상 탐지장비 | | |

8) 비상위치지시용 무선표지설비(ELT) | | |

1) 공중충돌경고장치(ACAS) | | |

2) 지상접근경고장치(GPWS) | | |

3) 전방돌풍경고장치 | | |

4) 조종실음성기록장치(CVR) | | |

가) P/N : | | |

나) 위치 : | | |

다) ULB Due date : | | |

5) 비행자료기록장치(FDR) | | |

가) P/N : | | |

나) 위치 : | | |

다) ULB Due date : | | |

1) 시계비행을 위한 장비 | | | | 시행규칙 제117조

2) 해상비행을 위한 장비 | | | | 시행규칙 제107조, 제110조, 별표15

검 사 결 과

검 사 관 |

항공기 기체

1) 등록기호 | HL | 2) 운영자명 |

3) 항공기 형식 | | 4) 제작 일련번호 |

5) 제작일자 | | 6) 최대이륙중량 |

7) 누적 사용시간 /사용횟수 | / | 8) 정비 후 시간 /사용횟수 | /

9) 부식방지 관련 정비현황 |

10) 수리․개조 수행현황 |

11) 전기배선 관련 정비현황 |

점 검 항 목 | 만 족 | 불만족 | 해당없음 | 비 고

아 조종케이블, 와이어 등 | | | |

부록 G. 항공기 현황자료

항공기 일반

1) 소유자 또는 사용자 |

2) 등록증명서번호 | | 3) 등 록 일 자 |

4) 정 치 장 | | 5) 사 업 구 분 |

6) 감항증명서번호 | | 7) 감항증명발급일자 |

8) 종 류 | | 9) 등 급 |

10) 운용한계지정서번호 | | 11) 형 식 |

12) 제 작 자 | | 13) 일 련 번 호 |

14) 감 항 분 류 | | 15) 제 작 일 자 |

16) 총 사 용 시 간 | | 17) 정비후 시간 |

18) 최대 이륙중량 | | 19) 최대착륙중량 |

20) 주요정비 현황 | 자료첨부

발동기 현황

1) 형 식 |

2) 제 작 자 |

3) 장 착 위 치 | | | |

4) 제 작 일 자 | | | |

5) 제 작 일 련 번 호 | | | |

6) 장 착 일 자 | | | |

7) 사 용 시 간 | | | |

8) 주요정비 현황 | 자료첨부

프로펠러 현황

1) 형 식 |

2) 제 작 자 |

3) 장 착 위 치 | | | |

4) 제 작 일 자 | | | |

5) 제작일련번호 | | | |

6) 장 착 일 자 | | | |

7) 사 용 시 간 | | | |

8) 주요정비 현황 | 자료첨부

첨부자료 : 21.203(c)에 따른 주요정비 현황 자료

부록 H. 합치성 확인서(Statement of Conformity)

합치성 확인서(Statement of Conformity)

제1절 항공기 (Section 1. Aircraft)

제2절 엔진 (Section 2. Engine)

제3절 프로펠러 (Section 3. Propeller)

제4절 보증 (Section 4. Certification) 본 신청자는 다음 사항을 보증함. I hereby certify that □ 1. 본 신청자는 항공기기술기준 Part 21.33(a)의 요건을 준수했음. I have complied with Part 21.33(a). □ 2. 형식증명서만을 교부받아(Part 21 Subpart F) 제작한 상기 항공기는 당해 형식증명서에 합치하며 안전한 운용상태에 있으며, ( 년 월 일)자로 비행 점검이 완료되었음.The aircraft described above, produced under type certificate only (Part 21 Subpart F), conforms to its type certificate, is in a condition for safe operation, and was flight checked on (yyyy/mm/dd). □ 3. 상기 엔진 또는 프로펠러는 형식증명을 위해 제출하였으며, 당해 형식설계에 합치함. The engine or propeller described above, presented herewith for type certification, conforms to type design. □ 4. 형식증명서만을 교부받아(Part 21 Subpart F) 제작한 상기 엔진 또는 프로펠러는 형식증명서와 합치하며 안전한 운용상태에 있음. 엔진 또는 (해당되는 경우) 가변 피치 프로펠러는 제작자에 의해 ( 년 월 일)자로 최종 작동상태가 점검되었음. The engine or propeller described above, produced under type certificate only (Part 21 Subpart F), conforms to its type certificate and is in a condition for safe operation. The engine or, if applicable, the variable pitch propeller was subjected by the manufacturer to a final operational check on (yyyy/mm/dd)

규격불일치완화(Deviations):

이름: (Name) | 서명 (Signature of Certifier) | 직위: (Title)

회사명: (Organization) | 일자: / / / (Date: yyyy/mm/dd)

(앞면)

(뒷면)

합치성 확인서(Statement of Conformity) 작성지침 1. 신청자는 다음 각호에 해당하는 경우, 국토교통부장관에게 합치성 확인서를 제공하여야 한다. 가. 형식증명 또는 부가형식증명의 신청자가 국토교통부장관에게 항공기 또는 부품을 인증시험을 목적으로 제공하는 경우에 사용한다. 나. 형식증명 또는 부가형식증명의 신청자가 형식증명 인증과제에서 사용할 목적으로 개별 엔진 또는 프로펠러를 제공하는 경우에 사용한다. 다. 형식증명소지자 또는 면허소지가가 형식증명서만을 교부받아 생산하는 경우(Production under TC only), 개별 항공기등의 소유권을 최초 이전, 또는 항공기 감항증명에 대한 최초 신청, 또는 감항성인증서(Airworthiness Approval Tag)의 교부를 위해 사용한다. 2. 사용방법 가. 제1절 항 공 기 : 항공기 또는 그 부품과 관련된 경우 기재한다. 나. 제2절 엔 진 : 엔진과 관련된 경우 기재한다. 다. 제3절 프로펠러 : 프로펠러와 관련된 경우 기재한다. 라. 제4절 보 증 1. 항공기 또는 그 부품이 형식증명 또는 부가형식증명 과제에서 비행시험 또는 지상시험을 위해 제출되는 경우 표시(∨)를 한다. 2. 형식증명서만을 교부받아 제작되는 항공기의 최초 소유권이 이전되는 경우 또는 초도 감항증명을 신청하는 경우, 형식증명소지자 또는 면허소지자가 표시(∨)를 한다. 3. 엔진 또는 프로펠러가 형식증명을 위채 제출되는 경우 표시(∨)를 한다. 4. 엔진 또는 프로펠러가 감항승인을 위채 제출되는 경우 최종 작동점검이 완료된 날자를 기입한 후 표시(∨)를 한다. 3. 합치성 확인에 대한 책임을 지는 제작업체의 인가된 자가 합치성 확인서에 서명하여야 한다.

Subpart I [예비]

Subpart J [예비]

Subpart K 재료, 부품, 공정 및 장비품의 승인

이 규정은 「항공안전법」 제28조 및 같은 법 시행규칙 제61조 내지 제64조에 의한 재료, 부품, 공정 및 장비품의 승인을 위한 절차상의 요구조건에 대해 세부사항을 규정한다.

(a) 아래의 (b)항을 제외하고, 부품등제작자증명(Parts Manufacturer Approval, 이하 “PMA”라 한다.)에 따라 제작된 것 이외에, 어느 누구도 형식증명된 제품의 장착을 위한 판매 목적으로 교체 또는 개조부품을 생산할 수 없다.

(b) 이 규정은 다음 사항에는 적용되지 않는다.

(1) 형식증명 또는 제작증명에 따라 제작된 부품

(2) 자가 제품의 정비 또는 개조를 위해 소유주가 제작한 부품

(3) 기술표준지시서(TSO)에 의거하여 제작된 부품

(4) 산업규격 또는 국가규격에 합치되는 표준품 (볼트 및 너트 등)

(c) 부품등제작자증명의 신청. 신청자는 국토교통부장관에게 다음 사항을 구비하여 신청서를 제출해야 한다.

(1) 부품이 장착되는 제품의 식별

(2) 제작시설의 이름과 주소

(3) 부품의 설계

(i) 부품의 형상을 나타내는데 필요한 도면과 규격서

(ii) 구품의 구조 강성을 정의하는데 필요한 치수, 재료, 공정 정보

(4) 신청자가 부품의 설계가 형식증명에 의한 부품 설계와 동일함을 입증하지 못하는 경우라면, 부품의 설계가 장착되는 제품에 대한 항공기기술기준 요구조건에 만족함을 입증하는데 필요한 시험보고서와 계산 결과. 부품 설계가 면허계약에 의한 것이라면 해당 계약에 대한 입증자료를 반드시 제시해야 한다.

(d) 다음 사항을 만족하면 신청자는 교체 및 개조부품에 대한 부품등제작자증명을 획득할 수 있다.

(1) 설계 확인과 모든 시험 및 검사 후, 부품의 설계가 장착되는 제품에 대한 항공기기술기준 요구조건에 만족함을 국토교통부장관이 인정하는 경우

(2) 신청자가 아래의 (h)에서 요구하는 품질관리체계를 구축했음을 보증하는 확인서를 제출하는 경우

(e) 부품등제작자증명 신청자는 국토교통부장관이 관련 규정에 대한 적합성 여부 결정을 위하여 필요한 검사나 시험을 허용해야 한다. 그러나, 국토교통부장관이 달리 규정하지 않았다면 다음의 사항을 적용한다.

(1) 해당 부품이 (f)의 (2)부터 (4)까지의 적합성을 입증하지 못할 경우, 어떠한 부품도 국토교통부장관에게 검사나 시험을 위해 제출되어서는 안된다.

(2) (f)의 (2)부터 (4)까지 해당 부품의 적합성을 입증하기 위한 시간과 부품 검사 및 시험을 위해 국토교통부장관에게 제출되는 시간 사이에 어떠한 변경도 부품에 수행되어서는 안된다.

(f) 부품등제작자증명 신청자는 다음 사항을 결정하기 위해 모든 검사와 시험을 수행해야 한다.

(1) 관련 규정 및 항공기기술기준 요구조건에 대한 적합성

(2) 설계상 규격에 대한 재료의 합치성

(3) 설계상 도면에 대한 부품의 합치성

(4) 설계에서 명시된 제작공정, 제작 및 설계의 합치성

(g) 해당 항공기기술기준 요구조건을 관리하는데 있어 부당한 부담이 된다고 국토교통부장관이 판단하는 경우나 제작시설이 국외에 위치한 경우에는 부품등제작자증명서를 발행하지 않을 수 있다.

(h) 부품등제작자증명 소지자는 각 완제품이 해당 설계자료에 합치하고 형식증명 제품에 장착시 안전함을 입증할 수 있는 품질관리체계를 수립하고 유지해야 한다. 그 시스템은 다음 사항을 포함한다.

(1) 완성품에 사용된 수입 재료가 설계자료에 명시된 것이어야 한다.

(2) 수입재료에 대한 물리적, 화학적 성질을 쉽고 정확하게 결정할 수 없다면, 해당 재료는 적절한 방법으로 식별되어야 한다.

(3) 손상이나 기능저하 되기 쉬운 재료들은 적절한 방법으로 보관 및 보호되어야 한다.

(4) 완성품의 품질과 안전에 영향을 미치는 공정들은 해당 규격에 따라 수행되어야 한다.

(5) 공정 중에 있는 부품에 대해서는 설계자료와의 합치성을 정확히 판단할 수 있는 공정에서 검사가 수행되어야 한다. 특정 부품의 만족스런 품질 수준을 유지하기 위해 통계적 품질관리 절차가 이용될 수도 있다.

(6) 최신 설계도면은 제작자나 검사원이 필요시 쉽게 이용할 수 있어야 한다.

(7) 기본 설계에 대한 중요 변경은 완성품에 반영되기 전에 반드시 적절히 관리되고 승인되어야 한다.

(8) 불량 재료 및 구성품은 완성품에 사용되지 않도록 격리 및 식별이 되어야 한다.

(9) 검사기록은 유지되어야 하고, 완성된 부품별로 구별이 되어야 하며, 가능한 경우 부품이 완성된 후 최소한 2년 동안 제작자 파일에 보관되어야 한다.

(i) 부품등제작자증명서는 양도가 불가능하며 포기, 철회 또는 국토교통부장관에 의해 종료되지 않는 한 유효하다.

(j) 부품등제작자증명 소지자는 부품 제작설비의 위치를 변경하였거나 추가적인 설비를 포함시키기 위해 다른 장소로 확장한 경우, 이로부터 10일 이내에 국토교통부장관에게 서면으로 통보해야 한다.

(k) 부품등제작자증명 소지자는 각 완성 부품에 대한 설계자료와의 합치성과 형식증명 제품에 장착시의 안전성을 입증해야 한다.

재료, 부품, 공정, 장비품은 다음과 같이 승인될 수 있다.

(a) 21.303에 의거하여 발행된 부품등제작자증명 하에서의 승인

(b) 국토교통부장관이 발행한 기술표준지시서에 의거한 승인

(c) 제품에 대한 형식증명 절차와 연계한 승인

(d) 국토교통부장관으로부터 승인된 기타 방법에 의거한 승인

Subpart L 수출감항승인

(a) 이 기준은 「항공안전법」 제24조 및 같은 법 시행규칙 제46조부터 제48조까지의 규정에 따라 우리나라에서 제작 또는 정비 등을 수행한 항공기, 엔진 또는 프로펠러(이하 “항공기등”이라 한다), 장비품 또는 부품을 외국으로 수출하는 경우 다음 사항과 관련된 사항을 규정한다.

(1) 수출감항승인 절차

(2) 수출감항승인을 받은 자가 준수해야 할 사항

(b) 이 부분에서 사용하는 용어의 정의는 다음과 같다.

(1) “Class Ⅰ 제품”이란 항공기등으로서 형식증명을 받은 것을 말한다.

(2) “Class Ⅱ 제품”이란 날개, 동체, 꼬리날개 조립체, 착륙장치, 동력전달장치, 조종날개면 등과 같이 결함이 발생할 경우 Class I 제품의 안전에 치명적인 결과를 초래할 수 있는 Class Ⅰ 제품의 주요 구성품을 말한다. 또는 기술표준품으로 승인을 받고 제작된 모든 부품, 자재, 장치품 중 “C" 계열에 해당하는 것을 말한다.

(3) “Class Ⅲ 제품”이란 Class I 또는 Class II 제품에 해당되지 않는 부품이나 구성품 또는 산업표준화법에 따른 항공분야 장비품 또는 부품 등을 말한다.

(4) “신규분해점검(Newly overhaul)”이란 적용기준에 따라 분해점검 또는 검사를 수행하고 지방항공청장으로부터 사용 가 판정(Approved for return to service)을 받은 것으로서 기능시험에 사용한 경우를 제외하고 아직 사용하지 않은 제품을 말한다.

(a) Class Ⅰ 또는 Class Ⅱ 제품의 제작증명 또는 제작자증명 소지자, 항공기 소유자등 민간항공 관련 제품을 수출하고자 하는 자(이하 “수출업자”라 한다)는 지방항공청장으로부터 수출감항승인을 받을 수 있다.

(b) Class Ⅲ 제품을 수출하고자 하는 자는 다음의 경우 수출감항승인을 받을 수 있다.

(1) [예비]

(2) 제품에 대하여 다음 사항을 충족할 경우

(ⅰ) 제작증명을 받은 경우

(ⅱ) [예비]

(ⅲ) 부품등제작자증명을 받은 경우

(ⅳ) 기술표준품 형식승인을 받은 경우

(a) 수출감항승인의 종류는 다음과 같다.

(1) 수출감항증명(Export Certificate of Airworthiness) : Class Ⅰ 제품에 대한 수출감항승인으로, 이 증명이 항공기 운용 허가를 의미하는 것은 아니다.

(2) 수출감항성인증(Export Airworthiness Approval Tag) : 항공기에 장착되지 않은 상태로 수출되는 Class Ⅱ 또는 Class Ⅲ 제품에 대한 수출감항승인

(b) 수출감항승인 대상

(1) 조립 후 비행시험을 수행한 신규제작 항공기 또는 국내에서 제작 또는 정비한 항공기외의 Class Ⅰ 제품. 다만, 다음에 해당하는 경우에는 조립한 항공기의 비행시험 없이 수출감항승인을 받을 수 있다.

(ⅰ) 기술기준 Part 23에 따라 형식증명 및 제작증명을 받고 생산한 소형 비행기

(ⅱ) 기술기준 Part 22에 따라 형식증명 및 제작증명을 받고 생산한 활공기

(ⅲ) 기술기준 Part 27에 따라 형식증명및 제작증명을 받고 생산한 감항분류가 보통인 헬리콥터

(2) 유효한 국내 감항증명을 소지하고 있는 중고항공기 또는 관련 규정에 따라 지속적으로 정비를 수행한 기타의 Class Ⅰ 중고제품

(3) 국내에서 제작 또는 정비한 Class Ⅱ 또는 Class Ⅲ 제품

(4) 국외에서 제작 또는 정비한 Class Ⅱ 또는 Class Ⅲ 제품

(c) 수출감항승인 예외사항

Class Ⅰ, Class Ⅱ 또는 Class Ⅲ 제품이 수출감항승인을 위한 요구조건 일부를 충족하지 못하는 경우 또는 형식증명을 받은 내용과 차이점이 있는 경우에도 불구하고 수입국 감항당국이 수입을 수락하는 서면확인서를 발급한 경우에는 이를 근거로 수출감항승인을 할 수 있다. 다만, 이러한 내용은 예외사항으로 기록하여야 한다.

(a) 수출감항승인을 신청 하려는 자는 「항공안전법 시행규칙」 별지 제19호서식의 항공기 감항승인 신청서 또는 별지 제20호서식의 부품 등의 감항승인 신청서에 구비서류를 첨부하여 지방항공청장에게 제출하여야 한다.

(b) [예비]

(c) [예비]

(d) 다음에 해당하는 경우에는 각각에 대하여 신청하여야 한다.

(1) 항공기

(2) 엔진 또는 발동기. 다만, 같은 형식(또는 모델)의 엔진 또는 발동기를 1개 구매자가 1개 국가로 수입하는 경우에는 예외로 한다.

(3) Class Ⅱ 제품. 다만, 다음 사항을 모두 충족하는 경우에는 예외로 한다.

(ⅰ) Class Ⅰ 제품과 관련된 형식 및 모델 신청시 분리․식별이 가능하고,

(ⅱ) 1개 구매자가 1개 국가로 수입하는 경우

(e) 다음과 같은 수출품의 경우에는 수입국이 수출감항승인을 인정한다는 확인서를 첨부하여야 한다

(1) 국외에서 제작한 항공기를 우리나라와 항공안전에 관한 협정을 체결한 국가로 수출하는 경우

(2) 비행시험을 하지 않은 미조립 항공기

(3) 수입국가의 특별 요구조건을 충족하지 못하는 제품

(4) 21.329, 21.331 또는 21.333을 충족하지 못한다는 세부내용이 포함된 확인서가 있는 제품

(f) Class Ⅰ 제품의 수출감항승인 신청시 구비서류

(1) 감항성 적합 확인 증빙자료

(2) 정비교범(제작사가 발행한 것만 해당한다)

(3) 제작증명 하에서 제작되지 않은 항공기등의 경우 각 제품별 합치성 확인서

(4) 중량 및 평형보고서 (단, 가능한 경우 각 항공기에 대한 하중관리서(Loading Schedule)를 포함하여야 한다. 감항분류가 수송 및 커뮤터인 비행기의 경우에, 중량 및 평형보고서는 최근 12개월 이내에 항공기 중량을 실측한 결과를 근거로 하여야 하며, 항공기에 대수리나 대개조가 있었다면 그 이후 실측된 것이어야 한다. 실 중량 측정 후 중대한 변경으로 분류되지 않는 장비의 변경은 '계산'으로 반영할 수 있으며 이에 따라 보고서를 개정하여야 한다. 감항분류가 수송급이 아닌 신규제작 비행기, 감항분류가 보통인 헬리콥터, 활공기의 경우에는 항공기 중량의 실측 대신 계산에 의하여 중량 및 평형보고서를 제출할 수 있다. 다만 이 경우 국토교통부장관이 승인한 중량관리 절차가 있고 이를 이러한 항공기에 적용할 수 있어야 한다. 이때 “본 보고서에 기재한 중량 및 평형 자료는 비행체 평균하중을 설정하기 위해 국토교통부장관의 승인을 받은 절차에 근거하여 계산된 것이다”.라는 문구가 각 보고서에 기재되어야 한다. 중량 및 평형 보고서에는 인증을 받은 자체중량에 포함되는 필수장비 및 선택장비의 하중과 모멘트를 명시한 목록을 첨부하여야 한다.

(5) 해당 항공기등에 적용되는 감항성개선지시(AD) 및 제작사 정비개선기술회보(SB) 수행현황

(6) 수출 목적으로 항공기등에 임시물을 설치할 경우 인도완료 후 설치물은 제거되고 항공기등은 승인된 형태로 회복한다는 확인서 및 임시물에 대한 설명서

(7) 중고 또는 신규분해점검을 수행한 항공기등에 대해서는 항공기와 엔진의 항공일지, 수리 및 개조 사항을 기록한 서류

(8) 항공기등을 해상 운송하는 경우 운송 또는 보존되는 동안 제품을 부식 및 손상으로부터 보호하기 위한 보존 및 패킹에 사용되는 방법, 효력 존속기간에 대한 설명서

(9) 비행교범

(10) 소유권이 이전 일자 또는 소유권 이전 예상일자

(11) 수입국의 특별요구 조건(다만 항공기등이 수입국의 특별요구 조건을 만족하지 못할 경우 수입국이 발행한 수락 문서)

(g) ClassⅡ제품의 수출감항승인 신청서 및 구비서류

(1) 감항성 적합 확인 증빙자료

(2) 정비교범(제작사가 발행한 것만 해당한다)

(3) 신규 제작된 제품의 경우 합치성 확인서

(4) 제품을 해상 운송하는 경우 운송 또는 보존되는 동안 제품을 부식 및 손상으로부터 보호하기 위한 보존 및 패킹에 사용되는 방법, 효력 존속기간에 대한 설명서

(5) 수입국의 특별요구 조건(다만 항공기등이 수입국의 특별요구 조건을 만족하지 못할 경우 수입국이 발행한 수락 문서)

(h) ClassⅢ 제품의 수출감항승인 신청시 구비서류

(1) 감항성 적합 확인 증빙자료

(2) 정비교범(제작사가 발행한 것만 해당한다)

(3) 제품이 장착되는 Class I, II 제품의 승인 설계 자료와 합치한다는 입증자료

(4) 제품이 안전한 운용 상태에 있다는 입증자료

(5) 수입국의 특별요구 조건(다만 항공기등이 수입국의 특별요구 조건을 만족하지 못할 경우 수입국이 발행한 수락 문서)

「항공안전법 시행규칙」 제47조에 따라 지방항공청장이 수출감항승인을 위한 검사를 하는 때에는 해당 항공기등, 장비품 또는 부품의 상태 및 성능 등이 「항공안전법」 제23조5항에 따른 해당 기술기준 등에 적합한지 여부를 검사하도록 하여야 한다.

(a) 지방항공청장은 수출감항승인을 위한 감항감독관을 지정하여 신청된 제품이 감항성 요건에 충족하는지 검사하도록 하여야 한다.

(b) 신청자는 검사기간 동안 감항감독관이 요구하는 자료 등을 제출하여야 하며, 감항감독관이 제품에 대한 점검을 요청할 경우 제품사용을 가능하도록 하거나 접근할 수 있도록 조치하여야 한다.

(c) 수출자는 수입자가 제품의 인수를 위한 상태검사 및 시험비행시 발견한 문제점과 이에 대한 조치사항을 지정 감항감독관에게 제출하여야 한다.

(d) 수출감항승인을 위한 검사는 서류검사, 상태검사 및 시험비행을 통해 수행한다. 다만, 시험비행 등이 필요하지 않다고 판단될 경우에는 이를 생략할 수 있다.

(e) 감항감독관은 신청된 ClassⅠ제품에 대하여 다음 각 호를 확인하여야 한다.

(1) 제작 후 또는 오버홀 후 총 비행횟수 및 비행시간 또는 사용시간

(2) 정비프로그램에 따라 행한 정비 및 점검사항과 향후 점검 필요예정 시기 등을 기록한 항공기, 엔진, 프로펠러 및 장비품의 이력서류

(3) 주요 구조부재나 중요 장비품의 교환, 수리, 개조 등에 대한 상세 이력

(4) 해당 항공기에 적용되는 감항성개선지시(AD) 및 제작사 정비개선기술회보(SB) 수행현황

(5) 비행교범의 개정상태 및 현재의 유효성

(6) 탑재용 항공일지 등 정비관련 문서의 기록유지의 적정성

(7) 최소장비요목(Minimum Equipment List) 및 외형변경목록(Configuration Deviation List) 적용의 적정성

(8) 정비 또는 개조 등을 수행 후 항공에 사용승인의 적정성

(9) 사용수명 제한(Life Limited) 품목의 운용상태

(10) 중량 및 평형 작업의 적정성

(11) 사용중지 시 보관조치의 적정성

(12) 제품을 국외로 선적할 경우 운송 또는 보존되는 동안 제품을 부식 및 손상으로부터 보호하기 위한 보존 및 패킹 방법

(13) 수출 인도를 목적으로 항공기에 설치하는 임시물

(14) 수입국가의 특별요건 및 특별조건

(15) 수입자가 인수검사(상태검사 및 시험비행)시 발견한 문제점과 이에 대한 조치현황

(f) 감항감독관은 신청된 ClassⅡ제품에 대하여 다음 각 호를 확인하여야 한다.

(1) 합치성 확인서

(2) 설계도면 및 제조규격서

(g) 감항감독관은 신규 제작한 ClassⅡ제품의 경우 부록 A의 합치성 검사기록서(Conformity Inspection Record)에 해당사항을 적어 보고하여야 한다.

(h) 감항감독관은 항공기의 경우 검사결과가 다음 각 호의 어느 하나에 해당되면 감항성이 있는 것으로 판정하여서는 아니 된다.

(1) 항공기 감항성에 영향을 미칠 우려가 있는 것으로서 검사기간 내 수정작업이 불가능한 결함사항이 발견된 경우

(2) 감항성개선지시(AD)를 규정대로 수행하지 않은 경우

(3) 정비규정 및 운영기준에 위반하여 정비 또는 개조 등을 행한 경우

(i) 지방항공청장은 제품이 감항성 요건에 충족하지 않다고 판단될 경우 그 결과를 신청자에게 통보하여야 한다.

(j) 감항감독관은 국내에 등록된 상태에서 수출감항증명서가 발행된 항공기등이 감항성에 영향을 미치는 개조작업이 수행된 경우 개조승인 여부를 판단하여야 하며 신규승인이 필요할 경우 수출감항승인과 별도로 승인작업을 수행하여야 한다.

(a) 감항감독관은 검사를 수행하고 항공기가 해당요건에 적합함이 입증되면 「항공안전법 시행규칙」 별지 제21호서식의 항공기 감항승인서를 발급하여야 한다. 다만, 소유권 이전일 등의 일정을 고려하여 수출자가 요청한 일자에 발급할 수 있다.

(b) 감항감독관은 발동기·프로펠러·장비품 또는 부품이 해당요건에 적합함이 입증되면 「항공안전법 시행규칙」 별지 제22호서식의 부품 등 감항성인증서를 발급하여야 한다.

(c) 감항감독관은 다음 각 호의 사항이 완료될 때까지 수출감항증명서를 발급하여서는 아니된다.

(1) 감항성에 영향을 미칠 우려가 있는 결함의 수정

(2) 제품의 부적합사항이 있을 경우 수입국이 이를 수락하는 문서의 확보

(d) 항공기등의 수입국으로부터 제품의 부적합사항에 대한 수락문서를 접수하였을 경우 수출감항증명서 “예외사항”란에 기록한다.

(e) 항공기등의 수입국 특별요건에 불만족하는 항목은 수입국의 수락문서 사본을 수출감항증명서에 첨부한다.

(f) 항공기등의 수출감항증명서의 준비단계에서 수출 인도의 목적으로 외부연료 저장시설 또는 항법장비와 같은 임시물을 장착할 경우 “임시물(장착물의 삽입형태)은 적합하며(도면번호 또는 적합성을 입증하는 자료를 삽입) 도입 비행을 용이하게 하기 위하여 항공기에 장착된다. 이 증명서는 임시장착물이 제거된 경우 유효하다”는 내용을 예외조항 아래 기록하며 신청자가 제출한 도면 등의 자료는 증명서에 첨부한다.

(1) 예외사항이 없다면 예외사항 란에 ‘없음(None)’이라고 기록한다. 추가적으로 제공되어야 할 정보가 있다면 예외사항 란 아래에 “추가정보”라고 적고 해당사항을 기록한다.

(2) 신규 승인한 개조작업의 경우 예외사항란에 이를 기록한다.

수출업자는 다음 사항을 준수하여야 한다.

(a) 수출하는 제품의 운용에 필요한 모든 자료 및 정보를 수입국 감항당국에게 제출하여야 한다. 모든 자료 및 정보라 함은 비행교범, 정비교범, 제작사정비개선회보, 조립지침서, 그 밖에 수입국이 특수요구조건으로 규정한 모든 자료를 말하며, 수입국이 특수요건(Special Requirement)에서 정하는 방법에 따라 제출되어야 한다.

(b) 조립되지 않은 상태로 항공기를 수출하는 경우, 제작자의 조립지침서와 국토교통부장관이 승인한 비행시험 점검 서식을 수입국으로 제출해야 한다. 이러한 지침서는 항공기를 조립할 때 승인된 형상에 합치함을 보증하기 위해 필요한 조립, 정렬, 지상시험 등을 상세히 기재한 것이어야 한다.

(c) 항공기 인도를 위해 항공기에 부착한 일시적인 부착물을 제거하거나 제거하도록 해야 하고, 인도 후 승인된 원래의 항공기 형상으로 복원해야 한다.

(d) 항공기 수출을 위해 공수비행과 관련된 국가로부터 허가를 받아야 한다.

(e) 항공기를 외국의 구매자에게 양도할 때 다음 사항을 요청하여야 한다.

(1) 양도 일자와 외국 소유자등의 성명 및 주소를 기재하고 대한민국의 등록 및 감항증명 등의 취소

(2) 해당 항공기 등록을 말소한 경우에는 등록증명서 반납 및 대한민국의 등록부호 제거

(a) ClassⅠ 및 ClassⅡ 제품의 수출감항승인을 위한 검사 및 오버홀은 다음 각 호의 어느 하나에 해당하는 자가 수행하고 확인하여야 한다. 단, 지방항공청장이 별도로 인정한 경우는 제외한다.

(1) 제품 제작자

(2) 국토교통부로부터 인가받은 정비조직(AMO)

(3) 항공정비사 자격증명 보유자

(4) 감항성유지지침서에 따라 항공기를 정비해 온 항공운송사업자

(5) ClassⅠ제품이 국외에 있는 경우 충분한 오버홀 설비와 적절한 정비조직을 갖추었다고 국토교통부장관이 승인한 자

부록 A 합치성 검사기록서(Conformity Inspection Record)

(앞면)

합치성 검사기록서 (Conformity Inspection Record) | 1.과제번호, 합치성요청일 Project No., TIA/Request Date | 2.용지: ___쪽 / 총___쪽

Sheet / Sheets

만족 SAT. | 불만족 UNSAT.

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(뒷면)

합치성 기록서 작성지침

Block 1 | 과제번호, 합치성요청일: 국토교통부장관이 부여한 과제번호와 적용되는 경우 형식검사승인서(TIA) 발행일 또는 합치성검사요청서(RFC)를 입력한다. Project No., TIA/Request Date : List the CASA assigned project number along with date of Type Inspection Authorization(TIA) or Request for Conformity(RFC), as applicable.

Block 2 | 용지(___쪽 / 총___쪽): 현 쪽번호와 총 쪽번호를 입력한다. Sheet / Sheets: List the number of this sheet and the total number of sheets.

Block 3 | 신청자/제작자: 신청자 또는 제작자를 입력하거나, 양자를 모두 입력한다. (신청자명은 형식검사승인서(TIA) 발행일 또는 합치성검사요청서(RFC)에 명시된 이름을 입력한다. 신청자는 제작자는 제품을 생산하는 자이거나 제품에 대한 책임을 갖는 자를 의미한다.) Applicant/Manufacturer: List the applicant or the manufacturer, or both. (The applicant name is obtained from the RFC or TIA. The manufacturer may be the party producing or responsible for the product.)

Block 4 | 검사시작일: 검사를 시작한 일자를 입력한다. (Beginning Date: List the date the inspection began.)

Block 5 | 검사종료일: 검사를 종료한 일자를 입력한다. (Ending Date: List the date the inspection ended.)

Block 6 | 모델, 부품식별(번호): 항공기에 대한 검사인 경우, 제작자, 모델, 등록번호, 일련번호를 입력한다. 엔진 또는 프로펠러의 경우, 제작자, 모델, 일련번호를 입력한다. Model or Part Description and No.: If inspecting an aircraft, list the make, model, registration-number, and serial number. For an engine or propeller, list the make, model, and serial number.

Block 7 | 검사자: 국토교통부 감항감독관은 이름을 자필 또는 출력하여 기재한 후 서명하고, 소속 사무소명을 입력한다. 전문검사기관의 검사관은 이름을 자필 또는 출력하여 기재한 후 서명하고, 식별번호를 입력한다. Inspector: CASA airworthiness inspectors must type or print and sign their name, and enter the office identification. Inspector of Authorized Inspection Agency must type or print and sign their name, and list their identification number.

Block 8 | 항목 번호: 개별 항목을 검사할 때마다 순차적으로 번호를 증가시킨다. Item No.: Assign consecutive numbers for each item inspected.

Block 9 | 검사항목명칭: 부품, 장비품, 조립품, 도면, 문서, 사양서의 명칭 또는 설명하는 내용을 입력하거나 평가/검사할 공정명을 입력한다. Nomenclature of Item Inspected: List the name or description of the part, appliance, assembly, drawing, document, specification, or name of the process being evaluated/inspected.

Block10 | 도면문서규격 등: 블록9에 입력한 항목을 설명하는 기술자료를 입력한다. (예를 들면, 도면번호, 문서번호, 공정규격서 번호 등) Dwg. Doc., Spec. etc.: List the technical data that describes the item listed in Block 9. (e.g. drawing number, document number, process specification number, etc.)

Block11 | 개정번호/일자: 블록 10에 입력한 기술자료의 개정번호 및 일자를 입력한다. Rev. No./Date: List the revision level and date of the technical data described in Block 10.

Block12 | 판정 항목 개수 (만족/불만족): 만족 또는 불만족으로 판정한 항목의 개수를 수자로 입력한다. 개별 특성을 입력하지 않아야 한다. 불만족 항목이 만족사항으로 처리되거나 확인된 경우, 불만족에서 만족으로 화살표를 표시한다. 이를 통해 검토 절차를 촉진할 수 있다. (주: "항목 1개“는 하나 또는 그 이상의 치수제원 또는 특징을 갖는 1개의 장비품, 부품, 유닛을 의미한다.) Number of Items determined: List the number of items that were determined satisfactory or unsatisfactory. Do not record individual characteristics. Once an UNSAT item is disposition or found SAT then draw an arrow from SAT to UNSAT. This helps in expedite the review process. (NOTE: An item is a single article, part or unit containing one or more dimensional characteristics or features.)

Block13 | 비고: 블록 8 내지 12과 관련된 정보를 입력한다. 만족 및 불만족 상태, 시정조치 내용, 적용시 다른 항목 참조, 일련번호, 제약, 수행한 검사의 종류(육안검사, 검토, 공정평가, 자재확인, 치수검사, 마감처리 점검, 합치성 점검 등), 수출제품의 목적지, 고객지급품(BFE), 제작자 정비시설에서 공정처리된 부품, 신규 부품 또는 신규로 오버홀 됨, 부품/조립품의 상태 등. (주: 이 비고란은 간단 명료하여야 하며, 약어 또는 축약표기 등을 지양하여야 한다. 이 정보는 검사품목이 형식설계 또는 감항성에 적합한지 여부를 결정하기 위하여 감항감독관이 수행한 조치에 대한 명백한 증거자료이다. Comments: Enter comments in this block that will support any information given in Blocks 8 through 12. Such as, Satisfactory and unsatisfactory conditions, corrective actions taken, reference to other item numbers listed, serial numbers, restrictions, type of inspection accomplished(visual inspection, review, process evaluation, material verification, dimensional inspection, finish check, compliance check, etc.), destination of exported products, buyer furnished equipment, parts processed through manufacturer’ maintenance facility, part new or newly overhauled, condition of part or assembly, etc. (NOTE: These comments should be brief and clear, avoid the use of acronyms or abbreviations, this information is the objective evidence of the action(s) taken by the inspector in determining compliance of the article to the type design / airworthiness).

Suppart M [예비]

Subpart N 엔진, 프로펠러, 재료, 부품 및 장치품의 승인 : 수입제품

우리나라와 엔진 및 프로펠러의 수출입 수락에 관한 협정 및/또는 약정을 체결한 국가에서 제작된 항공기용 엔진과 프로펠러에 대해 우리나라의 형식증명승인소지자 또는 그 면허권자는 우리나라로 수입되는 각각의 항공기 엔진과 프로펠러에 대해 개별 엔진이나 프로펠러가 다음의 사항에 대한 인증을 받았음을 확인하는 생산국의 수출감항증명을 제출하여야 한다.

(a) 우리나라의 형식증명승인서에 합치하고 안전한 운용 상태에 있음.

(b) 제작자에 의해 최종 운용점검을 받았음.

(a) 우리나라와 재료, 부품 또는 장치품의 수출입 수락에 협정 및/또는 약정을 체결한 국가에서 생산한 재료, 부품 또는 장치품은 생산국이 개별 재료, 부품 또는 장치품이 우리나라의 관련 규정을 충족함을 인증하는 수출감항증명을 발급하였다면 우리나라의 관련 규정에 따른 승인 요건을 충족한 것으로 간주한다. 단, 국토교통부장관이 본 절의 (b)항의 규정에 의하여 제출한 기술자료를 근거로 해당 재료, 부품 또는 장치품이 우리나라의 관련 규정의 내용과 일치하지 않는다고 판단하는 경우에는 예외로 한다.

(b) 재료, 부품 또는 장치품의 승인을 신청하는 자는 국토교통부장관의 요청을 받은 경우 해당 재료, 부품 또는 장치품에 관한 기술자료를 제출하여야 한다.

Subpart O 기술표준품형식승인

(a) 이 규정은 「항공안전법」 제27조 및 같은 법 시행규칙 제55조, 제57조 및 제58조에 따라 국토교통부장관이 정하여 고시하는 기술표준품에 대한 형식승인 절차, 형식승인서 소지자의 책임 및 기술표준품의 형식승인에 관한 협정을 체결한 국가로부터 형식승인을 얻은 기술표준품에 대한 수락 절차에 대한 세부사항을 규정한다.

(b) 이 절에서 사용하는 용어의 정의는 다음 각 호와 같다.

(1) “기술표준품 표준서”라 함은 항공기등에 사용되는 특정 품목(재료, 부품, 공정 또는 장비품등을 말함)에 대해 국토교통부장관이 지정하여 고시하는 최소성능표준을 말한다.

(2) “기술표준품 형식승인”이라 함은 국토교통부장관이 특정한 기술표준품 표준서를 만족하는 품목의 제작자에게 교부하는 설계와 생산에 대한 승인을 말한다.

(3) (예비)

(4) “기술표준품”이라 함은 해당 기술표준품 표준서에 대해 이 절의 규정에 따라 승인받은 품목을 말한다.

(5) 제작자라 함은 외부에서 조달하는 부품, 관련 공정 및 용역을 포함한, 생산 또는 생산하고자 하는 품목의 설계와 품질을 관리하는 자를 말한다.

(c) 제작시설이 해당 감항성 요건을 관리하는 데 있어 과도한 부담을 초래하는 국외의 장소에 위치해 있다고 국토교통부장관이 판단하는 경우, 국토교통부장관은 기술표준품 형식승인을 발행하지 않을 수 있다.

(a) 기술표준품의 설계·제작에 대하여 형식승인을 얻고자 하는 자는 다음 각 호의 서류와 함께 기술표준품 형식승인 신청서를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(1) 적합성확인서

(2) 기술표준품 인증계획서

(3) 설계도면·설계도면목록 및 부품목록

(4) 제조규격서 및 제품사양서

(5) 21.143절에서 요구하는 품질관리자료

(6) 당해 기술표준품의 감항성 유지 및 인증관리체계에 대한 자료

(7) 그 밖의 참고사항을 기재한 서류

(b) 21.611절에 따른 일련의 경미한 설계변경이 예상되는 경우, 신청자는 변경표시용 문자 또는 번호(또는 문자와 번호의 조합)를 수시로 추가할 수 있도록 해당 신청서에 품목의 기본 모델 번호와 구성품의 부품번호 뒤에 괄호를 사용할 수 있다.

(c) 제출한 신청서류 또는 기술자료가 적합하고, 신청자가 이 절의 규정에 따라 기술표준품을 생산할 수 있다고 판단하는 경우, 국토교통부장관은 기술표준품 형식승인서를 교부하여야 한다. 성능표준 불일치에 대해 승인한 경우에는 이에 대한 내용을 기술표준품 형식승인서에 명기하여야 한다.

(d) 신청서류 또는 기술자료가 이 절의 규정에 따른 적합성을 판단하는 데 있어 충분하지 않은 경우, 신청자는 국토교통부장관의 요구에 따라 지정한 기일 내에 추가적인 적합성 입증자료를 제출하여야 한다. 만일 신청자가 지정된 기일까지 추가적인 적합성 입증자료를 제출하지 못할 경우, 국토교통부장관은 당해 기술표준품 형식승인 신청을 반려할 수 있다.

(e) (예비)

(f) 국토교통부장관은 기술표준품의 형식승인을 하는 때에는 다음 각 호의 사항을 검사하여야 한다.

(1) 당해 기술표준품 표준서에 대한 설계적합성

(2) 생산승인 요건에 대한 당해 기술표준품의 품질관리체계 적합성

(3) 당해 기술표준품의 인증관리체계

기술표준품형식승인 소지자는 다음의 의무를 준수하여야 한다.

(a) 이 절의 규정과 해당 기술표준품 표준서의 요구조건에 적합하게 당해 기술표준품을 제작하여야 한다.

(b) 필요한 모든 시험과 검사를 수행하여야 하고, 당해 기술표준품이 (a)항의 요구조건을 만족하고 안전한 작동상태로 유지됨을 보장할 수 있는 품질관리체계를 수립 유지하여야 한다.

(c) 21.613절의 규정에 따라 기술표준품에 대한 모든 기술자료 및 기록을 유지보관하여야 한다.

(d) (d) 45.15(b)에 따라 해당 기술표준품에 식별표시를 하여아 한다.

(a) 당해 기술표준품 표준서의 성능표준에 대한 불일치(Deviation)를 승인받고자 하는 경우, 신청자는 성능표준불일치(Deviation) 내용이 설계특성 또는 요소에 의해 당해 성능표준과 동등한 수준의 안전성을 유지할 수 있음을 입증하여야 한다.

(b) 성능표준 불일치(Deviation)는 필요한 모든 자료와 함께 국토교통부장관에게 서면으로 승인 요청을 하여야 한다.

(a) 경미한 설계변경의 경우 기술표준품형식승인 소지자는 국토교통부장관으로부터 추가 승인을 받지 않고도 설계변경을 할 수 있다. 이러한 경우, 변경사항이 적용된 기술표준품의 모델번호는 변경되지 않아야 하며(경미한 설계변경을 식별하기 위한 부품번호의 변경은 가능), 형식승인소지자는 경미한 설계변경과 관련된 자료를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(b) 기술표준품 표준서에 대한 적합성을 판단하기 위하여 본질적으로 광범위한 조사가 필요한 설계변경은 중요 설계변경에 해당된다. 중요 설계변경의 경우, 형식승인소지자는 해당 설계변경 이전에, 당해 품목에 대해 신규 형식 또는 모델번호를 부여하여 21.605절에 따라 형식승인을 신청하여야 한다.

(c) 형식승인 소지자 이외의 자는 기술표준품에 대해 설계변경을 할 수 없다. 만약, 이전의 승인된 기술표준품에 대의 설계를 변경하고자 한다면 21.605(a)항에 따라 별도의 기술표준품 형식승인을 받아야 한다.

(a) 기술표준품형식승인 소지자는 기술표준품 형식승인을 받고 제작하는 개별 품목에 대한 다음 각 호의 기록을 제작시설 내에 보관 및 유지하여야 한다.

(1) 도면과 규격서를 포함한 개별 형식 또는 모델의 관련 기술자료

(2) 적합성 확인에 필요한 검사 및 시험이 수행되고 문서화되었음을 보여주는 검사기록

(b) 기술표준품형식승인 소지자는 (a)항 (1)호에 기술된 기록을 품목의 생산중단 시점까지 보관하여야 한다. 생산을 중단하는 경우 (a)항 (1)호의 자료를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(c) 기술표준품형식승인 소지자는 (a)항 (2)호에 기술된 검사기록은 최소 5년 동안 보관하여야 한다.

국토교통부장관이 요청하는 경우, 형식승인소지자는 다음의 각 항의 검사를 국토교통부장관에게 허용하여야 한다.

(a) 형식승인 소지자가 제작하는 당해 기술표준품 에 대한 검사

(b) 형식승인 소지자의 품질관리체계에 대한 검사

(c) 모든 시험에 대한 참관

(d) 제조 설비에 대한 검사

(e) 기술표준품에 대한 기술자료 검사

(a) 대한민국과 기술표준품의 형식승인에 관한 협정을 체결한 국가로부터 형식승인을 얻은 기술표준품은 「항공안전법」 제27조제1항의 단서조항에 따라 이 규정에 의한 기술표준품형식승인을 얻은 것으로 본다. 단, 다음 각 호의 정보를 제공하여야 한다.

(1) 체결국의 감항당국이 발행한 기술표준품 형식승인서 사본

(2) 해당되는 경우, 성능표준불일치 승인 내용

(3) 당해 기술표준품의 장착 및 계속감항성 유지에 필요한 정보

(4) 개별 기술표준품에는 체결국의 수출감항증명서가 동봉되어야 한다.

(b) (a)항에 의해 수락되어, 협정체결국으로부터 수입되는 기술표준품은 자국의 기술표준품 식별표시 요건에 따라 표시되어야 한다.

(c) (a)항에 의한 협정체결국의 기술표준품에 대한 수락은 당해 기술표준품의 항공기등에 대한 장착승인을 의미하지 않는다. 따라서, 당해 기술표준품을 항공기등에 장착하고자 하는 자는 국토교통부장관로부터 별도의 장착승인을 받아야 한다.

국토교통부장관은 기술표준품형식승인 소지자가 당해 기술표준품 표준서의 요구조건을 만족하지 못하는 경우 해당 기술표준품 형식승인서를 취소할 수 있다.

기술표준품 형식승인서는 타인 또는 다른 회사에 양도할 수 없으며, 반납, 정지 또는 기타의 사유로 국토교통부장관이 승인을 취소하는 경우를 제외하고는 계속하여 유효하다.

부 칙(2010.03.12)

제1조(시행일) 이 기준은 고시한 날로부터 시행한다.

제2조(항공기 현황자료 제출에 관한 특례) ① 21.203(c)에 따라 항공기 소유자등은 운영중인 항공기에 대한 부록 E의 항공기 현황자료를 2010년 12월 31까지 지방항공청장에게 제출하여야 한다.

②제1항에 따른 항공기별 현황자료 초도 제출시기는 항공기 운영대수 등을 고려하여 항공사가 정한다.

③항공기 소유자등은 Part 21 부록 E의 항공기별 현황자료를 초도 제출월 기준으로 12월마다 제출하여야 한다.

부 칙(2010.07.13)

제1조(시행일) 이 기준은 고시한 날로부터 시행한다.

부 칙(2016.12.28)

제1조(시행일) 이 기준은 고시한 날로부터 시행한다.

부 칙(2017.06.02)

제1조(시행일) 이 기준은 고시한 날로부터 시행한다.

부 칙(2018.04.09)

제1조(시행일) 이 기준은 고시한 날로부터 시행한다.

부 칙(2018.07.23)

제1조(시행일) 이 기준은 고시한 날로부터 시행한다.

부 칙(2020.4.6)

제1조(시행일) 이 기준은 고시한 날로부터 시행한다.

제2조(제한분류의 특별감항증명서 발급)21.185항 시행 당시 종전에 21.185항에 적용하여 특별감항증명서를 발급받은 항공기에 대해서는 종전의 21.185항을 따른다.

부 칙(2020.08.20)

제1조(시행일) 이 고시는 발령한 날부터 시행한다.

제2조(일반적 적용례) 이 고시의 개정규정은 이 고시 시행 이후 최초로 특별감항증명을 신청하는 자 또는 항공운송사업자의 정비규정 변경을 신청하는 자부터 적용한다

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항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 22

활공기에 대한 기술기준

항공기기술기준 KAS Part 22 활공기에 대한 기술기준

항공기기술기준 KAS Part 22 활공기에 대한 기술기준

목 차

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제정: 1993.08.24 22 - 개정: 2017.06.02

제정: 1993.08.24 22 - 개정: 2017.06.02

(a) 일반설계 최대중량 600kg(1,320lb)을 초과하지 아니하는 제1종, 제2종 및 제3종 활공기에 대하여는 이 기준에서 정하는 바에 의한다.

(b) 적합성의 증명 활공기의 기능적 제성질은 이 기준의 규정에 적합하다는 것을 당해 형식 활공기의 비행시험 기타의 시험 및 자료에 의하여 증명하여야 한다. 이 경우에 있어서 증명은 모든 중량 및 중심위치의 조합에 대하여 행하는 것으로 한다. 계통적 시험을 행하지 아니할 경우에는 정밀도가 직접 시험한 결과와 동등일 것을 추론할 수 있어야 한다.

(c) 「항공안전법 시행규칙」 제2조제3호에 따른 활공기의 구분은 다음과 같다.

(1) 상급활공기 : 감항분류가 제1종과 제2종인 활공기

(2) 중급활공기 : 감항분류가 제3종인 활공기로서 초급활공기 이외의 것

(3) 초급활공기 : 감항분류가 제3종인 활공기로서 윈치예항(자동차에 의한 예항을 포함한다.)에 적합하지 아니한 것

(4) 특수활공기 : 감항분류가 동력활공기(S) 또는 상급․중급․초급활공기에 속하지 않는 기타의 활공기

(d) 중량 및 중심위치

(1) 설계최대중량은 승무원의 중량한계 및 좌석수에 대하여서 고려하여야 한다.

(2) 중심위치를 결정하는데는 승무원의 중량한계 및 2개 이상의 좌석이 있을 경우 1개의 좌석만을 사용하는 상태에 대하여 고려하여야 한다. 벨러스트를 장치하는 설비가 있는 경우에 중심한계는 벨러스트를 사용한 것으로 하여 계산하여도 무방하다.

(a) 이륙 및 착륙

(1) 이륙

(i) 고무줄 사출 : 고무줄 사출을 행하는 활공기는 운용한계내의 중량 및 중심위치에 대하여 (A)부터 (C)까지의 규정에 적합하여야 한다.

(A) 이륙이 용이하고 또 활주중 과도하게 앞으로 기울어지는 경향이 없이 행하여 질 것

(B) 사출중 과도의 조종력 및 조종조작을 필요로 하지 아니할 것.

(C) 이탈없이 용이하고 또 고무줄이 활공기에 닿는 위험이 없이 될 것.

(ii) 윈치 예항(자동차 예항을 포함한다.)

윈치 예항을 행하는 활공기는 중량 중심위치 및 VW까지의 속도의 모든 조합에 대하여 (A)부터 (F)까지의 규정에 적합해야 한다. 단, 하나의 조합에 대한 증명을 행함으로써 다른 조합에 대한 증명이 합리적으로 추정될 경우에는 당해 조합에 대하여는 예외로 한다.

(A) 이륙이 용이하고 또 지상 활주중 과도하게 앞으로 기울어지는 경향이 없이 행하여 질 것.

(B) VW까지의 예항 속도에 있어서 과도의 조종력 및 과도의 조종조작을 필요로 하지 아니할 것.

(C) 예항중 과도의 종동요를 일으키지 아니할 것.

(D) 예항중 좌방향 또는 우방향으로 움직인 경우 용이하게 보통의 예항위치에 돌아갈 수 있을 것.

(E) 이탈이 용이하고 또 예항줄이 활공기에 닿을 위험이 없을 것.

(F) 예항색의 이탈장치를 조작하기에 필요한 손의 힘은 15kg(33lb)을 초과하지 아니하고 이탈조작장치를 용이하게 그 힘을 가할 수 있는 위치에 있을 것.

(iii) 비행기 예항

비행기 예항을 행하는 활공기는 중량 중심위치 및 VT까지의 속도의 조합에 대하여서 (A)부터 (G)까지의 규정에 적합하여야 한다.

(A) 이륙이 용이하고 또 지상 활주중 과도하게 앞으로 기울어지는 경향이 없이 행하여 질 것.

(B) 정상속도의 예항에 있어서 2kg(4.4lb)을 초과하지 아니할 것.

(C) 예항중 활공기 좌방향, 우방향 또는 상방향, 하방향으로 움직인 경우에 용이하게 보통의 예항위치에 돌아갈 수 있을 것.

(D) 이탈이 조종의 곤란이 없이 예항색이 활공기에 닿는 위험이 없게 돨 것.

(E) 예항색의 이탈장치를 조작함에 필요한 손의 힘은 15kg(33lb)을 초과하지 아니하는 것으로 이탈 조작장치를 용이하게 그 힘을 가할 수 있을 위치에 있을 것.

(F) 인입식 착륙장치 또는 투하식 착륙장치의 조작은 과도의 힘을 필요로 하지 아니할 것.

(G) 투하식 착륙장치는 이를 투하한 때에 활공기에 닿지 아니할 것.

(2) 착륙

(i) 비행경로에 직각이 되는 바람의 성분이 3m/s(10ft/s)의 경우에 있어서는 조종장치가 조작한계에 달함이 없고 또 조종에 곤란을 일으킴이 없이 착륙을 행할 수 있어야 한다.

(ii) 진입진중에서 플랩에어에서 브레이크 또는 스포일러를 사용한 때 및 사용하지 아니한 때의 실속도중 어느 쪽이나 큰 치

(iii) 착륙활주 중 과도하게 앞으로 기울어지는 경향이 있어서는 아니된다.

(b) 자유비행중의 비행성

(1) 일반

제1종 활공기 및 제2종 활공기는 본항의 규제에 적합하여야 한다. 단, 제3종 활공기에 대하여는 본항의 규정의 일부를 생략할 수가 있다.

(2) 실속속도 각종의 공력적 형태에 대한 VSO 및 VSI는 비행시험에 의하여 결정하여야 한다.

(3) 종의 트림, 안정성 및 조종성

(i) 종의 트림

(A) 보통의 형태로서 정상비행에 필요한 평균 조종력은 중심한계내에 모든 중심위에 대하여 1.2VSI부터 2.0VSI까지의 범위내에 있는 속도에 있어서 영으로 할 수 있어야 한다.

(B) 승강타 조종계통의 정마찰력은 종의 안정성을 해하게 되는 크기가 되어서는 아니된다. 활공기가 트림속도 이상․속도 또는 트림속도 이하의 속도의 상태에 있어서 조종간을 가만히 놓은 상태로 한 때에 활공기의 속도가 트림속도의 ±0.2VSI의 범위내에 돌아가야 한다.

(ii) 종동요 특성

승강타를 조종함으로써 심히 비행기 상태를 문란하게 한 후 조종간을 자유롭게 한 때에 활공기 정상 직전 비행에 빨리 돌아가야 한다.

(iii) 정적종안정

(A) 정상최소속도와 최대허용속도와의 사이에 어떠한 속도에 있어서도 트림속도 이하의 속도를 보유하기 위하여는 조종간을 당길 것이 필요하고 트림속도 이상의 속도를 보유하기 위하여서는 조종간을 달 것이 필요하여야 한다.

(B) 속도에 대한 조종력 곡선의 경사는 정으로 어느 정도 이상의 속도변화가 있으면 그에 따르는 조종력의 변화에 의하여 명료하게 감지할 수 있는 것이라야 한다.

(4) 횡안정, 방향안전, 트림 및 조정성

(i) 횡의 트림

(A) 정상직선비행중 보조의 조종간을 자유로이 하고 방향타 페달을 중립에 고정한 때에는 활공기가 선회하고 뱅크하는 방향이 있어서는 아니된다.

(B) 정상직선비행중 조종간을 횡도하여서 자유로이 한 때에는 조종간이 거의 중립의 위치에 돌아와 활공기 횡요함이 없이 정상짓선비행에 빨리 돌아한다.

(ii) 방향의 트림

(A) 정상직선비행중 방향타 페달을 자유로이 하고 보조의 조종간을 중립에 고정한 때에 편요하는 경향이 있어서는 아니된다.

(B) 방향타에 페달을 움직여서부터 자유로이 한 때는 활공기가 편요함이 없이 정상직선비행에 빨리 돌아가야 한다.

(iii) 횡활특성

(A) 방향타를 스토파까지 조종한 때의 횡활각까지의 사이의 모든 횡활각에 있어서 보조익이 충분히 작동하여야 한다.

(B) 방향타 각을 증가한 때에 횡활각을 감하여서는 아니된다.

(iv) 횡의 조종성

T = d/10 또는 (b/10)

(T = b/10), b : 익폭율m(ft)으로 표시한 때의 수치

(5) 실속특성 및 저속도에 있어서 비행성

(i) 정상직선비행 및 30°뱅크 정상선회비행부터 실속에 가깝게 되때 및 실속한 때에는 기체가 급격히 침하하거나 또는 추유에 들어가는 경향이 있어서는 아니된다. 이 경우에 있어서는 30°뱅크 정상선회비행에 대한 최소속도는 1.2VSI이하라야 한다.

(ii) 보통의 조종에 의하여 완전한 실속상태로부터 회복할 수 있어야 한다.

(iii) 플랩네어 브레이크 스포일러 및 착륙장치의 모든 위치의 조합하는 경우에 있어서도 (i) 및 (ii)의 규정에 적합하여야 한다.

(iv) 보통의 형태로서 1.2VSI의 정상직선비행을 하고 있을 때에 조종간을 급격히 끌어서 일으키는 실속은 급격한 것이 아니고 용이하게 빨리 회복할 수 있어야 한다.

(6) 최대 허용속도에 있어서의 운동보통 형태로 급강하하고 있을 때에 조종장치는 (i)부터 (iii)까지의 규정에 적합하여야 한다.

(i) VDF까지의 속도로 정상의 기능을 유지할 것.

(ii) 조종장치가 진동하거나 불원활의 작동을 아니할 것.

(iii) 플랩에서 브레이크 및 스포일러를 사용하고 있을 때 또는 그 최대속도까지의 속도로 사용할 때에는 과도의 조종력을 필요로 하지 아니할 것.

(7) 추유특성

(i) 추유에 들어갈 수 있는 활공기는 보통의 방법으로 추유에 들어가 5선전의 후에 보통의 회전조작 방법에 의하여 추유로부터 회복되어야 한다.

(ii) 회복조작을 시작하여 수평비행에 돌아올 때까지 잃은 고도는 100m(300ft)를 초과하여서는 아니된다.

(iii) 회복은 1선회내에 되어야 한다.

(iv) 속도 및 가속도에 의하여 활공기에 생기는 하중은 제한하중보다 충분히 작아야 한다.

(8) 곡기비행성

(i) 제1종 활공기는 보통의 형태로서 (A)에서 (F)가지의 곡기비행에 있어서 안전한 비행성을 가져야 한다.

(A) 4g까지의 급선회

(B) 복전

(C) 완횡전

(D) 복전반전

(E) 완반전

(F) 실속반전

(ii) 제2종 활공기는 보통의 형태로서 (A)부터 (C)까지의 곡기비행에 있어서 안전한 비행성을 가져야 한다.

(A) 3.5g까지의 급선회

(B) 복전

(C) 실속반전

(iii) 역복전, 급횡전 기타의 특소한 곡기비행은 특히 그를 위하여 실계된 활공기에 한하여 이를 행할 수 있다.

(9) 버퍼링

활공기는 유해한 버퍼링(실속경보로서 유리하다고 인정되는 것을 제외한다.)이 생기는 것이어서는 아니된다.

(a) 일반

(1) 강도상의 요건은 제한하중 및 종극하중에 의한다.

(2) (i) 비행하중 및 지상하중은 원칙적으로 활공기의 중량 및 관성력과 균형이 잡히어야 한다.

(ii) 하중의 분포는 안전칙의 근사적 상태 또는 거의 실제의 상태로 하여야 한다.

(3) 비행하중 및 지상하중에 의하여 일어나는 구조부분의 변형을 위하여 외력 또는 응력의 공포가 명료히 변하는 경우에는 이를 고려에 넣어서 강도를 계산하여야 한다.

(4) 안전율은 다음표에 정하는 외에는 1.5로 한다.

구 분 | 안전율

금구 주물 조종계통 접수의 면압 조종면의 힌지의 면압 조종면의 힌지겸용의 비트는 관 강색의 단말 강선의 단말 | 1.7 3.0 5.0 10.0 2.3 2.0 2.5

(5) 변형

(i) 구조는 제한하중에 대하여 안전성 유해한 변형 및 잔유변형을 생기계 하여서는 아니된다.

(ii) 구조는 종극하중에 대하여 적어도 3초간은 파괴하는 일없이 감당하는 것이라야 한다.

(b) 비행하중

(1) 대칭운동하중배수

(i) 일반 강도상의 요건은 다음에 게기하는 운동포위선도 밒 그 내부의 모대기속도와 제한운동하중배소와의 조합에 있어서 적합하여야 한다. 이 경우에 있어서 제한운동하중배수라 함은 비행경로에 수직한 전양력 활공기의 중량으로 제한치를 말한다.

(ii) 제한하중 하중배수 운동포위선 위에 있어서 n1, n2 및 n3의 수치는 다음표에 정하는 치보다 작아서는 아니된다.

종별 제한운동하중배수 | 제1종 | 제2종 | 제3종

n1 n2 n3 | 6.5 5.0 2.5 | 5.0 4.0 2.5 | 4.0 3.0 1.5

(iii) 설계속도

(A) 운동포위선도에 있어서 설계운동속도 VA는 VSI으로 한다. 이 경우에 있어서 VSI은 설계 최대중량에 있어서 플랩을 올린 때의 실속속도를 말한다.

(B) 운동포위선도에 있어서 설계비행성황속도 VT는 110km/n(68mph)이하 이어서는 아니된다.

(C) 운동포위선도에 있어서 설계강하속도 VD는 다음표에 게기하는 치보다 작은 치가 되어서는 아니된다. 또 1.4VT이하의 치가 되어서는 아니된다.

종별 설계급강하속도 | 제1종 | 제2종 | 제3종

VD | 5.5VSI | 4.5VSI | 3.0VSI

(iv) (i)에서 규정하는 조건하에 생기는 하중을 계산하기에는 (A)부터 (D)까지에 게기하는 조건에 따라서 하여야 한다.

(A) 대기속도가 변화 아니하는 것으로 할 것.

(B) 영각이 급격히 변화하는 것으로 할 것.

(C) 각 가속도는 고려하지 아니하여도 무방하다.

(D) 플랩 착륙장치 에어 브레이크 스포일러 등은 사용하지 아니하는 상태로 할 것.

(2) 돌풍하중

(i) 적용의 범위

표준돌풍 상태는 운중비행 및 특별한 악기류중의 비행을 피하는 활공기에 악기류 돌풍 상태는 그러한 비행을 행하는 활공기 및 제1종 활공기에 적용하는 것으로 한다.

(A) 표준돌풍 상태에 있어서의 제한하중은 2.0VSI의 속도로 직선수평비행을 하고 있을 때 15km/s(50ft/s)의 유효순간 수직돌풍을 받은 것으로 하여 생기는 하중으로 하여야 한다.

(B) 악기류 돌풍 상태에 있어서 활공기의 제한하중은 2.5VSI의 속도로 직선수평비행을 하고 있을 때 20km/s(66ft/s)의 유효순간 수직돌풍을 받는 것으로 하여 생기는 하중으로 하여야 한다.

(C) (A) 및 (B)의 경우에 있어서 K는 실제의 수직돌풍속도 U를 유효순간 수직돌풍 속도로 하기 위한 계수로 하고 원칙으로 다음식에 의하여 계산하는 것으로 한다.

K = 0.4(W/S)1/4

[K = 0.3(W/S)1/4]

W/S : 익면하중을 kg/m2(lb/ft2)으로 표시한 때의 수치

(ii) 돌풍하중배수

(A) 돌풍하중배수 n을 계산함에는 활공기의 속도와 비행경로는 변하지 아니하는 것으로 하고 주익의 영각은 tan-1Ku/V만 변화하는 것으로 하고 또 다음의 식에 의하여야만 한다.

n = L/W

L : W±90(△CL)SV2

L : 돌풍을 받은 때의 양력 kg(lb)

W : 활공기의 설계중량 kg(lb)

△CL : 영각의 변화에 의한 양력배수의 변화량이 경우에 있어서 양력배수 일영각곡선은 적상태의 경우를 사용하여도 무방하다. 단, 실속후의 △CL은 영으로 한다. 부의 최대양력계수는 타에 적당한 자료가 없을 때에는 -0.8로 한다.

S : 익면적 m2(ft2)

V : 비행속도(E.A.S) m/S(ft/s)

(iii) 수평미익의 영각은 주익이 돌풍을 받는 때에 변하는 것으로 가정한다. 수평미익의 영각의 변화는 주익에 불어내리는 각 및 선세비의 효과를 적당히 고려하는 것으로 하고 타에 적당한 재료가 없을 때에는 0.5tan-1Ku/V로 한다. 이 경우에 있어서 활공기는 중요하지 않은 것으로 가정하여도 무방하다.

(3) 플랩 에어 브레이크 또는 스포일러를 조작한 때의 비행하중 플랩 에어 브레이크 또는 스포일러를 비치하고 있는 경우에는 (i)부터 (iv)까지의 조건에 적합하여야 한다.

(i) 에어 브레이크 도는 스포일러는 사용한 때의 종극속도는 초과금지 속도 VNF를 초과하지 아니할 것. 단, 착륙용으로 설계한 스포일러를 사용한 때에는 예외로 한다.

(ii) 플랩을 비치하고 있는 경우의 설계플랩 내린속도 VF는 1.7VSO이상일 것. 이 경우에 있어서 VSO는 설계 최대중량으로 플랩을 착륙위치로 한 때의 실속속도이다.

(iii) 활공기의 구조부분의 제한하중은 착륙용 플랩을 최대위치로 사용하고 또 비행하중배수 2.0으로 한 때의 하중으로 한다. 운중비행을 하는 활공기의 구조부분의 제한하중은 설계 급강하 속도 VD에 있어서 에어 브레이크 또는 스포일러를 최대위치로 사용한 때 하중을 고려한 것이라야 한다.

(iv) 각부의 구조는 플랩이 대칭비행상태에서 일어나는 가장 심한 하중을 편칙으로 받아 반대칙에는 하중이 80%이하의 하중을 받은 경우에 충분한 강도를 가져야 한다.

(c) 조종계통하중

(1) 일반 조종계통의 제한하중을 다음표에 게기하는 구분에 의한 조종자의 제한조종력에 의하여 생긴 것으로 하여야 할 것. 단 제한조종력의 치가 동표에 게기하는 치보다 적은 것이 증명되는 경우에는 동표의 치는 그 2/3이상의 치에 한하여 그 치를 사용할 수 있다. 복조종장치의 제한조종력은 2인의 조종자가 각각 동표에 게기하는 조종자의 제한조종력의 3/4치에 같은 힘으로 동방향 및 반대방향에 조종하는 경우에 대하여서는 고려된 것이라야 한다.

조종계통종별 | 조종자의 제한조종력kg(lb) | 하중을 거는 방향

승강타 | 60(132) | 조종간(륜)을 붙잡는 점에 있어서의 누르는 방향 및 끄는 방향

보조익 | 30(66) 24(53) | 조종간(륜)을 붙잡는 점에 있어서의 횡의 방향 조종륜의 직경의 양단에 있어서 각각 반대의 절선반향

방향타 | 60(132) 100(220) | 방의 페달의 발의 접촉점에 있어서 누르는 방향 양측의 페달의 접촉면에 있어서 누르는 방향

플랩 트림탭 에어 브레이크 | 30(66) | 붙잡는 점에 있어서의 누르는 방향 및 당기는 방향양단에

예항이탈장치 | 30(66) | 붙잡는 점에 있어서의 당기는 방향

(2) 조종계통에 사용하는 색의 장력

온돌 및 온돌의 변화에 대하여 부당한 인장 또는 이완이 생기지 아니하게 적당히 고려하여야 한다. 활공기의 구조부분의 변형에 의하여 조종계통내에 생기는 하중에 대하여 고려하여야 한다.

(3) 신장의 비율 (1)의 규정에 의한 제한하중을 걸었을 때에 조종계통의 스트레인은 50%이상이 되어서는 아니된다. 이 경우에 있어서 스트레인은 100a/A로 주어진다.

A : 조종면을 자유로이 하는 경우에 있어서 조종간 또는 방향타 페달의 가동범위

a : 조종면을 중립에 조종하여 조종자의 조종 제한력에 상당한 하중을 조종간 또는 방향페달에 걸은 경우에 있어서는 그의 유동량

(d) 고무색출하중, 위치예항하중 및 비행기 예항하중

(1) 고무색출 후크에 3W의 제한하중이 전향에 걸쳐 동시에 기체인 상부에 3W의 제한하중의 후향에 걸리게 하여야 한다.

W : 활공기의 설계최대중량

(2) 윈치 예항하중 : 예항하중(자동차 예항하중을 포함한다.)은 (i)에 규정하는 하중에 (ii)부터 (iv)까지에 규정하는 하중을 각각 따로 가산한 경우의 하중으로 한다.

(i) 예항색에 의한 하중 활공기가 속도 VW로 수평비행을 하고 있을 때 비행방향의 전하방 0°부터 75°의 사이에 있어서 예항후 그에 사용하는 하중이 경우의 VW는 제1종 활공기 및 제2종 활공기에 있어서는 110km/h(68mph)이상 제3종 활공기에 있어서는 80km /h(50mph)이상으로 한다.

(ii) 돌풍하중비행경로에 수직으로 75km/s(25kft/s)의 상향 또는 하향의 돌풍을 받았을 때의 하중이 경우에 있어서 K 및 환풍하중계수는 (b)(2)(i)(C) 및 (ii)에 규정하는 바에 의한다.

(iii) 편요하중방향타가 중립인 때에는 20°편요인 경우에 있어서 미익에 걸리는 하중이 경우에 있어서 미익에 걸리는 하중은 (e)에 규정하는 미익하중의 3/4으로 한다.

(iv) 동요하중예항색에 의한 하중이 급격히 증대하여 예항색 안전장치의 파경강도 1.2배에 달한 대의 하중이 경우에 있어서 활공기의 직선관성력 및 회전관성력은 고려하지 아니하여도 무방하다. 또 예항색 안전장치의 파경강도는 활공기의 최대중량의 2배 이상으로 한다.

(3) 비행기 예항하중 : 비행기 예항하중은 (i)에 규정하는 하중에 (ii) 및 (iii)에 규정하는 하중을 각각 따로 가산한 경우의 하중으로 한다.

(i) 예항색에 의한 활공기가 속도 VT로 수평비행을 하고 있을 때 비행방향의 전상향 30°부터 전하향 30°의 사이에 좌방 15%부터 우방 15°의 사이에 있어서 예항후 그에 작용하는 하중

(ii) 돌풍하중 : 비행경로에 수직으로 12km/s(30kft/s)의 상향 도는 하향의 돌풍을 받을 때와 하중. 이 경우에 있어서 K 또는 돌풍하중배수는 (b)(2)(i)(C) 및 (ii)에 규정하는 바에 의하는 것으로 한다.

(iii) 동요하중 : 예항색에 의한 하중이 급격히 증대하여 예항색 안전장치의 파괴강도의 1.2배에 달한 때의 하중. 이 경우에 있어서 활공기의 직선관성력은 고려하지 아니하여도 무방하다. 또 에항색 안전장치의 파괴강도는 활공기의 최대중량의 2배이상으로 한다.

(e) 미익하중 : 미익의 구조는 각 비행상태에 있어서 생기는 균일하중 또는 조타하중중 가장 심한 하중에 감당하여야 한다. 이 경우에 있어서 미익하중을 결정하기 위한 적당한 자료가 없을 때에는 다음의 티에 의하여도 무방하다.

제한하중 제3종 활공기 67kg/m2(14lb/ft2)

제2종 활공기 100kg/m2(21lb/ft2)

(f) 지하하중 : (i)부터 (v)까지의 규정하는 하중을 제한하중으로 하여야 한다. (i)부터 (v)까지의 규정중에 있어서 W는 활공기의 최대중량으로 한다.

(i) 스키착륙의 경우 종측에 대하여 수직상방에 작용하고 중심을 통한 제1종 활공기 및 제2종 활공기에 있어서는 4W, 제3종 활공기에 있어서는 5W의 하중.

(ii) 스키전반 착륙의 경우 대층면내에 종측에 대하여 45°후 상방에 작용하는 (i)에 게기한 하중

(iii) 후방스키착륙의 경우 지면에 수직으로 작용하고 그 합력이 중심을 통하는 (i)에 게기한 하중

(iv) 횡활착륙의 경우 (i)의 경우의 하중 작용점에 있어서 횡축에 평행으로 좌방 및 우방에 작용하는 것으로서 제1종 활공기 및 제2종 활공기에 있어서는 0.7W, 제3종 활공기에 있어서는 0.1W의 하중.

(v) 익단착륙의 경우 활공기의 중량이 스키와 후방스키로 지탱되는 상태에서 편익단에 후향으로 작용하는 35kg(77lb)의 하중.

W : 활공기의 설계최대중량

(a) 일반

(1) 일반설계 및 구조에 대하여서의 적부 또는 신뢰성은 시험에 의하여 설명되어야 한다. 안전한 운용에 필요한 가동부분의 기능은 국토교통부장관이 적당하다.고 인정한 시험에 의하여 증명하여야 한다.

(2) 재료 구조부분에 사용하는 재료는 국토교통부장관이 적당하다고 인정하는 것이라야 한다.

(3) 공작법 구조부분에 사용하는 구조 및 취부방법은 예상되는 사용상태하에서 충분히 신뢰될 것이라야 한다.

(4) 보호 모든 구조 부분은 부식 마손 또는 기타의 원인에 의한 사용중의 강도 저하에 대하여 적당히 보호하여야 한다.

(5) 안전장치 구조부 조종계통 및 기타 기계적 결함부에는 국토교통부장관이 승인한 방식의 안전장치를 하여야 한다.

(6) 점검창 검사 및 손질을 필요로 하는 부분에는 점검창을 설치하여야 한다.

(b) 조종계통의 설계

(1) 일반

(i) 모든 조종장치는 용이 원활하고 확실히 조작되는 것이라야 한다.

(ii) 조종장치는 조작하는 방향을 될 수 있는대로 활공기의 운동방향에 일치시키거나 또는 피조작부의 운동방향에 일치시켜야 한다.

(iii) 조종장치는 조종자가 안전밴드를 하고 조작할 때 그 운동범위가 활공기의 구조부분 또는 조종자의 의복에 의하여 방해가 되지 아니하게 배치하여야 한다.

(2) 플랩조작장치

(i) 조작 플랩조작장치는 조종자가 용이하고 확실히 조작되는 것이라야 한다. 또 플랩 조작후 조종자가 주의하지 아니하여도 그 위치에 확실히 보지하는 것이라야 한다.

(ii) 위치지시기 플랩의 위치를 조종자에게 지시하는 장치를 설비하여야 한다.

(iii) 동요위치 편축의 플랩이 최대로 내린 위치 반대측의 플랩이 완전히 올린위치에 있는 때에는 활공기가 완전한 비행성을 가지고 있는 것을 증명하지 아니하는 한 좌우 양 플랩의 사이에 신뢰할 수 있는 동조장치를 하여야 한다.

(3) 에어 브레이크 및 스포일러

(i) 에어 브레이크 또는 스포일러를 가지고 있는 경우에는 의도하지 아니하는 작동을 막는 수단을 강구하여야 한다.

(ii) 위치 지시기에 대하여는 (b)(2)(ii)의 규정을 준용한다.

(iii) 설계속도 VBS까지의 모든 속도로 에어 브레이크 또는 스포일러를 열 수 있어야 한다. 단, 닫혔을 경우에는 이 속도이하라도 무방하다.

(4) 방향타 페달에는 조종자가 발을 헛딛는 일이 없도록 고려되어 있어야 한다.

(5) 조종장치의 장비법

(i) 모든 조종장치는 폐․색 또는 간이 이물에 의하여 움직이지 않게 되거나 서로 흔들리거나 승무원에게 방해하거나 또는 활공기의 구조․부분을 상하지 아니하게 취부하여야 한다. 색은 이완되었을 때에 활차에서 빠져서는 아니된다.

(ii) 조종장치의 스토파 조종장치의 운동범위는 적당한 스토파에 의하여 확실히 제한되어야 한다.

(6) 예항이탈장치

예항이탈장치는 예상되는 모든 상태에서 작동되고 조종자가 용이하고 확실히 조작되는 것이라야 한다.

(c) 조종석의 설계

(1) 조종석의 시계

(i) 방풍 및 그 주위의 구조는 충분히 넓고 명료하고 충분한 시계를 가진 것이라야 한다.

(ii) 조종석에 덮개가 있는 경우에는 곧 열 수 있는 창을 가까이 설치하고 그것을 열 경우에 전방 및 하방의 시계를 충분히 얻을 수 있어야 한다.

(2) 상해에 대한 보호

(i) 승무원을 상해할 우려가 있는 부분에는 쿳숀이 되어 있어야 한다.

(ii) 장비품 및 그 장착시는 승무원에게 상해를 주지 아니하게 고려되어야 한다.

(3) 비상탈출

(i) 활공기는 비상의 경우에 있어서 승무원이 신속히 탈출할 수 있게 고려된 것이라야 한다.

(ii) 발풍은 비상의 경우에 있어서 간단하고 신속히 떼어낼 수 있는 것이라야 한다.

(4) 안전밴드 및 박대

안전밴드 및 박대는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(i) 안전밴드 박대 및 이들의 장착부에 대하여는 다음에 게기하는 하중을 제한하중으로 하여야 한다.

(A) 안전밴드 활공기의 대칭면내에서 종축에 대하여 전방 0°부터 전상방 45°까지의 사이에 작용하는 450kg(990lb)의 하중.

(B) 박대 활공기의 대칭면내에서 종축에 대하여 전상방 30°부터 전하방 30°의 사이에서 작용하는 930kg(1,980lb)의 하중 및 수직하방에 작용하는 350kg(770lb)의 하중.

(ii) 안전밴드는 승무원의 요부후하방 약 45°의 방향에 통하여 장착되는 것이라야 한다. 박대는 승무원의 상반신을 후방에서 보지하는 것이라야 한다.

(a) 장비품은 소정의 형식의 것으로서 장비한 때의 기능이 충분히 신뢰되는 것이라야 한다.

(b) 계측기는 종자가 용이하게 읽을 수 있도록 배치하여야 한다.

(c) 장비하여야 할 계측기의 종류는 다음의 게기하는 것으로 한다.

(1) 제1종 활공기 및 제2종 활공기에 있어서는 속도계 및 고도계

(2) 윈치 예항을 행하는 제3종 활공기에 있어서는 VW를 판정하는 장치

(d) 활공기에는 승무원에 대한 안전밴드 및 박대를 상비하여야 한다.

(e) 장비품은 그 자체 및 그 장비에 의하여 활공기의 감항성을 해함이 없는 것이라야 한다.

(a) 일반

(1) 일반

(i) 운용한계는 (a)(2)부터 (a)(7)까지 규정하는 바에 의하는 것으로 한다.

(ii) 운용한계 기타 필요한 운용상의 주의사항은 비행규정에 기재하여야 한다.

(2) 적재한계

(i) 자중 : 자중은 승무원 파라슐 기타 용이하게 움직일 수 있는 적재물의 자중을 포함하지 아니한 것으로 한다.

(ii) 최대중량 : 최대중량은 설계최대중량이상으로 한다.

(iii) 최대적재중량 : 최대적재중량은 최대중량과 자중과의 차를 초과하여서는 아니된다.

(iv) 중심 : 중심범위는 설계중심범위 또는 비행시험 기타의 기능시험에 의하여 그 안전성이 증명된 중심범위의 어느 범위를 초과하여서는 아니된다.

(3) 대기속도한계 : 속도는 지시대기속도 I.A.S로 표시하는 것으로 하고 대기속도한계는 (i)부터 (v)까지 규정하는 바에 의한다.

(i) 초과금지속도 VNE는 설계급강하속도 VD의 0.9배 또는 비행시험에 의하여 증명된 급강하속도 VDF의 0.195배중 어느 쪽이나 적은 속도이하라야 한다.

(ii) 급강하속도 : 급강하속도 VDF는 신청자가 선정한 것으로 한다.

(iii) 에어 브레이크 또는 스포일러는 사용할 때의 속도 이 속도는 설계속도의 0.9배 또는 비행시험에 의하여 증명된 속도의 0.05배중 어느 쪽이나 적은 속도이하라야 한다.

(iv) 플랩속도 : 플랩내린속도 VFE는 설계속도의 0.9배 또는 비행시험에 의하여 증명된 속도의 0.9배중 어느 쪽이나 적은 속도이하라야 한다.

(v) 예항속도 비행기 예항속도 VT 및 윈치 예항속도 VW(자동차 예항을 포함한다.)는 설계최대속도 또는 비행시험에 의하여 증명된 최대속도중 어느 쪽이나 적은 속도이하라야 한다.

(4) 제1종 활공기는 다음에 게기하는 곡기비행을 행할 수 있다. 단, 국토교통부장관이 필요로 인정할 때에는 어느 종류의 곡기비행을 금지할 수 있다.

(i) 4g까지의 급선회

(ii) 복전

(iii) 완횡전

(iv) 복전발전

(v) 완발전

(vi) 실속발전

(5) 제2종 활공기는 다음에 게기하는 곡기비행을 행할 수 있다. 단 국토교통부장관이 필요하다고 인정할 때에는 어느 종류의 곡기비행을 금지할 수 있다.

(i) 3.5g까지의 급선회

(ii) 복전

(iii) 실속발전

(6) 제3종 활공기는 곡기비행을 행하지 못한다.

(7) 운중비행제한 악기류 돌풍상태에 적합한 활공기 이외의 활공기는 운중비행 또는 악기류 상태에 있어서 비행할 수 있다.

(8) 야간비행 활공기는 야간비행에 필요한 장비를 한 것이 아니면 야간비행을 하여서는 아니된다.

(9) 하중배수한계 : 하중배수한계는 30.5의 (b)(1)의 규정에 의하여 정하여진 제한하중배수 이하라야 한다.

(b) 게시판 및 표지

(1) 게시판 : 게시판은 다음 사항을 기재하여 조종자의 보기 쉬운 위치에 게시하여야 한다.

(i) 최대중량 자중 및 최대적재량

(ii) 중심위치를 중심범위내에 보지하기 위한 밸러스트의 조절에 관한 사항

(iii) 대기속도한계

(iv) 활공기의 복류와 곡기비행의 종류 및 개시속도

(v) 예항색 안전장치의 파괴강도

(vi) 자중중에 포함되는 장비품 등의 품목

(2) 속도계 눈금판 표지 속도계 눈금판에는 다음의 표지를 한 속도한계를 명시하여야 한다.

(i) 초과금지속도에 대하여는 적색 방사선

(ii) 상용운용범위에 대하여는 녹색 호선

(iii) 플랩조작속도에 대하여는 VSO부터 VFS까지의 백색 호선

(3) 조작표지 조작장치에는 그 기능 및 조작방법을 명시하는 표지를 하여야 한다. 예상후크에는 비행기 예항용 또는 윈치 예항용의 별을 명시하는 표지를 하여야 한다.

(a) 활공기의 예항장치 및 사출장치는 국토교통부장관의 승인을 받은 것이라야 한다.

(b) 예항장치는 언제나 예항색을 이탈 또는 절단할 수 있는 장치를 비치하여야 한다.

[압축 안 파일: 04 항공기기술기준 Part 23 보통류 비행기.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 23

감항분류가 보통(N)인

비행기에 대한 기술기준

제정: 1993.08.24 23 - 개정: 2009.07.13항공기기술기준 KAS Part 23 N,U,A,C류 비행기 기술기준 제정: 1993.08.24 23 - 개정: 2018.04.09항공기기술기준 KAS Part 23 감항분류가 보통(N)인 비행기 기술기준목 차

제정: 1993.08.24 23 - 개정: 2009.07.13

항공기기술기준 KAS Part 23 N,U,A,C류 비행기 기술기준

제정: 1993.08.24 23 - 개정: 2018.04.09

항공기기술기준 KAS Part 23 감항분류가 보통(N)인 비행기 기술기준

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기록장치들과 감항성유지지침서(Recorders and ICA)

Subpart A 일반(General)

Subpart B 비행(Flight)

성능(Performance)

비행특성(Flight Characteristics)

Subpart C 구조(Structures)

구조 하중(Structural Loads)

구조성능(Structural Performance)

설계(Design)

구조적 탑승자 보호(Structural Occupant Protection)

Subpart D 설계 및 구조(Design and Construction)

탑승자 시스템 설계 보호(Occupant System Design Protection)

화재 및 고에너지 보호(Fire and High Energy Protection)

Subpart E 동력장치(Powerplant)

Subpart F 장비(Equipment)

(Electrical and electronic system lightning protection)20

Subpart G 비행승무원 인터페이스 및 기타정보(Flightcrew Interface and Other Information)

(Instrument markings, control markings, and placards)22

부록 A 감항성유지지침서(Instructions for Continued Airworthiness)24

기록장치들과 감항성유지지침서(Recorders and ICA)

(a) 항공기 운항에 관한 법령에 따라 요구되는 조종실 음성기록장치는 승인받은 것이어야 하고, 다음 각 호에 해당하는 사항을 기록할 수 있도록 장착하여야 한다.

(1) 비행기내에서 무선으로 송신 또는 수신되는 음성통신

(2) 조종실에서 이루어지는 비행승무원들의 음성통신

(3) 비행 승무원들이 조종실에서 비행기의 인터폰 시스템을 이용한 음성통신

(4) 헤드셋이나 스피커를 통해 전달되는 항법 또는 접근 보조에 관한 음성 또는 오디오 신호

(5) 승객 스피커 시스템이 구비되어 있고 이 절의 (c)(4)(ii)항의 요건에 따라 제4채널을 이용할 수 있는 경우 승객 스피커 시스템을 사용하는 비행승무원의 음성통신

(6) 데이터링크(datalink) 통신 장치가 장착된 경우 모든 데이터링크 통신 장치는 승인된 데이터 메시지 세트(message set)를 사용하여야 한다. 데이터링크 메시지는 사용 가능한 데이터로 신호를 변환하는 통신 장치에서 출력되는 신호로 기록되어야 한다.

(b) 이 절의 (a)(2)항에서 규정하는 기록 요건을 충족시키기 위하여 정조종사석과 부조종사석에서 발생하는 음성통신과 조종실에 있는 다른 승무원의 음성통신을 기록하는데 가장 좋은 위치에 조종실용 지역 마이크를 설치하여야 한다. 이 항에서 규정하는 마이크는 비행 중에 조종실 내의 소음상태에서 녹음되고 재생 시에 기록된 통신의 명료도를 높일 수 있는 위치에 있어야 한다. 또한 필요한 경우 기록장치의 프리앰프와 필터를 조절하거나 추가하여야 한다. 기록장치의 반복된 청각적 또는 시각적 재생은 명료도를 평가하는 데 사용될 수 있다.

(c) 조종실 음성기록장치는 다음 각 호의 음원으로부터 받은 이 절의 (a)항에 규정한 통신 또는 오디오 신호가 분리된 채널에 기록되도록 장착하여야 한다.

(1) 제1채널에는 정조종사 좌석에서 사용하는 붐, 마스크, 휴대용 마이크, 헤드셋 또는 스피커로부터의 음원

(2) 제2채널에는 부조종사 좌석에서 사용하는 붐, 마스크, 휴대용 마이크, 헤드셋 또는 스피커로부터의 음원

(3) 제3채널에는 조종실용 지역 마이크로부터의 음원

(4) 제4채널에는 다음으로부터 나오는 음원

(i) 세 번째와 네 번째 승무원 좌석에서 사용하는 붐, 마스크, 마이크, 헤드셋 또는 스피커로부터의 음원

(ii) 이 절의 (c)(4)(i)항에서 규정하는 좌석이 요구되지 않거나 이 좌석의 신호가 다른 채널에서 기록되고, 승객 스피커 시스템의 신호가 다른 채널에서 기록되지 않는 경우 승객 스피커 시스템과 함께 사용되고 있는 조종실 마이크로부터의 음원

(5) 이 절의 (c)(1), (2) 및 (4)항의 마이크에 수신되는 모든 소리는 가급적 인터폰/발신기 작동스위치의 위치와 관계없이 차단되지 않고 기록되어야 한다. 인터폰, 기내 방송시스템 또는 라디오 수신기가 사용되고 있을 때만 비행승무원의 측음(sidetone)이 발생하도록 설계하여야 한다.

(d) 조종실 음성기록장치는 다음 각 호의 요건에 따라 장착하여야 한다.

(1) 전력에 관한 사항

(i) 필수 또는 비상용 부하에도 서비스에 문제가 없어야 하고 조종실 음성기록장치의 작동에 대하여 최고의 신뢰성을 제공하는 버스로부터 전력을 공급받아야 한다.

(ii) 조종실 음성기록장치는 비행기의 비상 운항을 방해하지 않으면서 가능한 오래도록 전력을 유지하여야 한다.

(2) 충돌충격을 받은 후 10분 이내에 음성기록장치를 정지시키는 동시에 각 기록 소거 기능의 작동을 방지하는 자동장치를 갖추어야 한다.

(3) 음성기록장치의 정상 작동 여부를 비행 전에 점검하기 위한 청각적 또는 시각적 수단을 갖추어야 한다.

(4) 기록장치 외부에서 발생된 단일 전기적 고장으로 조종실 음성기록장치와 비행기록장치 모두가 작동불능이 되어서는 아니 된다.

(5) 조종실 음성기록장치는 다음 각 호와 같은 독립적인 전원을 갖추어야 한다.

(i) 전원은 조종실 음성기록장치와 조종실용 지역 마이크 모두를 작동하기 위하여 10 ± 1분의 전력을 공급하여야 한다.

(ii) 전원은 최대한 조종실 음성기록장치와 가까운 곳에 위치하여야 한다.

(iii) 조종실 음성기록장치와 조종실용 지역 마이크는 정상적인 전원 차단이나 전력 버스로 전원이 공급되지 않는 것으로 인하여 조종실 음성기록장치로 공급되는 모든 다른 전력 공급이 중단되는 경우 자동적으로 전환되어야 한다.

(6) 조종실 음성기록장치와 비행기록장치를 모두 장착하여야 하는 경우 조종실 음성기록장치의 컨테이너는 비행기록장치와 분리되어야 한다. 조종실 음성기록장치 요건만을 만족하여야 하는 경우 조종실 음성기록장치와 비행기록장치가 통합된 장치를 장착할 수 있다.

(e) 조종실 음성기록장치 컨테이너는 충돌 충격으로 인한 컨테이너의 파열 가능성과 연이어 발생하는 화재에 의한 열 손상을 최소화할 수 있는 위치에 장착하여야 한다.

(1) 이 절의 (e)(2)항에 규정된 것을 제외하고, 조종실 음성기록장치 컨테이너는 가능한 기체 뒤쪽의 가장 먼 곳에 위치하여야 하며, 장착위치가 여압이 되지 않는 부분일 필요는 없다. 충돌 시 기록장치 컨테이너가 손상될 우려가 있는 후방 엔진 구조인 경우 후방에 장착하지 않아도 된다.

(2) 조종실 음성기록장치와 디지털 비행기록장치를 각각 1대씩 설치하는 대신 두 대의 디지털 비행기록장치와 조종실 음성기록장치를 통합한 장치를 설치하는 경우 조종실 음성기록장치 요건을 만족하기 위해 설치되는 통합장치는 조종 근처에 장착되어야 한다.

(f) 조종실 음성기록장치에 대용량 소거장치가 구비되어 있는 경우 장비 설치는 충돌 충격을 받는 동안 소거장치가 의도하지 않게 작동되고 운영될 가능성을 최소화하도록 설계되어야 한다.

(g) 조종실 음성기록장치 컨테이너는 다음 각 호의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 밝은 오렌지색 또는 밝은 노란색이어야 한다.

(2) 수중에서도 그 위치를 식별하기 쉽도록 외부 표면에 반사 테이프를 부착하여야 한다.

(3) 항공기 운항에 관한 규정에서 요구하는 경우 충돌 충격을 받는 동안 쉽게 분리되지 않는 방법으로 고정된 컨테이너 표면 또는 그 주변에 수중위치전파발신장치(Underwater Locating Device)를 구비하여야 한다.

(a) 항공기 운항에 관한 규정에 따라 요구되는 비행기록장치는 다음 각 호에 따라 장착되어야 한다.

(1) 비행기 수준의 요구조건과 23.2500항에 명시된 기능을 충족하는 측정원으로부터 획득하는 대기속도, 고도 및 방향 자료가 제공되어야 한다.

(2) 수직 가속도 센서는 견고하게 장착하고, 비행기의 승인된 무게중심 한계 이내 또는 비행기의 평균공력시위의 25%를 초과하지 않는 범위의 전후거리의 종축에 위치하여야 한다.

(3) 전력에 관한 요건

(i) 필수 또는 비상용 부하에도 서비스에 문제가 없어야 하고 비행자료기록장치의 작동에 대하여 최고의 신뢰성을 제공하는 버스로부터 전력을 공급받아야 한다.

(ii) 비행자료기록장치는 비행기의 비상 운항을 방해하지 않으면서 가능한 오래도록 전력을 유지하여야 한다.

(4) 비행 전에 기록장치의 저장매체에 데이터가 정상적으로 기록되는지 여부를 점검하기 위한 청각적 또는 시각적 수단을 갖추어야 한다.

(5) 엔진을 구동하는 전기 발전시스템으로부터 단독으로 전력을 공급받은 비행기록장치를 제외하고는 충돌 충격을 받은 후 10분 이내에 데이터 소거기능을 갖춘 기록장치를 정지시키는 동시에 데이터 소거기능이 작동하는 것을 방지하는 자동장치 갖추어야 한다.

(6) 기록장치 외부에서 발생된 단일 전기적 고장으로 조종실 음성기록장치와 비행기록장치 모두가 작동불능이 되어서는 아니 된다.

(7) 조종실 음성기록장치와 비행기록장치를 모두 장착하여야 하는 경우 조종실 음성기록장치의 컨테이너는 비행기록장치와 분리되어야 한다. 비행자료기록장치 요건만을 만족하여야 하는 경우 조종실 음성기록장치와 비행자료기록장치가 통합된 장치를 장착할 수 있다. 23.1457(e)(2)항에 적합한 조종실 음성기록장치로 통합된 장치가 장착된 경우 통합된 장치는 비행자료기록장치 요구조건에 적합한 것을 사용하여야 한다.

(b) 사출되지 않는 기록장치 컨테이너는 충돌 충격으로 인한 컨테이너의 파열 가능성과 연이어 발생하는 화재로부터의 손상을 최소화할 수 있는 위치에 장착하여야 한다. 이 요건에 충족하기 위해 기록장치 컨테이너는 가능한 기체 뒤쪽의 가장 먼 곳에 위치하여야 하며, 여압실 보다 후방에 둘 필요는 없다. 충돌 시 기록장치 컨테이너가 손상될 우려가 있는 후방 엔진 구조인 경우 후방에 장착하지 않아도 된다.

(c) 대기속도, 고도 및 방위에 관한 비행기록장치 상의 수치와 정조종사용 계기에 보정계수를 고려하여 표시되는 수치 사이의 상관관계를 설정하여야 한다. 이 경우 상관관계는 비행기가 운용될 대기속도 범위, 제한 고도 범위 및 360도 방위를 포함되어야 하며, 상관관계는 지상에서의 상관관계를 설정할 수 있다.

(d) 기록장치 컨테이너는 다음 각 호의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 밝은 오렌지색 또는 밝은 노란색이어야 한다.

(2) 수중에서도 그 위치를 식별하기 쉽도록 외부 표면에 반사 테이프를 부착하여야 한다.

(3) 항공기 운항에 관한 규정에서 요구하는 경우 충돌 충격을 받는 동안 쉽게 분리되지 않는 방법으로 고정된 컨테이너 표면 또는 그 주변에 수중위치전파발신장치(Underwater Locating Device)를 구비하여야 한다.

(e) 어떤 전용 변수가 기존의 요건을 대신하거나 추가되어 비행기록장치에 기록되어야 하는 경우 비행기의 새롭거나 특별한 설계 또는 운용 특성이 평가되어야 한다.

신청자는 감항당국이 인정할 수 있는 감항성유지지침서를 이 기술기준의 부록 A에 따라 준비하여야 한다. 첫 비행기의 인도 또는 표준감항증명서 발행 중 나중에 일어하는 시기 전에 지침서의 완성을 보장하는 계획이 있는 경우 형식증명 시 지침서가 완성되지 않을 수 있다.

Subpart A 일 반(General)

(a) 이 기준은 보통류(Normal) 비행기에 대해 형식증명서의 발급과 변경에 관한 기술상의 기준을 규정하며, 국토교통부장관은 ｢항공안전법｣ 제20조부터 제25조까지, 제27조, 제28조 및 제30조에 따른 검사를 하는 경우 이 기준을 적용한다.

(b) 이 기준의 목적상 다음과 같은 정의가 적용된다.

“지속적 안전 비행 및 착륙(Continued safe flight and landing)”이란 비행기가 특별한 조종사 기량 또는 완력이 요구되지 아니하고 가능한 비상절차를 사용하여 지속적으로 통제 가능한 비행 및 착륙을 할 수 있다는 것을 말한다. 착륙 시 고장 조건으로 인하여 비행기에 손상이 발생할 수 있다.

(a) 보통류(Normal Category) 비행기 인증은 승객 좌석이 19인승 이하이고 최대이륙중량이 8,618kg (19,000lb) 이하인 비행기에 적용된다.

(b) 비행기 인증 수준은 다음과 같다.

(1) 수준 1 - 최대 승객 좌석이 0명에서 1명인 비행기

(2) 수준 2 - 최대 승객 좌석이 2명에서 6명인 비행기

(3) 수준 3 - 최대 승객 좌석이 7명에서 9명인 비행기

(4) 수준 4 - 최대 승객 좌석이 10명에서 19명인 비행기

(c) 비행기 성능 수준은 다음과 같다.

(1) 저속 - VNO 및 VMO ≤ 250 KCAS 및 MMO ≤ 0.6인 비행기

(2) 고속 - VNO 또는 VMO > 250 KCAS 또는 MMO > 0.6인 비행기

(d) 곡예용으로 인증되지 않은 비행기는 정상비행에 수반되는 다음과 같은 기동을 수행할 수 있다.

(1) 실속. 다만, 급속실속(Whip Stalls)은 제외한다.

(2) 큰 도래비행(Lazy eight), 급상승 방향전환(chandelle) 및 경사각이 60도 이하인 급선회(steep turn)

(e) 곡예용으로 인증된 비행기는 이 기준의 subpart G에 따라 수립된 제한사항 이외의 다른 제한사항 없는 기동을 수행하는 데 사용될 수 있다.

(a) 신청자는 국토교통부장관이 인정한 산업표준을 포함하는 적합성 입증방법을 사용하여 이 기준에 적합함을 입증하여야 한다.

(b) 적합성 입증방법의 수락을 요청하는 신청자는 국토교통부장관이 인정할 수 있는 서식과 방식으로 적합성 입증방법을 제출하여야 한다.

Subpart B 비 행(Flight)

성능(Performance)

(a) 신청자는 비행기의 안전 운항을 위해 제공되는 중량 및 무게중심의 한계를 결정하여야 한다.

(b) 신청자는 감항당국이 인정할 수 있는 허용오차를 적용한 비행기의 하중 조건 범위 내의 중량과 무게중심의 임계 조합에 대하여 이 절의 각 요구조건에 적합하여야 한다.

(c) 공허중량 및 무게중심을 결정할 때 비행기의 조건은 잘 정의되고 쉽게 반복될 수 있어야 한다.

(a) 다른 규정이 없는 경우 비행기는 이 절의 다음 각 호의 조건에서 성능 요구조건을 충족시켜야 한다.

(1) 모든 비행기에 대하여 해수면 기준의 정체된 대기 및 표준 대기조건

(2) 수준 1, 2의 고속 비행기와 수준 3, 4의 비행기에 대하여 운항범위에서의 주변 대기조건

(b) 다른 규정이 없는 경우 신청자는 다음 조건에 대하여 이 절에서 요구한 성능 데이터를 개발하여야 한다.

(1) 해수면으로부터 3,048m (10,000ft)까지의 공항 고도

(2) 해당 온도가 성능에 부정적인 영향을 미칠 수 있는 경우 운항한계 범위 내에 있는 표준대기 온도보다 높거나 낮은 온도

(c) 이륙 및 착륙 거리를 결정하는 데 사용하는 절차는 운항 중 발생할 것으로 예상되는 대기 조건에서 평균 기량의 조종사가 일관성 있게 실행할 수 있어야 한다.

(d) 이 절의 (b)항에 따라 결정된 성능 데이터는 대기조건, 냉각 요구 및 동력원에 대한 기타 수요로 인한 손실을 고려하여야 한다.

신청자는 이륙, 상승, 순항, 하강, 접근 및 착륙을 포함하는 정상 운항에 사용하는 각 비행 형상에 대한 비행기 실속 속도 또는 최소등속비행속도(minimum steady flight speed)를 결정하여야 한다. 실속 속도 또는 최소등속비행속도는 다음과 같이 출력을 설정한 각각의 비행 형상에서 가장 불리한 조건을 고려하여 결정하여야 한다.

(a) 추력을 위해 주로 사용되는 추진 시스템의 공회전 또는 제로(0) 추력

(b) 추력, 비행 조종 또는 고양력 시스템을 위해 사용되는 추진 시스템의 공칭 추력

(a) 신청자는 다음을 고려하여 비행기 이륙 성능을 결정하여야 한다.

(1) 실속 속도 안전 여유

(2) 최소 조종 속도

(3) 상승 경사도(climb gradients)

(b) 단발엔진 비행기와 수준 1, 2, 3의 저속 다발엔진 비행기에 대하여 이륙 성능은 지상 활주와 이륙 표면 위 15m (50ft)까지의 초기 상승 거리의 측정을 포함한다.

(c) 수준 1, 2, 3의 고속 다발엔진 비행기와 수준 4의 다발엔진 비행기의 경우 이륙 성능은 갑작스러운 임계 추력 상실 후 다음의 거리 측정을 포함한다.

(1) 임계 속도에서의 이륙 단념

(2) 지상 활주 및 이륙 표면 위 11m(35ft)까지의 초기 상승

(3) 순 이륙 비행경로

설계는 지면효과가 없는 다음 각 호의 최소 상승 성능에 적합하여야 한다.

(a) 모든 엔진이 작동하는 초기 상승 형상인 경우

(1) 수준 1, 2의 저속 비행기의 경우 육상 비행기는 8.3%, 수상 비행기와 수륙양용 비행기는 6.7%의 상승 경사도

(2) 수준 1, 2의 고속 비행기와 모든 수준 3 비행기 그리고 수준 4의 단발 엔진 비행기의 경우 이륙 이후 4% 상승 경사도

(b) 다발 엔진 비행기에서 임계 추력 상실 후

(1) 단발 엔진 내추락성 요구조건을 만족하지 않는 수준 1, 2의 저속 비행기의 경우 순항 형상으로 압력 고도 1,524m (5,000ft)에서 1.5% 상승 경사도

(2) 수준 1, 2의 고속 비행기와 수준 3의 저속 비행기의 경우 착륙장치를 접고 이륙 형상의 플랩을 사용하여 이륙 표면위 122m (400ft)에서 1% 상승 경사도

(3) 수준 3 고속 비행기 및 모든 수준 4 비행기의 경우 착륙장치를 접고 접근 형상의 플랩을 사용하여 이륙 표면 위 122m (400ft) 에서 2% 상승 경사도

(c) 착륙을 복행하는 경우 착륙장치를 내리고 착륙 형상의 플랩을 사용하여 과도한 조종사 부하를 발생시키지 않는 3%의 상승 경사도

(a) 신청자는 운용한계이내의 각 중량, 고도 및 대기 온도에서 다음 각 호에 대한 상승 성능을 결정하여야 한다.

(1) 모든 단발 엔진 비행기

(2) 수준 1, 2의 고속 다발 엔진 비행기와 수준 3의 다발 엔진 비행기의 경우 초기 상승 형상으로 이륙할 때 임계 추력 상실 후

(3) 모든 다발 엔진 비행기의 경우 모든 엔진이 가동되는 항로 비행 단계에 있는 동안 그리고 순항 형상에서 임계 추력 상실 후

(b) 신청자는 완전한 추력 상실 후의 단발 엔진 비행기에 대하여 활공 성능을 결정하여야 한다.

신청자는 운용한계 이내의 중량과 고도의 임계 조합에서 표준 온도에 대하여 다음 각 호의 사항을 결정하여야 한다.

(a) 착륙 표면 위 15m (50ft)의 높이에서 시작하여 착륙하고 정지하는 데 필요한 거리

(b) 평균 기량의 조종사가 공표된 착륙거리이내에서 손상 또는 부상을 야기하지 않고 일관되게 착륙할 수 있게 하고, 다음을 고려하여 본 기술기준의 착륙 복행 조건으로 안전하게 전환할 수 있게 하는 접근 및 착륙 속도, 형상 및 절차

(1) 실속 속도 안전 여유

(2) 최소 조종 속도

비행특성(Flight Characteristics)

(a) 비행기는 운항범위 내에서 다음 조건에 대하여 특별한 조종 기술, 주의력 또는 완력을 요구하지 않고 조종 가능하고 기동 가능하여야 한다.

(1) 인증이 요청된 모든 하중 조건

(2) 모든 단계의 비행을 하는 동안

(3) 비행조종 시스템의 역전 가능성 또는 추진 시스템의 고장

(4) 형상을 변경하는 동안

(b) 비행기는 Vref 이하 또는 접근 받음각 이상의 적절한 여유를 제공하고 가장 가파른 인가받은 접근 경사도 절차를 이용하여 심각한 손상 또는 중상을 일으키지 않고 착륙을 완료할 수 있어야 한다.

(c) VMC는 갑작스런 임계 추력 상실 후, 비행기의 제어를 유지할 수 있는 교정대기속도(calibrated airspeed)이다. 다발 엔진 비행기에 대하여 해당되는 경우 신청자는 이륙 및 착륙 운항에 사용되는 가장 위험한 형상에 대하여 VMC를 결정하여야 한다.

(d) 신청자가 곡예용으로 비행기 인증을 요청하는 경우 신청자는 인증을 요청한 해당 곡예 기동을 실증하여야 하고 진입 속도를 결정하여야 한다.

(a) 비행기는 다음과 같은 조건에서 조종사 또는 비행조종시스템이 주 비행 조종장치 또는 해당 트림 제어기에 힘을 가하거나 움직이지 않는 상태에서 가로 및 방향 트림을 유지하여야 한다.

(1) 수준 1, 2 및 3 비행기의 경우 순항 시

(2) 수준 4 비행기의 경우 정상 운항 시

(b) 비행기는 다음과 같은 조건에서 조종사 또는 비행 제어 시스템이 주 비행 조종장치 또는 해당 트림 제어기에 힘을 가하거나 움직이지 않는 상태에서 세로 트림을 유지하여야 한다.

(1) 상승

(2) 수평 비행

(3) 하강

(4) 접근

(c) 다발 엔진 비행기의 임계 추력 상실을 포함하여 비행기의 정상운항과 예상되는 비정상 및 비상 운항 중에 잔류 조종력이 조종사를 피로하게 하거나 산만하게 만들지 않아야 한다.

(a) 곡예용으로 인증 받지 않은 비행기는 다음 각 호의 요건을 만족하여야 한다.

(1) 정상 운항 시 정적 세로, 가로 및 방향 안정성이 있어야 한다.

(2) 정상 운항 시 동적 단주기 및 가로방향진동(Dutch Roll) 안정성이 있어야 한다.

(3) 운항범위 전반에 걸쳐 안정된 조종력 반응(feedback)을 제공하여야 한다.

(b) 어떤 비행기도 조종사의 업무량을 증가시키거나 비행기와 탑승자를 위험하게 할 수 있을 정도로 불안정한 발산된 세로 안전성 특성을 나타내서는 아니 된다.

(a) 비행기는 우발적인 실속을 예방하기에 충분한 여유를 제공하는 명확하고 분명한 실속 경고와 함께 직선 비행, 선회 비행 및 가속화된 선회 비행에서 통제 가능한 실속 특성이 있어야 한다.

(b) 곡예용으로 인증 받지 않은 단발 엔진 비행기는 우발적으로 통제된 비행으로부터 벗어나는 경향을 갖지 않아야 한다.

(c) 곡예용으로 인증 받지 않은 수준 1, 2의 다발 엔진 비행기는 임계 추력 상실 후 비대칭 추력에서 우발적으로 통제된 비행으로부터 벗어나는 경향을 갖지 않아야 한다.

(d) 나선강하를 포함하는 곡예용으로 인증 받은 비행기는 통제 가능한 실속 특성을 가져야 하고, 나선강하 시 6회전을 초과하지 않는 임의의 지점 또는 비행기 운용한계 이내의 인증을 받고자 하는 더 큰 회전수 지점에서 첫 번째 조종 조작을 시작한 후 1.5 회전 이내에 회복하는 능력을 가지고 있어야 한다.

(e) 나선강하를 포함하는 곡예용으로 인증된 비행기의 나선강하 특성은 다음 상황에서 제한치를 초과하지 않고 회복되어야 하며 회복 불가능한 나선강하를 초래하지 않아야 한다.

(1) 일반적인 비행 또는 엔진 동력을 제어하는 경우

(2) 조종사의 방향감각 상실 또는 무력화로 인한 경우

지상 또는 수상 운항을 위한 비행기는 택시(taxi), 이륙 및 착륙 운항 동안 통제 가능한 세로 및 방향 조종특성을 가져야 한다.

(a) VD/MD 속도까지의 운항을 위하여 진동 및 버펫팅은 비행기 조종을 방해하거나 비행 승무원에게 과도한 피로를 유발하지 않아야 한다. 이 한계 이내에서 실속 경고 버펫은 허용된다.

(b) 고속 비행기와 최대 운항 압력고도가 7,620m (25,000ft) 보다 높은 모든 비행기는 1g에서 순항 형상으로 VMO/MMO까지 임의 속도에서 실속 버펫팅을 제외한 인지 가능한 버펫팅이 없어야 한다.

(c) 고속 비행기의 경우 신청자는 운항범위 내의 순항 형상에서 인지 가능한 버펫이 발생하는 양(+)의 기동하중배수를 결정하여야 한다. 이 경계를 의도하지 않게 침범하는 경우 구조적 손상을 일으켜서는 아니 된다.

(d) 고속 비행기는 VMO/MMO까지의 가능한 모든 속도에서 시작하여 다음의 조건하에서 구조적 손상이나 조종력 상실을 일으키지 않는 회복 특성을 가져야 한다.

(1) 의도하지 않은 속도 증가

(2) 동압이 세로 트림계통의 작동을 손상시킬 수 있는 비행기에 대하여 고속 트림 전복(upset)

(a) 기술기준 Part 25 부록 C의 Part I에 정의된 결빙 조건에서의 비행에 대하여 인증을 요청한 신청자 또는 상기 결빙 조건과 임의의 추가적인 대기 결빙 조건에서의 비행에 대하여 인증을 요청한 신청자는 방빙 시스템의 정상작동 하에서 인증이 요구되는 결빙조건에서 다음을 입증하여야 한다.

(1) 스핀에 적용되는 요건과 다음을 초과하는 속도에서 실증해야하는 요건을 제외하고는 이 Subpart의 각 요건에 적합함

(i) 250knot CAS

(ii) VMO/MMO 또는 VNE

(iii) 기체에 착빙되지 않음을 신청자가 실증한 속도

(2) 결빙 조건과 비결빙 조건에서의 비행에 대하여 조종사에게 제공되는 실속경고의 수단은 동일하여야 한다.

(b) 신청자가 결빙 조건에서의 비행에 대하여 인증을 요청하는 경우 신청자는 인증이 요구되지 않은 결빙 조건을 탐지하는 수단을 제공하여야 하고 해당 조건을 회피하거나 탈출하기 위한 비행기의 능력을 입증하여야 한다.

(c) 신청자는 비행기가 운항을 위한 인증을 받지 못한 결빙 조건으로 이륙 및 착륙을 포함한 의도적인 비행을 금지하는 운용한계를 개발하여야 한다.

Subpart C 구조(Structures)

신청자는 이 장의 요구조건에 적합함을 입증할 수 있는 비행기 설계의 한계와 범위 및 운용 파라미터를 설명하는 구조 설계 포위선도를 결정하여야 한다. 신청자는 다음을 포함하여 구조 하중, 강도, 내구성 및 공탄성에 영향을 미치는 모든 비행기 설계 및 운용 파라미터를 고려하여야 한다.

(a) 신청자가 이 장 요구조건의 적합성을 입증하여야 하는 구조 설계 대기속도, 착륙 강하 속도 및 기타 대기속도 제한. 이 경우 구조 설계 대기속도는 다음의 사항을 만족하여야 한다.

(1) 난류에서 조종력 상실에 대비하여 보호할 수 있는 비행기의 실속 속도보다 충분히 커야한다.

(2) 현실적인 운항 제한 대기속도 수립을 위하여 충분한 여유를 제공하여야 한다.

(b) 운영 이력에 나타난 것 이상의 설계 기동 하중배수가 구조 설계 포위선도 내에서 발생할 수 있다.

(c) 다음의 사항이 고려된 중량, 무게중심 및 질량 관성모멘트를 포함하는 관성 특성

(1) 비행기 공허중량에서 최대중량까지의 모든 중요 중량

(2) 탑승자, 유상하중 및 연료의 중량 및 분포

(d) 조종면, 고양력장치 또는 기타 작동 가능한 면의 동작 범위 및 공차를 포함하는 비행기 조종계통의 특성

(e) 최대 고도까지의 모든 중요 고도

구조 성능을 변경하거나 이 장의 요구조건에 따른 영향을 경감하거나 이 장에 대한 적합성 입증방법을 제공하는 시스템을 장착한 비행기의 경우 신청자가 이 장의 요구조건에 대한 적합성을 입증할 때 해당 시스템의 영향 및 고장을 고려하여야 한다.

구조 하중(Structural Loads)

(a) 신청자는 반드시 다음 사항을 수행하여야 한다.

(1) 비행, 지상 및 수상 운용, 지상 및 수상에서의 조작 및 비행기 주기 혹은 계류 시 발생할 수 있는 내․외부에서 가해지는 압력, 힘 또는 모멘트로부터 해당 구조 설계 하중을 결정하여야 한다.

(2) 구조 설계 포위선도의 경계 내에서 모든 중요한 파라미터들의 조합을 고려하여 이 절의 (a)(1)에서 요구하는 하중을 결정하여야 한다.

(b) 이 절에서 요구되는 해당 구조 설계하중의 크기와 분포는 물리법칙에 기반 하여야 한다.

신청자는 다음과 같은 비행 조건에서 초래되는 구조 설계 하중을 결정하여야 한다.

(a) 돌풍의 크기와 변화율이 측정된 돌풍 통계에 기초한 대기돌풍

(b) 대칭 및 비대칭 기동

(c) 하나의 동력장치 고장으로 인한 비대칭 추력

신청자는 정상 및 불리한 자세 및 형상으로 적용 가능한 표면에서 활주, 이륙, 착륙 및 지상 조작 시 야기되는 구조 설계 하중을 결정하여야 한다.

신청자는 다음 각 호의 어느 하나에 작용하는 구조 설계 하중을 결정하여야 한다.

(a) 각 엔진 지지대와 해당지지 구조물 모두는 다음에 따라 발생하는 하중을 견디도록 설계하여야 한다.

(1) 비행 돌풍 및 기동 하중이 조합된 동력장치 운용

(2) 비왕복 동력장치의 경우 갑작스러운 동력장치 정지

(b) 다음에 따라 발생하는 각각의 비행 조종면, 고양력 장치의 표면과 이와 관련된 시스템 및 지지 구조물

(1) 각각의 표면과 질량평형 부착물의 관성

(2) 비행 돌풍 및 기동

(3) 조종사 또는 자동화된 시스템의 입력

(4) 재밍(jamming) 및 마찰을 포함하는 시스템이 유발하는 조건

(5) 배풍(背風) 활주 및 적용 가능한 표면에서 발생하는 돌풍을 포함하여 해당 표면에서의 활주, 이륙 및 착륙 운용

(c) 다음의 여압차이로 발생하는 여압실

(1) 돌풍 및 기동 하중이 조합된 0에서 최대 릴리프 압력까지의 범위

(2) 비행기가 객실이 여압이 되는 상태에서 착륙할 수 있는 경우 지상 및 수상 하중이 조합된 0에서 최대 릴리프 압력까지의 범위

(3) 모든 다른 하중을 제외하고 최대 릴리프 압력에 1.33을 곱한 값

신청자는 다음을 결정하여야 한다.

(a) 다른 부분에서 별도로 명시하지 않는 경우 제한하중은 구조 설계 하중과 같다.

(b) 다른 부분에서 별도로 명시하지 않는 경우 극한하중은 제한하중에 안전계수 1.5를 곱한 값과 같다.

구조 성능(Structural Performance)

구조는 다음 각 호의 하중을 견딜 수 있어야 한다.

(a) 다음의 사항이 발생하지 않는 제한 하중

(1) 비행기 안전 운용에 지장을 주는 간섭

(2) 유해한 영구 변형

(b) 극한 하중

(a) 신청자는 심각하거나 치명적인 상해를 초래할 수 있는 예상 가능한 강도저하에 기인하거나 안전 여유가 감소된 상태로 연장된 기간 동안 운용함에 따른 구조적 파괴가 발생되는 것을 방지할 수 있도록 검사 또는 다른 절차를 개발하고 수행하여야 한다. 이 절에 따라 개발된 검사 또는 다른 절차들은 23.1529에서 요구하는 감항성유지지침서의 감항성 한계에 포함되어야 한다.

(b) 수준 4 비행기의 경우 이 절 (a)항의 적합성을 입증하기 위하여 개발된 절차는 손상이 구조적 파괴를 초래하기 전에 구조적 손상을 발견할 수 있어야 한다.

(c) 여압이 되는 비행기의 경우 다음과 같다.

(1) 비행기는 문과 창문 파손으로 인한 갑작스러운 압력 강하를 포함하는 객실 압력의 급격한 강하 시 지속적으로 안전한 비행과 착륙을 할 수 있어야 한다.

(2) 최대 운영고도가 12,497m (41,000ft)를 초과하는 비행기의 경우 이 절의 (a)항의 적합성을 입증하기 위해 개발된 절차는 심각하거나 치명적인 상해를 초래할 수 있는 급격한 감압으로 인한 손상이 발생하기 전에 여압실 구조의 손상을 탐지할 수 있어야 한다.

(d) 비행기는 봉쇄능력이 없는 엔진 또는 회전 기계장치의 고장으로 고에너지 파편이 발생하여 구조적 손상을 유발할 경우 이로 인한 비행기의 위험이 최소화되도록 설계되어야 한다.

(a) 비행기는 다음 조건에서 플러터, 조종력 역전현상 및 발산이 없어야 한다.

(1) 구조 설계 포위선도 이내 및 충분히 벗어난 모든 속도

(2) 모든 형상 및 운항 조건

(3) 치명적 자유도 고려

(4) 치명적 고장 또는 오작동 고려

(b) 신청자는 플러터에 영향을 미치는 모든 수치에 대한 공차를 설정하여야 한다.

설계(Design)

(a) 신청자는 비행기의 예상되는 운용 조건에 맞게 각 부품, 물품 및 조립체를 설계하여야 한다.

(b) 설계 자료는 부품, 물품 또는 조립체의 형상과 설계 특성 및 사용된 재료와 공정을 적절하게 정의되어야 한다.

(c) 신청자는 운항 중 안전에 중요한 기능을 갖는 각 설계 세부사항과 부품의 적절성을 결정하여야 한다.

(d) 조종 계통은 비행기가 예상되는 제한 공력하중에 노출되는 경우 방해(jamming), 과도한 마찰 및 과도한 변형이 없어야 한다.

(e) 문, 캐노피 및 탈출구가 비행 중 열리는 경우 위험을 초래하지 않는다고 입증한 경우를 제외하고는 비행 중 의도하지 않은 개방으로부터 보호되어야 한다.

(a) 신청자는 잠금장치(fasteners)와 같이 작은 부품들을 포함하여 예상되는 운용 환경에서 발생할 수 있는 어떤 종류의 원인에 의한 강도 저하 또는 손실을 대비하여 비행기의 각 부품을 보호하여야 한다.

(b) 비행기의 각 부품은 환기 및 배수를 위하여 적절한 대비가 되어 있어야 한다.

(c) 정비, 예방 정비 또는 운항을 위한 준비가 필요한 각 부품에 대하여 신청자는 그와 같은 조치가 달성될 수 있도록 하는 수단을 항공기 설계에 반영하여야 한다.

(a) 신청자는 운항 중 예상되는 발생 가능한 환경 조건과 계속적인 안전한 비행과 착륙을 저해할 수 있는 고장의 효과를 고려하여 부품, 물품 및 조립체에 사용되는 재료의 적절성과 내구성을 결정하여야 한다.

(b) 사용하는 제작, 조립 방법 및 공정은 지속적으로 정상적인 구조를 생산할 수 있어야 한다. 이 목적을 달성하기 위해 엄격한 관리가 필요한 제작 공정의 경우 신청자는 승인된 공정 규격 하에서 공정을 수행하여야 한다.

(c) 이 절의 (f)항과 (g)항에 규정된 경우를 제외하고 신청자는 구조 요소의 중요도를 고려한 확률을 기반으로 재료의 강도를 보장하는 설계 값을 선정하여야 한다. 설계 값은 재료의 변동성에 따른 구조 파손 확률을 고려하여야 한다.

(d) 재료 강도 물성치가 필요한 경우 해당 물성치의 결정은 통계적 기법에 따른 설계 값을 설정하기 위한 규격을 만족하는 재료에 대한 충분한 시험 결과를 기반으로 하여야 한다.

(e) 정상 운용 조건에서 중요 구성품 또는 구조에 대한 열 영향성이 중대한 경우 신청자는 설계에 사용한 허용 가능한 응력에 대한 열 영향을 결정하여야 한다.

(f) 일반적으로 보증된 최소값만이 허용되는 경우 각 품목의 시편 시험을 통해 해당 품목의 실제 강도 물성치가 설계에 사용한 강도와 동등 또는 그 이상임을 사용 전에 결정한 경우에는 이 절에서 규정한 최소값보다 더 큰 설계 값을 사용할 수 있다.

(g) 신청자는 국토교통부장관이 승인한 경우 다른 재료의 설계 값을 사용할 수 있다.

(a) 신청자는 중요 설계 값이 불분명한 각 부품, 물품 및 조립체에 대하여 중요 설계 값에 대한 특별 안전계수를 결정하여야 한다. 각 부품, 물품 또는 조립체는 다음과 같다.

(1) 정상적인 교체 전에 운용 중 성능저하가 될 가능성이 있는 경우

(2) 제작 공정 또는 검사 방법의 불확실성으로 인하여 상당한 변동성을 가질 수 있는 경우

(b) 신청자는 다음 사항을 고려한 품질 관리 및 사양을 사용하는 특별 안전계수를 결정하여야 한다.

(1) 적용 유형

(2) 검사 방법

(3) 구조 시험 요구조건

(4) 표본 추출 비율

(5) 공정 및 재료 관리

(c) 신청자는 구조의 각 부품 설계에 제한하중 및 극한 하중, 또는 비상 조건 하중과 같이 해당 제한하중이 없는 경우는 극한하중에 대해 가장 적절한 특별 안전 계수를 곱하여야 한다.

구조적 탑승자 보호(Structural Occupant Protection)

(a) 비상 착륙 중 손상된 경우에도 비행기는 다음의 상태에서 탈출을 방해할 수 있는 정도의 부상으로부터 각 탑승자를 보호하여야 한다.

(1) 설계에 규정된 안전 장비와 특성의 적절한 사용

(2) 탑승자가 경험하는 비상 착륙 중 발생할 수 있는 극한 정적 관성하중

(3) 엔진 또는 보조동력장치(Auxiliary Power Unit, APU)를 포함하는 객실 내부 또는 후방에 위치한 탑승자에게 부상을 유발할 수 있는 중량 품목에 대한 비상 착륙 중 발생할 수 있는 극한 정적 관성하중

(b) 이 절의 (a)(1)항과 (a)(2)항에 규정된 비상 착륙 조건들은 다음과 같아야 한다.

(1) 비상 착륙에서 발생할 수 있는 동적 조건들을 포함하여야 한다.

(2) 인체 속박 장치 또는 비행기 내 물체와의 접촉을 고려하여 인체가 견딜 수 있는 수준으로 수립된 인체 부상 기준을 초과하는 하중을 탑승자에게 유발하지 않아야 한다.

(c) 비행기는 비행, 지상 및 비상 착륙 조건에서 발생할 수 있는 것을 고려하여 모든 탑승자를 보호하여야 한다.

(d) 각 탑승자 보호 시스템은 그것이 의도하는 기능을 수행하여야 하고 탑승자에게 2차 부상을 유발할 수 있는 원인이 될 수 있는 위험을 발생시키지 않아야 한다. 탑승자 보호 시스템은 탑승자의 탈출을 방해하지 않아야 하며 사용하지 않는 경우에는 비행기 운항을 방해하지 않아야 한다.

(e) 각 수하물실 및 화물실은 다음과 같아야 한다.

(1) 본 기술기준에 따라 결정된 비행 및 지상 하중 조건들에 대응하는 최대 하중 배수에서 화물의 최대 중량과 주요 중량 배분에 대하여 설계되어야 한다.

(2) 해당 실의 내용물이 탑승자에게 충격을 주거나 이동함에 따라 위험요인이 될 수 있는 것을 방지하는 수단을 갖추어야 한다.

(3) 손상 또는 고장이 안전한 운항에 영향을 미칠 수 있는 제어장치, 전기 배선, 배관, 장비 또는 부속품 등을 보호하여야 한다.

Subpart D 설계 및 구성(Design and Construction)

(a) 신청자는 비행기의 비행조종계통을 다음과 같이 설계하여야 한다.

(1) 각 기능들이 적절한 성능을 충분히 발휘할 수 있도록 쉽게, 부드럽게, 확실하게 작동되어야 한다.

(2) 가능성 있는 위험으로부터 보호되어야 한다.

(b) 신청자는 트림 계통을 장착하는 경우 다음과 같이 설계하여야 한다.

(1) 의도하지 않았거나 부적절하거나 또는 급작스런 트림 작동을 방지하여야 한다.

(2) 다음 항목을 표시하는 수단을 제공하여야 한다.

(i) 비행기 운동과 관련한 트림조작 움직임의 방향

(ii) 트림 범위에서의 트림 위치

(iii) 가로 및 방향 트림에 대한 중립 위치

(iv) 신청자가 요청한 모든 무게중심 범위 및 형상에 대한 이륙 범위

(a) 착륙장치는 다음과 같이 설계되어야 한다.

(1) 지상 작동 중 비행기에 안정적인 지지와 조종을 제공하여야 한다.

(2) 예상 한계 초과 및 비상 절차를 포함하여 예상되는 시스템 고장과 운영 환경을 고려하여야 한다.

(b) 모든 비행기는 착륙을 고려한 충분한 운동 에너지를 흡수함으로써 비행기를 정지시킬 수 있는 신뢰할 수 있는 수단을 구비하여야 한다. 이륙 중단 능력을 증명하는 데 필요한 비행기는 이러한 추가적인 운동 에너지를 고려하여야 한다.

(c) 착륙장치를 작동시키는 계통을 가진 비행기는 다음을 갖추어야 한다.

(1) 착륙장치를 착륙 위치에 유지하는 확실한 수단

(2) 착륙장치가 전개되지 않은 상태가 위험요소가 될 경우 착륙장치를 착륙 위치로 전개할 수 있는 대체 수단

수상에서 운항하기 위한 비행기는 다음과 같이 설계 되어야 한다.

(a) 담수에서 비행기의 최대 중량을 지탱하기 위하여 요구되는 부력의 80%를 초과하는 부력을 제공하여야 한다.

(b) 플로트 또는 선체가 침수되는 경우 전복되지 않고 잔잔한 물위에 떠 있을 수 있도록 충분한 여유를 가져야 한다.

탑승자 시스템 설계 보호(Occupant System Design Protection)

(a) 이륙 또는 착륙을 위해 배치된 객실을 가진 비행기는 다음과 같이 설계되어야 한다.

(1) 수준 1, 수준 2 및 단발 엔진의 수준 3 비행기의 비상착수를 제외하고 비상 착륙 후 발생할 수 있는 조건에서 비행기로부터 신속하고 안전한 탈출이 가능하여야 한다.

(2) 내부와 외부에서 쉽게 찾아 개방할 수 있는 입구, 출구 또는 비상 출구를 갖추어야 한다. 열리는 방법은 간단하고 명확하여야 하며 비행기 안팎에 표시되어야 한다.

(3) 비상 출구가 있는 경우 쉽게 접근 가능하여야 한다.

(b) 곡예용으로 승인 받은 비행기는 비행 중 비행기에서 탈출할 수 있는 수단을 갖추어야 한다.

(a) 신청자는 다음과 같이 비행기를 설계하여야 한다.

(1) 비행 승무원과 탑승자 간의 명확한 의사소통이 허용되어야 한다.

(2) 프로펠러로부터 조종사와 비행 조종장치를 보호하여야 한다.

(3) 윈드실드, 창 및 캐노피 손상으로 인한 심각한 부상으로부터 탑승자를 보호하여야 한다.

(b) 수준 4 비행기의 경우 조종사 바로 앞쪽의 윈드실드와 이를 지지하는 구조물은 비행기의 속도가 비행기의 최대 접근 플랩속도와 같은 조건에서 0.9 kg (2 lbs)의 조류와 충돌 시에도 관통되지 않고 견뎌야 한다.

(c) 비행기는 각 탑승자에게 정상 운항 및 예상되는 고장 중에도 유해한 농도의 가스, 증기 및 매연이 없어야 하고 호흡 가능한 압력의 공기를 제공하여야 한다.

(d) 여압 계통이 비행기에 장착된 경우 다음과 같은 경우에 대해서 보호하도록 설계되어야 한다.

(1) 안전하지 않은 수준까지 감압

(2) 과도한 차압

(e) 산소 계통이 비행기에 장착된 경우 다음과 같이 설계 되어야 한다.

(1) 산소 결핍의 영향을 방지하기 위해 각 사용자에게 산소를 효과적으로 공급하여야 한다.

(2) 산소계통 자체, 산소계통의 작동 방법 및 다른 구성 요소에 미치는 영향에 대한 위험이 없어야 한다.

화재 및 고에너지 보호(Fire and High Energy Protection)

(a) 다음 재료는 자체 소화 기능을 가지고 있어야 한다.

(1) 전기 배선과 전기 케이블의 절연체

(2) 수준 1, 2 및 3 비행기의 경우 비행 중에 접근할 수 없는 수하물 및 화물 실의 재료

(3) 수준 4 비행기의 경우 조종실, 객실, 수하물 및 화물실의 재료

(b) 다음 재료는 화염 내성을 가지고 있어야 한다.

(1) 수준 1, 2 및 3 비행기의 경우 비행 중에 접근할 수 있는 각 격실의 재료

(2) 회로 과부하 또는 장애 발생 시 과열될 수 있는 전기 케이블 장착과 관련된 모든 장비

(c) 동체에 열/음향 재료가 장착된 경우 화염 전파 위험이 없어야 한다.

(d) 각 수하물 과 화물실 내에 인접 물체에 점화시킬 수 있는 열원은 점화를 예방하도록 차폐하고 단열하여야 한다.

(e) 수준 4 비행기의 경우 각 수하물 및 화물실은 다음과 같아야 한다.

(1) 조종사가 화재를 볼 수 있는 위치에 있거나 화재 탐지 시스템 및 경고 시스템을 갖추어야 한다.

(2) 화재 진압 시스템이 설치되어 있어 화재를 수동으로 진압하기 위해 접근이 가능하거나 격실 내부에서 화재를 억제하도록 제작되고 밀봉되어야 한다.

(f) 다음과 같이 객실의 화재를 진압하기 위한 수단이 있어야 한다.

(1) 조종사가 좌석에 앉아 있는 동안 화재 진압 수단에 쉽게 접근할 수 있어야 한다.

(2) 수준 3 및 4 비행기의 경우 승객이 객실 내에서 사용 가능한 화재 진압 수단을 갖추고 있어야 한다.

(g) 유체 시스템 누출로 인하여 가연성 유체 또는 증기가 방출될 수 있는 각 영역은 다음과 같아야 한다.

(1) 해당 영역이 정의되어야 한다.

(2) 유체와 증기의 점화 가능성과 점화가 발생한 경우 위해한 결과를 최소화 하는 수단을 갖추어야 한다.

(h) 연소기 히터 장착물을 억제되지 않은 화재로부터 보호되어야 한다.

(a) 지정된 화재 구역 내부 또는 인접한 영역의 비행 제어, 엔진 마운트 및 기타 비행 구조물은 화재의 영향을 견딜 수 있어야 한다.

(b) 지정된 화재 구역 내의 엔진은 화재가 발생했을 때 비행기에 부착된 채로 있어야 한다.

(c) 지정된 화재 구역 내에서 비상 절차에 사용되는 단자, 장비 및 전기 케이블은 내화성이 있어야 한다.

비행기는 낙뢰로 인한 치명적인 영향으로부터 보호되어야 한다.

Subpart E 동력장치(Powerplant)

(a) 이 장의 목적을 위하여 비행기에 동력 장치를 장착하는 경우 추진 안전에 영향을 미치는 추진에 필요한 각 구성 요소를 포함하거나 비행기에 보조 동력을 제공하여야한다.

(b) 각각의 비행기 엔진과 프로펠러는 형식증명을 받아야 한다. 다만, 감항당국이 엔진과 프로펠러의 특정 설계 및 의도된 용도에 적절하고 적용 가능한 것으로 판단하고 국토교통부장관이 인정할 수 있는 안전 수준을 제공하는 감항성 기준을 포함하여 국토교통부가 인정한 표준에 따라 비행기 형식증명으로 승인받을 수 있는 수준 1의 저속 비행기에 장착된 엔진과 프로펠러는 제외한다.

(c) 신청자는 다음 각 호의 사항을 고려하여 각 동력장치 장착을 구성하고 배열하여야 한다.

(1) 외부 물질의 위협을 포함한 가능한 운영 조건

(2) 움직이는 부품과 다른 비행기 부품 및 그 주변의 충분한 여유 공간

(3) 지상 요원의 위험을 포함하여 작동 중 위험 가능성

(4) 진동과 피로

(d) 유체, 증기 또는 가스의 위험한 축적은 비행기 및 인원구역으로부터 격리되어야하고, 안전하게 봉쇄되거나 배출되어야한다.

(e) 동력장치 구성품은 구성품 제한 사항 및 장착 지침을 준수하거나 위험을 초래하지 않음을 입증하여야 한다.

(a) 비행 중 사용을 목적으로 하는 자동 출력 또는 추력 제어 시스템은 시스템의 정상 작동 중 불안전한 상태가 발생하지 않도록 설계되어야 한다.

(b) 자동 출력 또는 추력 제어 시스템의 단일 고장 또는 예상되는 복합된 고장이 비행기의 지속적인 안전 비행과 착륙을 방해하여서는 아니 된다.

(c) 비행승무원에 의한 자동 출력 또는 추력 제어 시스템의 의도하지 않은 작동을 방지하여야 하며 그러하지 아니한 경우 안전하지 않은 상태를 초래하여서는 아니 된다.

(d) 자동 출력 또는 추력 제어 시스템의 고장이 극히 희박하지 아니한 경우 시스템은 다음과 같아야 한다.

(1) 비행승무원을 위하여 시스템이 작동 상태인지 확인하는 수단을 제공하여야 한다.

(2) 비행승무원을 위하여 자동 기능을 무시할 수 있는 수단을 제공

(3) 시스템이 의도하지 않은 비활성화를 방지하여야 한다.

신청자는 동력장치 시스템, 구성품 또는 부속품의 고장 가능성으로 인한 위험이 다음 각 호와 같이 발생하지 않음을 입증하기 위하여 각 동력장치를 분리하고 관련된 다른 비행기 시스템과 이의 장착을 평가하여야 한다.

(a) 지속적인 안전 비행과 착륙 방해. 다만, 지속적인 안전 비행과 착륙이 보장될 수 없는 경우 그 위험이 최소화 되어야 한다.

(b) 피할 수 있는 심각한 부상 유발

(c) 남아 있는 동력장치 시스템의 지속적 작동을 위하여 승무원에 의한 즉각적인 조치 요구

(a) 흡입과 흡기 시스템을 포함한 비행기 설계는 동력장치 작동에 부정적 영향을 미칠 수 있는 얼음 또는 눈의 예측 가능한 누적을 방지하여야 한다.

(b) 동력장치 장착 설계는 인증이 요구되는 결빙 조건에서 동력장치 작동에 부정적 영향을 미칠 수 있는 얼음 또는 눈의 누적을 방지하여야 한다.

각 역추력 시스템은 다음과 같이 설계 되어야 한다.

(a) 시스템이 정상 작동하는 동안 안전하지 않은 상태가 발생하지 않아야 한다.

(b) 비행기는 역추력 시스템의 단일 고장, 예상되는 고장의 조합 또는 기능불량에도 불구하고 지속적인 안전 비행과 착륙이 가능하여야 한다.

(a) 장착된 동력 장치는 비행기 및 엔진의 운용한계 범위 내에서 정상 및 비상 작동 중 위험한 특성 없이 작동하여야 한다.

(b) 조종사는 비행 중 동력 장치를 멈추고 설정된 운용범위 내에서 동력 장치를 재시동할 수 있어야 한다.

(a) 각 연료 시스템은 다음과 같아야 한다.

(1) 다중 연료 저장소와 공급 시스템 간 독립성을 제공하고, 하나의 시스템에서 어떤 하나의 구성품 고장으로 인하여 다른 시스템의 연료 저장 또는 및 공급의 손실이 발생하지 않도록 설계되고 배치되어야 한다.

(2) 직접적인 낙뢰 또는 번개로 인한 열 손상(Swept lightning stroke) 발생 가능성이 높은 지역 또는 연료 환기를 위한 배출구에서의 코로나 또는 스트리머에 의한 시스템내 연료의 점화를 방지하도록 설계되고 배치되어야 한다.

(3) 각각의 동력 장치 및 보조 동력 장치가 모든 예상되는 운항 조건에서 적절하게 기능하는 것을 보장하기 위하여 충분한 연료를 공급하여야 한다.

(4) 비행승무원에게 사용 가능한 총 연료량을 결정할 수 있는 수단을 제공하고, 시스템이 올바르게 작동 할 때 연료의 흔들림 가능성을 고려하여 해당 연료를 중단 없이 공급하여야 한다.

(5) 시스템에 저장된 연료를 비행기에서 안전하게 제거하거나 분리할 수 있는 수단을 제공하여야 한다.

(6) 모든 예상되는 작동 조건 하에서 연료를 유지하고 생존 가능한 비상 착륙 시 탑승자의 위험을 최소화하도록 설계되어야 한다. 수준 4 비행기의 경우 착륙 시스템의 과부하로 인한 고장을 고려하여야 한다.

(7) 각 동력 장치 및 보조 동력 장치에 공급되는 연료의 위험한 오염을 방지하여야 한다.

(b) 각 연료 저장 시스템은 다음과 같아야 한다.

(1) 고장 없이 예상되는 작동 조건 하에서의 하중을 견뎌야 한다.

(2) 승객 구역으로부터 격리되고 의도하지 않은 온도 영향으로 인한 위험으로부터 보호되어야 한다.

(3) 연료 저장소 또는 공급 시스템 간 또는 예상되는 작동 조건 하에서의 연료 이송으로 인하여 환기 시스템으로부터 저장된 연료의 심각한 손실을 방지하도록 설계되어야 한다.

(4) 최대 연속출력 또는 추력에서 최소 30분간 운용할 수 있는 연료를 공급하여야 한다.

(5) 착륙 시 요구되는 경우 안전하게 연료를 방출할 수 있어야 한다.

(c) 각 연료 저장소 보충 또는 보급 시스템은 다음과 같아야 한다.

(1) 부적절한 보충 또는 보급을 방지하여야 한다.

(2) 예상되는 운용 조건에서 저장된 연료의 오염을 방지하여야 한다.

(3) 보충 또는 보급 중 비행기 또는 사람에게 위험이 발생하지 않아야 한다.

(a) 각 동력 장치 또는 보조동력장치 및 부속품에 대한 공기 흡입 시스템은 다음과 같아야 한다.

(1) 예상되는 운항 조건 하에서 해당 동력 장치 또는 보조동력장치와 부속품에서 요구되는 공기를 공급하여야 한다.

(2) 화재 또는 역화 시 예상되는 위험을 방지하도록 설계되어야 한다.

(3) 외부 물질의 유입을 최소화하여야 한다.

(4) 주 흡입구의 막힘이 예상되는 경우 대체 흡입구를 제공하여야 한다.

(b) 각 동력 장치 또는 보조동력장치에 대하여 배기열 교환기를 포함하는 배기 시스템은 다음과 같아야 한다.

(1) 잠재적 유해 물질을 안전하게 방출할 수 있는 수단을 제공하여야 한다.

(2) 열, 부식 또는 막힘에 따른 예상되는 위험을 방지하도록 설계하여야 한다.

(a) 가연성 유체 및 해당 유체용 점화원을 포함하는 동력장치, 보조동력장치, 또는 연소기 히터는 지정된 화재구역에 설치하여야 한다.

(b) 각각의 지정된 화재구역은 화재나 구역내 과열이 발생하는 경우 비행기의 위험을 격리하고 완화하기 위한 수단을 제공하여야 한다.

(c) 화재 조건의 각 구성품, 배관, 접합부 및 제어 장치는 다음과 같아야 한다.

(1) 지정된 화재구역 내 화재로 인하여 영향을 받을 수 있는 지정된 화재구역에 인접한 곳을 포함하여 화재로 인한 위험을 방지하도록 설계되고 배치되어야 한다.

(2) 인화성 유체, 가스 또는 공기를 운반하거나 화재 발생 시 작동해야 하는 경우 내화성을 가져야 한다 .

(3) 농축 된 가연성 유체를 저장하는 경우 내화성이 있거나 방화 쉴드로 둘러싸여져야 한다.

(d) 신청자는 각각의 지정된 화재구역 내 또는 내부로 위험한 양의 가연성 유체가 유입되거나 통과하지 않도록 하는 수단을 제공하여야 한다. 이러한 수단은 다음과 같아야 한다.

(1) 남아있는 동력장치 또는 보조동력장치 또는 안전을 위하여 필요한 장비의 유체 공급을 방해하거나 작동을 제한하여서는 아니 된다.

(2) 의도하지 않은 작동을 방지하여야 한다.

(3) 화재 구역 내 수단과 동일한 수준의 안전도를 제공하지 않는 경우 화재 구역 외부에 위치하여야 한다.

(e) 각각의 지정된 화재구역에 대한 화재의 신속한 탐지를 보장하기 위한 수단을 제공하여야 한다.

(1) 다발 엔진 비행기의 경우 탐지기가 비행기에 예상되는 위험을 완화할 수 있어야 한다.

(2) 소화기를 보유하여야 한다.

(f) 연소기 히터 화재구역을 제외하고는 다음의 화재구역에 대하여 화재구역 내 화재를 진압하기 위한 수단이 제공되어야 한다.

(1) 조종사 시야를 벗어난 곳에 위치한 모든 화재 구역

(2) 화재를 진화하기 위한 여분의 수단을 포함하고 있는 동체 내에 포함된 화재구역

(3) 수준 4 비행기의 모든 화재구역

Subpart F 장비(Equipment)

이 기술기준의 어떤 절에서 장비, 시스템의 특정부분 또는 시스템에 대한 요구조건을 부과하지 않는 경우 이 절은 일반적으로 장착된 장비 및 시스템에 적용한다.

(a) 인증이 요구되는 주간 시계비행방식, 야간 시계비행방식, 계기비행방식에서 운항하는 경우 비행기가 안전하게 운항하기 위하여 요구되는 장비와 시스템은 다음과 같이 설계되고 장착되어야 한다.

(1) 비행기의 인증수준과 성능수준에 적용 가능한 안전성 수준을 만족하여야 한다.

(2) 비행기가 인증 받은 운용 및 환경 제한 전반에 걸쳐 의도한 기능을 수행하여야 한다.

(b) 다른 시스템과 관련되어 별도로 고려된 (a)항에 포함되지 않는 시스템 및 장비는 그 작동이 비행기 또는 탑승자에 대하여 악영향을 가지지 않도록 설계되고 장착되어야 한다.

장착 시 장비의 각 품목은 의도한 기능을 수행하여야 한다.

이 기술기준의 다른 요구조건에서 고장이나 비정상 작동이 특별하게 다루어지지 않은 비행기 시스템이나 장비의 경우 신청자는 고장 조건의 평균 확률과 심각도 간의 논리적이고 수용 가능한 반비례 관계가 다음과 같은 정도까지 되도록 각 시스템과 장비를 설계하고 장착하여야 한다.

(a) 각 파국적 고장 조건이 극도로 희박함

(b) 각 위험한 고장 조건이 일어날 가능성이 극히 희박함

(c) 각 주요 고장 조건이 일어날 가능성이 희박함

계기비행방식(IFR) 운영을 위하여 승인 된 비행기는 신청자가 낙뢰와 조우할 가능성이 거의 없음을 보여주지 않는 경우 다음 요건을 충족하여야 한다.

(a) 고장으로 비행기의 지속적인 안전 비행과 착륙을 방해할 수 있는 기능을 수행하는 각 전기 또는 전자시스템은 다음과 같이 설계되고 장착되어야 한다.

(1) 비행기 수준에서의 기능은 비행기가 낙뢰에 노출되는 동안 및 그 후에 악영향을 미치지 않아야 한다.

(2) 시스템의 복구가 다른 시스템의 작동 또는 기능 요구조건과 충돌하지 않는 한 비행기가 낙뢰에 노출 된 후 시스템은 적절한 시기에 해당 기능의 정상 작동을 회복한다.

(b) 기능을 수행하는 각 전기 및 전자 시스템의 고장이 불리한 운항 조건에 대응하는 조종사의 능력 또는 비행기의 성능을 현저하게 저하시킬 수 있는 경우 비행기가 낙뢰에 노출 된 후 시스템은 적절한 시기에 해당 기능의 정상 작동을 회복하도록 설계되고 장착되어야 한다.

(a) 고장으로 비행기의 지속적인 안전 비행과 착륙을 방해할 수 있는 기능을 수행하는 각 전기 또는 전자시스템은 다음과 같이 설계되고 장착되어야 한다.

(1) 비행기 시스템 수준에서 해당 기능이 비행기가 고강도전자기장 보호(High-intensity Radiated Fields protection, 이하 “HIRF”라 한다) 환경에 노출되어 있는 동안 및 그 후에 부정적 영향을 받지 않음. 그리고

(2) 시스템의 복구가 시스템의 다른 운용 또는 기능 요구조건과 충돌하지 않는 한 비행기가 HIRF 환경에 노출된 후 시스템은 적절한 시기에 해당 기능의 정상 작동을 회복한다.

(b) 계기비행방식(IFR) 운항에 대하여 승인된 비행기의 경우 기능을 수행하는 각 전기 및 전자 시스템의 고장이 불리한 운항 조건에 대응하는 조종사의 능력 또는 비행기의 성능을 현저하게 저하시킬 수 있는 경우 비행기가 HIRF 환경에 노출된 후 시스템은 적절한 시기에 해당 기능의 정상 작동을 회복하도록 설계되고 장착되어야 한다.

시스템을 위한 전력 발전, 저장 및 분배는 다음과 같이 설계되고 장착되어야 한다.

(a) 모든 의도된 운용조건 동안 연결된 부하에서의 작동을 위하여 요구되는 전력을 공급하여야 한다.

(b) 어떤 하나의 전력 공급, 분배 시스템 또는 다른 활용시스템의 단일 고장 또는 기능불량으로 시스템이 지속적인 안전 비행 및 착륙에 요구되는 필수적인 부하 공급을 방해하지 않음을 보장하여야 한다.

(c) 주 공급원에 고장이 발생한 경우 지속적인 안전 비행 및 착륙을 위해 요구되는 기능을 수행하기 위하여 필요한 시간동안 비연속적인 필수 부하를 포함하여 필수 부하를 공급하기 위한 충분한 능력이 있어야 한다.

(a) 신청자는 모든 조명을 비행승무원 임무의 성능에 대한 부정적인 영향이 최소화되도록 설계하고 장착하여야 한다.

(b) ｢항공안전법｣ 제54조 및 운항기술기준에서 요구한 경우 위치표시등 및 충돌방지등은 다른 비행기가 충돌을 피하기에 충분한 시간을 제공하는 강도, 깜빡임 속도, 색상, 사용범위 영역 및 다른 특성들이 있어야 한다.

(c) ｢항공안전법｣ 제54조 및 운항기술기준에서 요구한 경우 위치표시등은 허용하는 한 좌우 방향으로 멀리 떨어지게 간격을 띄우고 비행기의 왼쪽에는 적색등, 비행기의 오른쪽에는 녹색등을 포함하여야 하고, 비행기 후방부 또는 날개 끝에는 후방을 향하는 백색등을 포함시켜야 한다.

(d) 활주 및 착륙등은 야간 운항에 충분한 빛을 제공하도록 설계되고 장착되어야 한다.

(e) 수상 비행기 또는 수륙 양용 비행기의 경우 정박등은 맑은 대기 조건에서 볼 수 있는 흰색 빛을 제공하여야 한다.

운항기술기준에 의해 요구되는 안전 및 생존 장비는 신뢰할 수 있고, 쉽게 접근가능하며, 쉽게 식별할 수 있고, 작동 방법을 식별하도록 명확하게 표시하여야 한다.

항공기기술기준 Part 25 부록 C의 Part I에 정의된 결빙 조건에서의 비행에 대한 인증을 요청하는 신청자 또는 앞서 언급한 결빙 조건과 추가적인 대기 결빙 조건에서의 비행에 대한 인증을 요청하는 신청자는 인증을 요청한 결빙조건에서 다음을 입증하여야 한다.

(a) 안전 운항을 위해 결빙방지 시스템을 제공한다.

(b) 비행기 설계는 자동 조종 장치가 작동 중일 때 실속을 방지할 수 있어야 한다.

여압 계통은 적절한 보증압력과 폭발압력에 견딜 수 있어야 한다.

고에너지 로터를 포함하는 장비는 탑승자 및 비행기를 파편으로부터 보호할 수 있도록 설계되거나 장착되어야 한다.

Subpart G 비행승무원 인터페이스 및 기타 정보(Flightcrew Interface and Other Information)

(a) 조종실, 조종실내 장비 그리고 조종사 시야를 포함한 조종실내 장비의 배열은 각 조종사가 과도한 집중, 기량, 경계 또는 피로 없이 활주, 이륙, 상승, 순항, 하강, 접근 및 착륙을 포함한 자신의 임무를 수행할 수 있도록 하여야 하고 비행기의 운용범위 내에서 모든 기동을 수행할 수 있어야 한다.

(b) 신청자는 자격이 있는 비행승무원이 비행, 항법, 감시 및 동력장치 조종과 시현장치를 시스템 및 장비의 의도된 기능과 관련하여 정의된 작업을 모니터링하고 수행할 수 있도록 장착하여야 한다. 시스템 및 장비 설계는 또 다른 위험을 초래할 수 있는 비행승무원의 실수를 최소화할 수 있어야 한다.

(c) 수준 4 비행기의 경우 비행승무원 인터페이스 설계는 윈드 실드 패널 중 어느 하나로 인하여 시야가 확보되지 아니하게 된 후에도 지속적인 안전 비행과 착륙이 가능하도록 허용하여야 한다.

(a) 비행승무원 인터페이스와 관련되어 장착된 장비의 각 품목은 가능한 경우 식별, 기능 또는 운용한계 또는 이러한 요소들의 조합에 대하여 표시되어야 한다.

(b) 책임이 있는 승무원에게 경고, 주의 및 일반적인 지시 사항을 포함하여 비행기 운항에 요구되는 시스템 작동 파라미터를 제공하는 인식할 수 있는 수단이 있어야 한다.

(c) 안전하지 않은 시스템 작동 상태에 관한 정보는 수정 조치를 취할 책임이 있는 승무원에게 적절한 시기에 제공되어야 한다. 정보는 예상되는 승무원의 실수를 피하기 위하여 충분히 정확하여야 한다.

(a) 각 비행기는 운항에 필요한 플래카드 및 계기 표시를 알아보기 쉬운 방법으로 표시하여야 한다.

(b) 설계는 주 비행조종 장치 이외의 각 조종실 제어장치의 기능을 명확하게 표시하여야 한다.

(c) 신청자는 비행기의 비행교범에 계기 표시 및 플래카드 정보를 포함하여야 한다.

(a) 장착된 시스템은 비행, 항법 및 동력장치에 대하여 파라미터를 설정하거나 모니터링 하는 비행승무원에게 각 비행 단계에서 그러한 작업 수행에 필요한 정보를 제공하여야 한다. 이 정보는 다음과 같아야 한다.

(1) 승무원이 파라미터를 모니터링 할 수 있고 필요한 경우 경향을 결정하여 비행기를 운항하기 위한 수단이 제시되어야 한다.

(2) 제한사항이 모든 의도된 운항을 초과할 수 없다고 하는 경우를 제외하고는 제한사항을 포함하여야 한다.

(b) 비행기를 운항하기 위하여 비행 또는 동력장치 파라미터의 표시를 통합하거나 운항기술기준에서 요구되는 표시 시스템은 다음과 같아야 한다.

(1) 정상 운항 모드에서 비행승무원에게 필요한 비행 또는 동력장치 파라미터의 기본 표시를 방해하지 않아야 한다.

(2) 다른 시스템과 결합하여 단일 고장 또는 예상되는 복합 고장이 발생한 후 지속적인 안전비행과 착륙에 필수적인 정보를 비행승무원이 절절한 시기에 사용할 수 있도록 설계되고 장착되어야 한다.

신청자는 각 비행기와 함께 납품되어야 하는 비행기 비행교범을 제공하여야 한다.

(a) 비행기 비행교범에는 다음 정보가 포함되어야 한다.

(1) 비행기 운용한계

(2) 비행기 운항 절차

(3) 성능 정보

(4) 적재 정보

(5) 설계, 작동 또는 취급 특성으로 인하여 안전한 운항에 필요한 기타 정보

(b) 비행기 비행교범의 다음 절은 국토교통부장관이 명시한 방식으로 국토교통부장관의 승인을 받아야한다.

(1) 저속의 수준 1 및 2 비행기의 경우 이 절의 (a)(1)항에 명시된 정보를 비행기 비행교범에 포함하여야 한다.

(2) 고속의 수준 1 및 2 비행기 그리고 모든 수준 3 및 4 비행기의 경우 이 절의 (a)(1) ～ (a)(4)항에 명시된 정보를 비행기 비행교범에 포함하여야 한다.

부록 A 감항성유지지침서(Instructions for Continued Airworthiness)

A23.1 일반(General)

(a) 이 부록은 이 기술기준에서 요구하는 감항성유지지침서 작성에 필요한 요구조건을 규정한다.

(b) 각 비행기에 대한 감항성유지지침서는 각 엔진과 프로펠러 및 이 장에서 요구된 각 장비품(appliance) 그리고 비행기에 장착된 장비 및 엔진과 프로펠러의 인터페이스와 관련되어 요구되는 정보에 대한 감항성유지지침서를 포함하여야 한다. 해당 비행기에 장착되는 엔진 및 프로펠러 또는 장비품 제작자가 감항성유지지침서를 제공하지 않는 경우 해당 비행기에 대한 감항성유지지침서에 감항성 유지에 필수적인 정보를 포함하여야 한다.

(c) 신청자는 신청자 또는 해당 비행기에 장착되는 엔진, 프로펠러 또는 장비품의 제작자가 작성한 감항성유지지침서가 어떻게 변경되고 배포될 것인지 입증하기 위한 프로그램을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

A23.2 형식(Format)

(a) 감항성유지지침서는 제공되는 자료의 분량에 따라서 한 권의 교범 또는 여러 권의 교범 형식으로 구성되어야 한다.

(b) 해당 교범의 형식은 사용하기 쉽게 배열하여 제공되어야 한다.

A23.3 내용(Content)

교범의 내용은 영문, 한글 또는 영문과 한글을 병기하여 작성할 수 있다. 감항성유지지침서는 다음의 각 호에 해당되는 교범이나 관련 항목 및 정보를 포함하여야 한다.

(a) 비행기 정비교범 또는 해당 절

(1) 정비 또는 예방정비를 위해 필요한 범위의 비행기 특징 및 자료의 설명을 포함하는 소개 정보

(2) 비행기와 이에 대한 계통 및 엔진, 프로펠러, 설비를 포함하는 장착에 대한 설명

(3) 적용되는 특별 절차 및 한계를 포함하여 비행기의 구성품 및 계통이 어떻게 작동하고 제어되는 지를 설명하는 기본적인 제어와 운용정보

(4) 주요 정비지점, 탱크 및 저장소의 용량, 사용되는 유체의 형태, 여러 계통에 적용되는 압력, 검사와 정비를 위한 접근패널의 위치, 윤활지점의 위치, 사용되는 윤활유, 정비를 위하여 요구되는 장비, 견인 지침 및 제한사항, 계류, 재킹 및 수평조절에 관한 세부사항을 포함하는 서비스 정보

(b) 정비 지침서에 기재할 사항

(1) 비행의 각 부품과 엔진, 보조동력장치, 프로펠러, 보기류, 계기 및 장비들을 세척, 검사, 조절, 시험 및 윤활하여야 하는 권고 주기 그리고 검사의 등급, 적용되는 마모 허용치와 이 주기에 권고되는 작업을 계획하는 정보. 그러나 신청자가 이들 품목이 예외적으로 고도로 복잡한 수준이어서 특별한 정비기술, 시험장비 또는 전문지식이 필요로 한다는 것을 입증하는 경우 신청자는 이러한 보기류, 계기 또는 장비품 제작자의 원천 정보를 참조할 수 있다. 권고되는 오버홀 주기와 교범의 감항성 한계사항에 필요한 상호참조 자료가 포함되어야 한다. 부가하여 신청자는 비행기의 감항성 유지를 위하여 제공할 필요가 있는 검사의 주기와 범위를 포함한 검사프로그램을 포함하여야 한다.

(2) 발생할 수 있는 기능불량, 이러한 기능불량을 어떻게 인지하고, 그러한 기눙불량을 조치하는 방법을 설명하는 고장탐구 정보

(3) 엔진, 프로펠러 및 부품을 장탈하거나 교환하는 순서와 방법, 이를 위하여 필요한 주의사항을 설명하는 정보

(4) 지상 운전 중의 계통시험, 대칭성 검사, 중량 및 무게중심의 결정, 인양(lifting) 및 받힘(shoring), 그리고 저장 한계에 대한 절차를 포함하는 기타의 일반 절차적인 지침

(c) 구조부 점검판의 도표와 점검판이 제공되지 않을 경우 검사를 위해 접근하는 데 필요한 정보

(d) 신청자가 명시한 절차들 중 방사선 및 초음파 검사를 포함하는 특별한 검사 기술을 적용하기 위한 상세정보

(e) 검사 후 구조물의 보호처리에 필요한 정보

(f) 식별, 폐기 권고, 토크 값 등 구조적인 패스너(structural fasteners)에 관련된 모든 자료

(g) 필요한 특수공구의 목록

(h) 부가하여 수준 4 비행기의 경우 다음의 정보를 제공하여야 한다.

(1) 다양한 시스템에 적용하는 전기부하

(2) 조종면의 평형을 잡는 방법

(3) 1차 구조물과 2차 구조물의 식별

(4) 비행기에 적용하는 특별 수리 방법

A23.4 감항성 한계 부분(Airworthiness limitations section)

감항성유지지침서에 문서의 다른 부분과 분리되고 명확하게 구별할 수 있는 감항성 한계(Airworthiness Limitations)라는 제목의 절(section)을 포함하여야 한다. 이 부분에는 의무 교체시간, 구조부 검사주기 및 형식증명에서 요구되는 관련 구조부 검사절차를 설정하여야 한다. 감항성유지지침서가 여러 권의 문서로 구성되는 경우 이 항에서 요구되어지는 감항성 한계 부분은 주 교범에 포함되어야 한다. 이 감항성 한계 부분 잘 보이는 위치에 읽기 쉬운 다음의 문구를 명기하여야 한다.

“감항성 한계(Airworthiness Limitations) 부분은 국토교통부장관이 승인한 것이고, 국토교통부장관이 승인한 대체 프로그램이 없는 경우 항공안전법령에 따른 정비가 요구됨을 명시합니다.”

부 칙(2018.04.09)

제1조(시행일) 이 기준은 고시한 날로부터 시행한다.

[압축 안 파일: 05 항공기기술기준 Part 25 수송(T)류 비행기.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 25

감항분류가 수송(T)류인

비행기에 대한 기술기준

제정: 1993.8.24 25 - 개정: 2013.04.15항공기기술기준 KAS Part 25 수송(T)류 비행기 기술기준목 차

제정: 1993.8.24 25 - 개정: 2013.04.15

항공기기술기준 KAS Part 25 수송(T)류 비행기 기술기준

제정: 1993.08.24 25 - 개정: 2020.04.06

제정: 1993.08.24 25 - 개정: 2020.04.06

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Subpart A 일 반

Subpart B 비 행

일반

성능

조종성 및 기동성

트림

안정성

실속

지상 및 수상조종특성

기타 비행요건

Subpart C 구 조

일반

비행하중

비행기동과 돌풍조건

추가조건

조종면 및 조종계통 하중

지상하중

수상하중

비상착륙상태

피로평가

낙뢰피해방지

Subpart D 설계 및 구조

일반

조종면

조종계통

착륙장치

플로트(floats) 및 선체(hulls)

승객, 승무원 및 화물을 위한 설비

비상설비

환기계통 및 난방계통

여압계통

화재방지

기타요건

Subpart E 동력장치

일반

연료계통

연료시스템 구성품

윤활유 계통

냉각

흡기계통

배기계통

동력장치 제어 및 보기

동력장치의 방화설비

Subpart F 장비

일반

계기장착

전기계통 및 장비

등화

안전장비

기타 장비품

Subpart G 운용제한사항, 표시 및 비행교범

운용제한사항

표시 및 게시판

비행교범

Subpart H 전선연결시스템(EWIS)

부록 A 착륙장치182

부록 B 수상기186

부록 C 착빙조건188

부록 D 최소승무원수 결정 기준195

부록 E 보조동력장치196

부록 F 199

부록 G 연속돌풍 설계기준245

부록 H 계속 감항성 유지를 위한 지침서248

부록 I 자동 이륙추력 제어시스템(ATTCS)251

부록 J 비상 탈출시험253

부록 K 장거리운항(ETOPS)255

부록 L 고강도 전자기장(HIRF) 환경과 장비품에 대한 시험수준265

부록 M 연료탱크 시스템 인화성 감소수단267

부록 N 연료탱크 가연성 노출 및 신뢰성 분석269

부록 O 냉각된 큰 얼음이 낙하되는 조건275

Subpart A -일반

(a) 본 기술기준은 별도로 정한 경우를 제외하고는 최대이륙중량이 5,700kg 초과하는 수송류 비행기에 대하여 적용한다.

(b) 신청자는 증명을 받고자 하는 비행기가 Part 25의 해당 기술기준에 적합하다는 것을 증명하여야 한다.

다음의 각 조항의 경우에는 특별규정을 제정하여 소급 적용할 수 있다.

(a) 신청일자에 상관없이, 당초 형식증명을 받은 것보다 승객용 좌석을 더 늘리기 위한 부가형식증명(또는 형식증명추가)을 받고자 하는 경우

(b) 신청일자에 상관없이, 1987년 10월 16일 이후에 제작된 비행기에 대하여 부가형식증명(또는 형식증명추가)을 받고자 하는 경우

(c) 상기 (a) 또는 (b)항에서 추가로 규정한 특별규정이 필요에 의하여 개정되는 경우 이에 대한 적합성 입증을 요구할 수 있다.

(a) 적용. 본 항은 다음과 같은 비행기의 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 신청하는 자에게 적용한다.

(1) 2007년 2월 15일을 기준으로 형식증명을 이미 받은 비행기, 또는

(2) 2007년 2월 15일 이전에 최초형식증명을 신청한 비행기

(b) 두개의 엔진이 장착된 비행기.

(1) 부록 K 내의 25.1.4항의 다음과 같은 규정을 만족할 필요가 없는 경우를 제외한, 180분 이하의 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받으려는 신청자는 25.1535항을 만족하여야 한다.

(i) K25.1.4(a) 연료 시스템의 압력과 흐름 요구조건

(ii) K25.1.4(a)(3) 낮은 연료량 경고, 그리고

(iii) K25.1.4(c) 엔진 오일 탱크 설계

(2) 180분을 초과하는 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받으려는 신청자는 25.1535항을 만족하여야 한다.

(c) 두개 이상의 엔진이 장착된 비행기. 2015년 2월 17일 또는 이후에 제작된 비행기 중 두 개 이상의 엔진이 장착된 비행기에 대한 장거리운항 형식설계승인을 받으려는 신청자는 25.1535항을 만족하여야 한다. 단, 3명의 비행승무원이 요구되는 비행기에 대한 장거리운항 형식설계승인 신청자는 부록 K25.1.4(a)(3)항의 낮은 연료량 경고의 규정을 만족하지 않아도 된다.

Subpart B 비행

일반

(a) 적합성을 입증하려면 승인을 받으려는 적재조건 범위 내에서 항공기 중량과 중량중심의 적절한 조합조건 하에서 다음과 같은 방법으로 이 장의 모든 요건을 충족시켜야 한다.

(1) 증명대상 형식의 비행기에 대한 시험 또는 시험결과에 기초를 두고 시험과 동등한 정확도를 가진 계산

(2) 조사한 조합으로부터 적합성이 합리적으로 추론이 되지 않을 경우 중량과 중량중심의 각 조합에 대한 체계적인 조사

(b) [예비]

(c) 비행기의 조종성, 안전성, 트림 및 실속특성은 최대 예상 운용고도까지의 각 고도에 대해서 입증하여야 한다.

(d) 비행시험 중 중량, 하중(중량중심과 관성), 대기속도, 동력, 바람 등과 같은 시험상의 중대한 변수들의 중요수치는 공차 범위 내에 있어야 한다.

(e) 비행특성 요건에 대한 적합성이 안정성 증강 장치나 그 외의 자동 혹은 동력식 장치에 좌우된다면 그 적합성은 25.671항 및 25.672에 따라 입증되어야 한다.

(f) 25.105(d)항, 25.125항, 25.233 및 25.237항 등의 요건에 대해 풍속은 지표면상 10m의 높이에서 측정한 것이거나 풍속을 측정한 높이가 다를 경우 높이 차이에 대하여 수정한 것이어야 한다.

(g) 본 Subpart의 결빙조건과 관련된 요건들은 신청자가 결빙조건에서의 비행 인증을 받고자 할 경우에 한하여 적용한다.

(1) 25.121(a)항, 25.123(c)항, 25.143(b)(1)항과 (b)(2)항, 25.149항, 25.201(c)(2)항, 25.207(c)항과 (d)항, 25.239항, 25.251(b)항부터 (e)항의 요건들을 제외하고 본 Subpart의 각 요건들은 결빙조건에서 만족되어야 한다. 본 요건들에 대한 적합성은 비행기의 정상 운용 상태에서 신청자가 설정하여 비행교범에 제시한 결빙방지 관련 운용한계와 운용절차에 따라 부록 C에 정의된 착빙조건에서 입증되어야 한다.

(2) 비 결빙조건(Non-icing condition)에서 설정된 25.23항에 따른 하중분포 한계와 25.25항에 따른 중량의 한계는 결빙조건 또는 착빙조건에서도 변경 없이 그대로 적용하여 비행할 수 있다. 단, 본 Subpart의 성능요건에 따라 별도로 제한된 경우에는 예외로 한다.

(a) 비행기를 안전하게 운용할 수 있는 중량 및 중량중심의 범위를 설정하여야 한다. 만일 어느 한 가지 중량과 중량중심의 조합이 실수로 한계를 초과할 염려가 있는 특정한 중량분포범위 내에서만(날개길이 방향같이) 허용되는 경우 이러한 범위와 그에 대응하는 중량과 중량중심의 조합을 설정해 두어야 한다.

(b) 중량분포범위는 다음 사항을 초과하지 않아야 한다.

(1) 선정한 범위

(2) 강도가 증명된 범위

(3) 이 기술기준의 각 비행요건에 대한 적합성을 보일 수 있는 범위

(a) 최대중량 : 비행기의 운용조건(램프, 지상활주 또는 수상활주, 이륙, 순항, 착륙등), 환경조건(고도 및 온도 등) 및 적재조건(무연료중량, 중량중심의 위치와 중량 분포) 등에 대응하는 최대중량은 다음을 넘지 않게 설정하여야 한다.

(1) 특정조건에 대하여 신청자가 선정한 최대중량 또는,

(2) 구조상 하중요건 및 비행요건에 적합함이 증명된 최대중량. 단, 보조동력 로켓엔진을 장착한 비행기는 이 기술기준의 부록 E에 설정해 놓은 최대중량 또는,

(3) 소음기준의 요건에 대한 적합성을 보일 수 있는 최대중량

(b) 최소중량 : 최소중량(이 기술기준의 각 요건에 대한 적합성을 보일 수 있는 최소중량) 는 다음 각 호보다 적지 않아야 한다.

(1) 신청자가 선정한 최소중량 또는,

(2) 설계최소중량(이 기술기준의 각 구조하중조건에 대한 적합성을 보일 수 있는 최소중량) 또는,

(3) 각 비행요건에 대한 적합성을 보일 수 있는 최소중량

실제적으로 구분할 수 있는 각 운용조건에 대해 최전방 및 최후방 중량중심의 범위를 설정하여야 한다. 이러한 범위는 다음 한계를 넘지 않도록 한다.

(a) 신청자가 선정한 최끝단 한계

(b) 구조가 보증된 최끝단 한계

(c) 각 비행요건에 대한 적합성을 보일 수 있는 최끝단 한계

(a) 공허중량과 이에 해당하는 중량중심은 다음 사항들을 포함한 비행기의 중량을 측정하여 결정하여야 한다.

(1) 고정 밸러스트

(2) 25.959항에 의하여 결정한 사용불능연료

(3) 다음을 포함하는 작동유체 전량

(i) 윤활유

(ii) 유압유

(iii) 비행기 계통의 정상운전에 필요한 기타 유체 (단, 음료수, 화장실용수, 엔진 분사용물 등은 제외)

(b) 공허중량이 결정되는 비행기의 상태조건은 명확히 정의되고 용이하게 반복될 수 있어야 한다.

이 기술기준의 비행요건에 대한 적합성을 입증하는데 있어 제거가능 밸러스트를 사용할 수 있다.

(a) 프로펠러속도와 피치범위는 다음 조건에 맞게 설정하여야 한다.

(1) 정상운전 조건에서 안전할 것.

(2) 25.101항에서 25.125항까지의 성능요건에 적합할 것.

(b) 조속기에는 프로펠러속도를 제한하는 장치가 있어야 한다. 이 장치는 프로펠러의 최대회전속도가 허용치를 넘지 않도록 엔진의 최대속도를 제한해야 한다.

(c) 프로펠러의 낮은 피치를 제한하는 장치는 다음 상태에서 엔진속도가 최대속도의 103%와 승인된 최대 과속도의 99% 중 큰 수치를 넘지 않게 하도록 설정되어 있어야 한다.

(1) 프로펠러가 낮은 피치한계와에 있고 조속기가 고장난 상태

(2) 바람이 없는 표준대기조건에서 비행기가 정지하고 있는 상태

(3) 왕복엔진 비행기에 있어 엔진이 이륙흡기압력 한계에서 작동하고 있거나 터보프롭 항공기에 있어 엔진이 최대 이륙토크 한계에서 작동하는 상태

성 능

(a) 특별히 규정하는 경우를 제외하고 비행기는 바람이 없는 대기상태에서 이 기술기준의 해당 성능요건을 충족해야 한다.

(b) 엔진의 출력 또는 추력의 영향을 받는 성능은 다음 각 항의 상대습도를 전제로 하여 평가한다.

(1) 터빈엔진 비행기에 대한 상대습도

(i) 표준온도 이하 : 80%

(ii) 표준온도 +10℃(+50℉) 이상 : 34%

상기 온도 사이의 온도에 대한 상대습도는 선형적으로 변화하는 것으로 한다.

(2) 왕복엔진 비행기에 대한 상대습도는 표준대기의 경우 80%이다. 증기압에 대한 엔진 출력수정은 다음 표에 따른다.

고도 H m (ft) | 증기압e mmHg (in.Hg.) | 비습도ω [lb(kg) 건조공기당 lb(kg) 수분] | 밀도비 ρ/σ=0.0023769

0 (0) | 10.236(0.403) | 0.00849 | 0.99508

300 (1,000) | 8.992 (0.354) | 0.0073 | 0.96672

600 (2,000) | 7.897 (0.311) | 0.00703 | 0.93895

900 (3,000) | 6.909 (0.272) | 0.00638 | 0.91178

1,200 (4,000) | 6.045 (0.238) | 0.00578 | 0.88514

1,500 (5,000) | 5.283 (0.207) | 0.00523 | 0.85910

1,850 (6,000) | 4.5847 (0.1805) | 0.00472 | 0.83361

2,100 (7,000) | 3.9776 (0.1566) | 0.00425 | 0.80870

2,450 (8,000) | 3.4442 (0.1356) | 0.00382 | 0.78434

2,750 (9,000) | 2.9769 (0.1172) | 0.00343 | 0.76053

3,050(10,000) | 2.5654 (0.1010) | 0.00307 | 0.73722

4,600 (15,000) | 1.17602(0.0463) | 0.001710 | 0.62368

6,100(20,000) | 0.502412(0.01978) | 0.000896 | 0.53263

7,600(25,000) | 0.197612(0.00778) | 0.000436 | 0.44806

(c) 성능은 특정한 주위 대기상태, 특정한 비행조건, (b)항에 따른 상대습도 등에서의 이용추진추력에 대응되는 것이어야 한다. 이용추진추력은 승인된 출력 또는 다음 각 항을 뺀 추력을 넘지 않는 엔진의 출력이나 추력에 대응하는 것이어야 한다.

(1) 장착 손실

(2) 특정한 주위 대기상태와 비행조건에서 보기와 부대장치에 의해 흡수되는 등가 출력 또는 추력

(d) 특별히 규정하는 경우를 제외하고, 신청자는 비행기의 이륙, 항로운항, 접근 및 착륙 형태들을 선정하여야 한다.

(e) 항공기 형태들은 하기 (F)에서 규정하는 운용절차와 조화되는 범위 내에서 중량, 고도, 온도 등에 따라 달리할 수 있다.

(f) 특별히 규정하지 않는 한, 가속정지거리, 이륙비행경로, 이륙거리 및 착륙거리를 결정할 때 항공기의 형태, 속도, 출력 및 추력 등에 대한 변경은 신청자가 설정한 운항시의 운용절차에 따라 행하여야 한다.

(g) 25.119항 및 25.121(d)항에 명시한 조건에 관련하여 착륙실패와 접근실패에 대한 절차를 설정하여야 한다.

(h) 상기(f)항 및 (g)항에 따라 설정한 절차는 다음 각 항은 ;

(1) 평균적인 기술을 지닌 승무원들이 일관적으로 수행할 수 있는 것이어야 한다.

(2) 안전하고 신뢰성 있는 장치 또는 방법을 사용하여야 한다.

(3) 운용 중 통상적으로 예기되는 조작시간 지연에 대한 여유를 허용해야 한다.

(i) 25.109 및 25.125항에서 각각 규정하는 가속-정지거리와 착륙거리는 허용 가능한 마모 범위 내의 최대 마모 한계에서 비행기의 차륜 제동장치가 모두 있는 상태로 결정하여야 한다.

(a) 지시실속속도 VSR는 신청자가 정의한 보정속도로서 1-g의 실속속도보다 작지 않아야 하며 다음 식으로 표현된다.

VCLMAX = 하중계수-보정양력계수 가 본 항의 (c)항에서 규정한 기동 중에 최초로 최대값이 될 때 얻어진 수정대기속도. 선택한 받음각에서 기수가 아래로 향하도록 갑자기 미는 장치(stick pusher 등)에 의하여 기동이 제한을 받을 때, VCLMAX는 이 장치가 작동하는 순간의 속도보다 작지 않아야 한다.

nZW = VCLMAX에서 비행경로에 수직한 하중계수

W = 비행기 총 중량

S = 공력학적 지시날개 면적

q = 동압

(b) VCLMAX는 다음의 사항과 함께 결정된다.

(1) 엔진 공회전 또는 결과적인 추력으로 인하여 실속 속도가 크게 감소하는 경우에는, 실속 속도에서 0의 추력보다 크지 말 것.

(2) 이륙 위치에서 프로펠러 피치 제어(적용할 수 있는 경우)

(3) (플랩 및 착륙장치, 착빙과 같은) 다른 관점에서, VSR이 사용되는 시험이나 성능기준에서 존재하는 조건의 비행기

(4) 요구성능기준에 적합함을 결정하기 위하여 VSR을 변수로서 사용하고 있을 때의 중량

(5) 최고값의 지시실속속도를 만드는 중량중심 위치

(6) 신청자가 선정한 속도에서 직선비행을 하도록 트림된 비행기. 단, 속도는 1.13 VSR보다 작지 않으며 1.3 VSR보다 크지 않음.

(c) 안정된 트림 상태로부터 시작해서 세로방향 조종장치를 조작하여 비행기를 감속한다. 속도 감소는 초당 1 knot를 초과하지 말아야 한다.

(d) (a)항의 규정에 추가하여, 선정된 받음각에서 기수를 아래로 향하도록 갑자기 미는 장치(stick pusher 등)가 장착되어 있을 때는 지시대기속도 VSR은 그 장치가 작동하는 때의 속도보다 2 노트 또는 2% 중 더 큰 값보다 작지 않아야 한다.

(a) 25.107항의 이륙속도, 25.109항의 가속정지거리, 25.111항의 이륙비행경로, 25.115항의 이륙비행경로는 신청자가 다음 조건에서 설정한 운용한계 내의 각 중량 및 고도와 대기온도에서 선택된 이륙형태에서 결정되어야 한다.

(1) 비 결빙조건(Non-icing condition)에서. 그리고,

(2) 부록 C에서 정의된 이륙 착빙상태로 25.121(b)항의 형태에서 다음과 같은 경우에는 결빙조건에서

(i) 최대 이륙중량에서 실속속도가 비 결빙조건(Non-icing condition)에서의 실속속도 보다 5.6km/h(3노트) CAS 또는 VSR의 3% 이상 초과하는 경우. 또는

(ii) 25.121(b)항에 따라 설정된 상승 경사도의 성능 저하가 25.115(b)항에서 정의된 실제-순 이륙 비행경로 경사도(actual-to-net takeoff flight path gradient) 감소분의 1/2 보다 큰 경우.

(b) 이 기준에 필요한 자료를 취하기 위해 행하는 이륙은 특별한 조종기술이나 주의를 요하는 것이 아니어야 한다.

(c) 이륙자료는 다음 조건에서 취한다.

(1) 육상기 및 수륙양용기

(i) 활주로는 평활하고, 건조하며 단단해야 함.

(ii) 신청자의 선택에 따라, 활주로는 홈이 있거나 또는 다공성의 마찰이 있으면서 젖은 상태로 단단해야 함.

(2) 수상기 및 수륙양용기의 경우 평활한 수면일 것.

(3) 스키식 비행기의 경우 평활하고 건조한 눈일 것.

(d) 이륙자료에는 설정된 운용한계 내에서 다음과 같은 운용수정인자들이 포함되어 있어야 한다.

(1) 이륙방향에 반대되고 이륙경로와 평행한 공칭 풍속성분의 50%이하 풍속과 이륙방향과 같고 이륙경로와 평행한 공칭 풍속성분의 150%이상 되는 풍속

(2) 유효 활주로기울기

(a) V1은 다음과 같이 VEF에 연관시켜 설정해야 한다.

(1) VEF는 임계엔진이 부작동 상태가 되었다고 가정했을 때의 보정속도이다. VEF는 신청자가 선정하되 25.149(e)항에 따라 정한 VMCG 보다 작지 않아야 한다.

(2) 보정을 한 V1은 신청자가 선정하는 이륙결정속도이다. 그러나, V1은 VEF에 임계엔진이 부작동 되는 순간부터, 가속정지시험에 있어서 조종사가 취하는 감속조치에서 알 수 있듯이 조종사가 이를 인지하여 대응조치를 취할 때까지의 시간동안 부작동 상태인 임계엔진으로 얻는 속도를 더한 값보다 작지 않아야 한다.

(b) 보정한 V2min은 다음 값 이상이 되어야 한다.

(1) 다음 비행기에 있어서는 1.13 VSR

(i) 쌍발 또는 3발의 터보프롭비행기 및 왕복엔진비행기.

(ii) 한 엔진 부작동시 엔진출력 실속속도를 현저히 감소시키는 장치가 없는 터보제트 비행기

(2) 다음 비행기에 있어서는 1.08 VSR

(i) 4발 이상의 터보프롭 비행기 및 왕복엔진비행기

(ii) 한 엔진 부작동시 엔진출력 실속속도를 현저히 감소시키는 장치가 있는 터보제트 비행기

(3) 25.145에서 정한 VMC의 1.1배

(c) 보정한 V2는 최소한 25.121(b)항에서 요구되는 상승기울기를 갖도록 신청자가 선정하되 다음 값들보다 적지 않아야 한다.

(1) V2min

(2) VR에 이륙면상 10.7m(35ft)의 고도에 이르기 전에 얻어지는(25.121(b)(2)항에 따라) 속도증가분을 더한 속도

(3) 25.143(h)항에서 정한 기동능력을 발휘하는 속도

(d) VMU는 보정한 속도로 이 속도이상에서는 비행기가 안전하게 지상을 떠서 이륙을 계속할 수 있는 속도이다. VMU는 증명을 받으려는 전 범위의 추력/중량비에 대해 신청자가 선정하여야 한다. 이 자료들이 지상이륙시험을 통해 확인된다면 이러한 속도들은 자유공기자료로부터 설정하여야 한다.

(e) 보정된 VR은 다음 (1)항에서부터 (4)항에 따라 선정한다.

(1) VR은 다음 값들보다 작지 않아야 한다.

(i) V1

(ii) VMC의 105%

(iii) 이륙면상 10.7m(35ft)의 고도에 도달하기 전에 V2를 얻을 수 있는 속도( 25.111(c)(2)항에 따라 결정)

(iv) 비행기의 기수가 실제 가능한 최대비율로 들려지는 경우, 전 엔진 작동상태에서의 VMU의 110% 이상이고, 한 엔진 부작동 상태에 대응되는 추력/중량비에서 결정되는 VMU의 105 이상인 VLOF를 가져오는 속도

(2) 모든 조합의 조건(중량, 형태, 온도 등과 같이)에서 한 엔진 부작동 상태나 전 엔진 작동상태에서의 이륙 요건에 대한 적합성을 증명하는 데에는 이 절에 따라 정한 단일 값인 VR을 사용하여야 한다.

(3) 상기 (1)과 (2)항에 따라 정한 VR 값보다 5노트 적은 기수올림 속도에 의한 한 엔진 부작동시 이륙거리가 설정된 VR을 사용하였을 때의 이륙거리를 초과하지 않음을 증명해야 한다. 이륙거리는 25.113(a)(1)항에 따라 정한다.

(4) 비행기 운용에 있어 통상적으로 예견되는 범위 내에서 설정된 이륙절차를 벗어나더라도(과도의 기수올림과 트림이 되지 않는 상태와 같은) 불안전한 비행특성이 나타나거나 25.113항에 따라 설정한 계획이륙거리를 크게 초과하는 현상이 나타나지 않아야 한다.

(f) VLOF는 보정속도로 비행기가 처음으로 공중에 떠오를 때의 속도를 말한다.

(g) 보정한 VFTO는 최소한 25.121(c)항에서 요구하는 상승기울기를 갖도록 신청자가 선정하되 다음 값들보다 적지 않아야 한다.

(1) 1.18 VSR, 그리고

(2) 25.143(h)항에서 정한 기동능력을 발휘하는 속도

(h) 결빙조건 비행을 위한 V1, VR, V2 이륙속도를 설정하는데 있어, 비 결빙조건(Non-icing condition)을 기준으로 설정된 VMCG, VMC, VMU 값을 사용할 수 있다.

(a) 건조한 활주로에서의 가속정지거리는 다음의 거리 중 더 긴 것으로 한다.

(1) 다음 각 항의 거리들을 합한 거리

(i) 전 엔진 작동상태에서 비행기를 정지된 출발점에서부터 건조한 활주로로부터 이륙하기 위하여 VEF까지 가속하기까지의 거리

(ii) 임계엔진이 VEF에서 정지하여 조종사가 건조한 활주로에서 이륙하기 위한 V1의 속도에서 이륙을 단념하였다는 가정 하에, 비행기를 VEF로부터 시작하여 이륙 단념 과정에서 도달하게 되는 최고 속도까지 가속시킨 거리

(iii) 상기 (a)(1)(ii)항의 가속이 끝난 점에서부터 건조한 활주로에서 비행기를 완전히 정지시키기까지의 거리.

(iv) 건조한 활주로에서 이륙하기 위한 V1의 속도에서 2초 동안 이동하는 거리

(2) 다음 각 항의 거리들을 합한 거리

(i) 조종사가 건조한 활주로에서 이륙하기 위한 V1의 속도에서 이륙을 단념하기 위한 최초의 조치를 취하였다는 가정 하에, 비행기가 모든 엔진이 작동하는 상태로 출발점에 서 있는 때로부터 이륙 단념 과정 중에 도달하는 최고 속도까지 비행기를 가속시킨 거리.

(ii) 모든 엔진이 작동하고 있는 상태의 건조한 활주로에서 상기 (a)(2)(i)항의 가속이 끝난 점에서부터 비행기를 완전히 정지시키기까지의 거리.

(iii) 건조한 활주로에서 이륙하기 위한 V1의 속도로 2초 동안 움직인 거리

(b) 젖은 활주로에서의 가속정지거리는 다음의 거리 중 더 긴 것으로 한다.

(1) (a)항의 규정에 따라 결정된 건조한 활주로에서의 가속정지거리

(2) 활주로가 젖어 있으며 젖은 활주로에 해당하는 VEF 및 V1의 값이 사용되는 경우를 제외하고, (a)항에 따라 정해진 가속-정지거리. 젖은 활주로에서의 가속정지거리를 결정할 때 차륜 제동장치의 정지력은 다음을 초과할 수 없다.

(i) 25.101(i) 및 본 항의 (a)항의 규정을 만족하도록 결정된 차륜 제동장치의 정지력

(ii) (c) 또는 (d)항에서 정해진 젖은 활주로에서의 제동마찰계수로 인한 힘. 이륙 승인을 받은 가장 위험한 중량중심 위치에서 차륜에 제동이 걸렸을 때와 걸리지 않았을 때의 사이의 범위에서 정상 하중의 분포를 고려하여야 한다.

(c) 평활하고 젖은 상태의 활주로에서의 제동마찰계수는 지상속도 대비 마찰계수 곡선으로 정의되며 다음과 같이 계산되어야 한다.

(1) 젖은 활주로에서 타이어와 지면 간의 최대 제동마찰계수는 다음으로 정의된다.

타이어 압력 = 비행기의 최대 운항 시 타이어 압력(psi)

μt/gMAX = 타이어와 지면 간의 최대제동계수

V = 비행기 실제 지상속도(knots)

위에 수록되지 않은 타이어 압력에는 선형 삽입법이 사용될 수 있다.

(2) 젖은 활주로에서의 타이어와 지면 간 최대 제동마찰계수는 젖은 활주로에서의 미끄럼 방지계통의 효율을 감안하여 조정하여야 한다. 미끄럼 방지계통의 작동은 평활한 젖은 활주로에서의 비행시험에 의하여 실증되어야 하며 그 효율이 결정되어야 한다. 평활한 활주로에서의 비행시험 시 정량적 해석에 의하여 특별한 미끄럼 방지 계통의 효율이 결정되지 못한다면, (c)(1) 항에서 결정된 젖은 활주로에서의 타이어와 지면 간의 최대 제동마찰계수에 비행기에 장착된 미끄럼 방지 계통의 종류와 관련된 효율값을 곱하여야 한다.

미끄럼 방지계통의 종류 | 효율값

On-Off | 0.30

Quasi-Modulating | 0.50

Fully Modulating | 0.80

(d) 신청자의 선택에 따라, 더 높은 값의 젖은 활주로에서의 제동마찰계수를 홈이 있거나 다공성의 마찰 수로 처리를 한 활주로 표면에 사용할 수 있다. 홈이 있고 다공성인 마찰 수로 활주로에서는 젖은 활주로에서의 제동마찰계수를 다음 중 하나로서 정의한다.

(1) 건조한 활주로에서의 가속정지거리를 결정하기 위하여 사용하는 건조한 활주로에서의 제동마찰계수의 70%

(2) (c)항에서 정의한 젖은 활주로에서의 제동계수. 특정 값으로 결정된 미끄럼 방지 계통의 효율이 홈이 있거나 다공성의 마찰 수로 젖은 활주로에 적합하고 젖은 활주로에서의 타이어와 지면 간 최대 제동마찰계수가 다음과 같이 정의된 경우는 제외한다.

타이어 압력 = 비행기의 최대 운항 시 타이어 압력(psi)

μt/gMAX = 타이어와 지면 간의 최대제동계수

V = 비행기 실제 지상속도(knots)

위에 수록되지 않은 타이어 압력에는 선형 삽입법이 사용될 수 있다.

(e) (f)(1)항에서 규정한 사항을 제외하고, 가속정지거리를 결정할 때 바퀴제동장치 외의 장치는 다음 조건에 적합한 경우에 한하여 사용할 수 있다.

(1) 안전하고 신뢰성이 있을 것.

(2) 정상적인 운용상태에 있어서 일관된 결과를 기대할 수 있을 것.

(3) 비행기의 조종에 특별한 기술을 필요로 하지 않을 것.

(f) 사용 가능한 역추력 효과는 다음과 같아야 한다.

(1) 건조한 활주로에서 가속정지거리를 결정할 때 감속을 위한 추가적인 장치로서 포함되지 말아야 한다.

(2) (e)항의 규정이 만족된다는 가정 하에 젖은 활주로에서 가속정지거리를 결정할 때 지정된 역추력 절차를 사용하여 감속을 위한 추가적인 장치로 포함될 수 있다.

(g) 가속정지거리 측정 중 착륙장치는 계속 내려져 있어야 한다.

(h) 가속정지거리가 활주로 면과 본질적으로 다른 표면특성을 가지는 정지로를 포함하고 있다면 이륙자료의 가속정지거리에는 운용수정계수를 포함시켜야 한다. 이 수정계수에는 해당 정지로의 특성과 설정된 운용한계 내에서의 계절적 기상조건(기온, 비, 눈, 얼음 등과 같은)에 따른 이 표면특성의 변화를 반영해야 한다.

(i) 최대 제동운동에너지의 가속정지거리에 대한 비행시험을 통한 실증은 비행기의 차륜 제동장치의 각각에 남아 있는 허용 가능한 제동 마모 범위가 10% 미만인 상태로 이루어져야 한다.

(a) 이륙경로는 정지출발점으로부터 이륙면 위 450m(1,500ft)의 고도 또는 이륙에서 항로운항 형태로의 이행이 완료되고 비행기의 속도가 VFTO에 도달하는 고도 중 높은 쪽 고도까지로 한다. 이에 더하여,

(1) 이륙경로는 25.101(f)항에 제시된 절차를 기준으로 하여야 한다.

(2) 비행기는 지상에서 VEF까지 가속하고 여기에서 임계엔진을 끄고 나머지 이륙과정이 끝날 때까지 작동시키지 않아야 한다.

(3) VEF에 도달한 후 V2까지 가속되어야 한다.

(b) V2까지 가속하는 동안 앞바퀴는 VR 이상의 속도에서 지면으로부터 떠올라도 된다. 그러나 비행기가 공중에 부양하기 전에 착륙장치를 올리지 않아야 한다.

(c) 위의 (a)항 및 (b)항에 따라 이륙경로를 결정할 때에는;

(1) 이륙경로의 공중구간은 매 지점에서 양(+)의 경사도를 가져야 한다.

(2) 이륙면상 10.7m(35ft)의 고도에 이르기 전에 비행기 속도는 V2에 도달해야 하며 되도록 V2에 가깝게 가속하다가 이륙 면 위 120m(400ft)에 도달할 때까지 가능한 한 V2에 가까운 속도를 유지하되 V2 보다 작아서는 안 된다.

(3) 이륙면상 120m(400ft)의 높이에 도달한 점에서부터 이륙경로 상 각 지점에서의 이용 가능한 상승 경사도는 다음 각 항보다 작지 않아야 한다.

(i) 쌍발기의 경우 1.2%

(ii) 3발기의 경우 1.5%

(iii) 4발기의 경우 1.7%

(4) 착륙장치 접어 올림과 프로펠러를 자동 페더링을 제외하고 비행기 형태는 변경되지 않아야 한다. 또한 비행기가 이륙면으로부터 122m(400ft) 고도에 도달할 때까지 조종사의 동작을 요하는 출력 또는 추력의 변동이 없어야 한다.

(5) 25.105(a)(2)항에 따라 결빙조건에서 비행을 하기 위한 이륙경로의 설정이 필요한 경우, 이륙경로상의 비행 부분은 다음과 같은 비행기 항력을 기준으로 해야 한다.

(i) 이륙면에서부터 고도 10.7m(35ft)부터 122m(400ft)까지 부록 C에서 정의된 이륙 착빙상태에서의 항력과

(ii) 이륙면에서부터 고도 122m(400ft)부터 이륙경로의 끝단 까지 부록 C에서 정의된 최종 이륙 착빙상태에서의 항력

(d) 이륙경로는 연속적으로 이륙을 실증하거나 이륙경로 상의 각 비행구간을 종합하여 결정되어야 한다. 이륙경로를 결정하는 경우에는 -

(1) 각 비행구간은 형태, 출력 또는 추력, 속도의 뚜렷한 변화에 따라 명확히 정의되어야 한다.

(2) 각 비행 구간에서 비행기의 중량, 형태, 엔진 출력 또는 추력 등은 일정해야 하며 그 비행 구간을 대표하는 임계 조건에 대응되어야 한다.

(3) 비행경로는 지면효과를 받지 않는 비행기의 성능을 기준으로 한다.

(4) 이륙경로가 연속적인 경로와 비교하여 보수적으로 설정될 수 있도록 이륙경로에 대한 자료는 비행기가 지면효과의 영향권을 벗어나 속도가 안정되는 지점까지의 연속적인 이륙실증비행을 통해 확인되어야 한다. 비행기는 날개길이 만큼의 고도에 다다르면 지면효과 영역을 벗어난 것으로 간주한다.

(e) 예비동력 로켓엔진을 장착한 비행기의 경우 이륙경로는 부록 E의 2부에 따라 결정될 수 있다.

(a) 건조한 활주로에서의 이륙거리는 다음 각 항들의 거리보다 커야 한다.

(1) 건조한 활주로에서 25.111항에 따라 이륙 출발점으로부터 이륙면상 10.7m(35ft)의 고도에 도달하는 위치까지 이동한 이륙경로에 평행한 수평거리.

(2) 전 엔진 작동상태로 이륙 출발점으로부터 25.111항의 절차에 따라 비행기가 이륙면상 10.7m(35ft)의 고도에 도달하는 위치까지 이동한 이륙경로에 평행한 수평거리의 115%에 해당하는 거리.

(b) 젖은 활주로에서의 이륙거리는 다음 중 더 긴 거리로 한다.

(1) (a) 항에서 정해진 건조한 활주로에서의 이륙거리

(2) 비행기가 이륙 출발점으로부터 시작하여 젖은 활주로에서 25.111 항에서 정해진 이륙면상 10.7m(35ft)의 고도에 도달하기 전에 V2와 같은 속도로 이륙면상 4.5 m(15 ft) 지점까지 이동한 이륙경로에 평행한 수평거리

(c) 이륙거리에 대피로가 포함되어 있지 않은 경우, 이륙활주는 이륙거리와 동일하여야 한다. 이륙거리에 대피로가 포함되어 있는 경우에는 다음과 같아야 한다,

(1) 이륙활주거리는 다음 각 항들의 거리보다 커야 한다.

(i) 이륙 출발점에서부터 비행기의 속도가 VLOF에 도달하는 점과 건조한 활주로에서의 25.111항에 따라 비행기가 이륙면상 10.7m(35ft) 고도에 도달하는 점 사이의 중간 위치까지 이동한 수평거리.

(ii) 전 엔진 작동상태로 25.111항에 따라 이륙 출발점에서부터 비행기의 속도가 VLOF에 도달하는 점과 비행기가 이륙면상 10.7m(35ft) 고도에 도달한 점 사이의 중간 위치까지 이동한 수평거리의 115%에 해당하는 거리.

(2) 젖은 활주로에서의 이륙활주는 다음 중 더 긴 거리로 한다.

(i) 젖은 활주로에 대한 25.111항의 규정에 따라 이륙면 위로 10.7 m(35 ft)의 고도에 도달하기 전에 V2의 속도를 낼 수 있는 비행 방식으로 이륙면 위 4.5 m(15 ft) 고도까지 이동한 이륙경로의 수평거리

(ii) 25.111항에서 규정한 절차에 따라 비행기의 모든 엔진이 작동하는 상태로 비행기가 이륙 출발점으로부터 시작하여 VLOF에 도달하는 지점과 이륙면 위로 10.7 m(35 ft) 고도에 도달하는 지점의 중간 지점까지 이동한 이륙경로의 수평거리의 115% 되는 거리

(a) 이륙비행경로는 활주로 노면 상태에 따라 25.113(a) 또는 (b)항에서 활주로 표면에 대해 적정하게 정하는 이륙거리 끝의 이륙면 상 10.7 m(35 ft) 점에서 시작한다.

(b) 순수 이륙비행경로 자료는 다음 각 항의 상승기울기 만큼 매 점에서 감소된 실제 이륙비행경로(25.111항 및 상기(a)항에 따라 정한)를 대표할 수 있도록 정해야 한다.

(1) 쌍발기의 경우 0.8%

(2) 3발기의 경우 0.9%

(3) 4발기의 경우 1.0%

(c) 예시된 상승기울기 감소량은 비행기가 수평비행으로 가속하는 점에서 이륙비행경로의 해당 부분에 따른 가속에 대한 등가 감소량으로 적용해도 좋다.

최소 비행 아이들(Idle) 출력 또는 추력에서 다음 설정에 해당하는 착륙포기 출력 또는 추력까지 증가시킨 직후 8초 간 얻을 수 있는 출력 또는 추력상태에서 착륙비행 형태로 정상 상승경사도는 3.2% 보다 커야한다.

(a) 25.125(b)(2)(i)항에 따라 설정된 VREF 의 상승속도로 비 결빙조건(Non-icing condition)에서

(b) 25.125(b)(2)(ii)항에 따라 설정된 VREF 의 상승속도로 결빙조건에서 부록 C에 정의된 착륙 착빙상태에서

(a) 이륙 : 착륙장치 내림상태 : 지면효과가 없는 25.111항의 비행형태와 비행경로 상의 임계 이륙 비행형태(비행기의 속도가 VLOF에 도달하는 점과 착륙장치를 완전히 올림상태로 되는 점 사이)에 있어서 정상상승기울기는 VLOF에서 다음 조건과 함께 쌍발기에 있어서는 정(+)의 값, 3발기에 있어서는 0.3% 이상, 4발기에 있어서는 0.5% 이상이어야 한다.

(1) 임계엔진은 부작동상태이고 나머지 엔진은 25.111항에 따라 착륙장치 올림을 시작할 때의 이용 출력 또는 추력일 것. 단, 비행경로에 따라 더 중요한 동력운전조건이 이후에 그러나 착륙장치를 완전히 올리기 전에 생기지 않아야 한다.

(2) 중량은 25.111항에 따라 착륙장치를 올리기 시작 할 때의 중량과 같은 것으로 정한다.

(b) 이륙 : 착륙장치 올림상태 : 착륙장치를 완전히 올린 비행경로 상의 이륙비행 형태에 있어서와 지면효과 없이 25.111항에 따른 비행형태에서 다음과 같아야 한다.

(1) 정상 상승 경사도는 V2에서 다음 조건과 함께 쌍발기에 있어서는 2.4% 이상, 3발기에 있어서는 2.7% 이상, 4발기에 있어서는 3.0% 이상이어야 한다.

(i) 임계엔진은 부작동 상태이고 나머지 엔진은 25.111항에 따라 착륙장치 올림을 시작할 때의 이용 출력 또는 추력일 것. 단, 비행경로에 따라 더 중요한 동력운전 조건이 비행경로 이후에서부터 이륙면상 120m(400ft)의 높이에 도달하기 전에 생기지 않아야 한다.

(ii) 중량은 25.111항에 따라 착륙장치를 완전히 올린 상태에서의 중량과 같은 것으로 정한다.

(2) 본 항목의 (b)(1)항의 요건은 다음의 조건에서 만족되어야 한다.

(i) 비 결빙조건(Non-icing condition)에서. 그리고,

(ii) 다음에 해당하는 이륙 착빙상태로 25.121(b)항에 따라 이륙 착빙 형태로 있는 경우 부록 C에 따라 정의된 이륙착빙 상태의 결빙조건에서

(A) 최대 이륙중량에서 실속 속도가 비 결빙조건(Non-icing condition)에서의 실속속도 보다 5.6km/h(3노트) CAS 또는 VSR 속도의 3% 보다 크거나

(B) 25.121(b)항에 따라 설정된 상승 경사도의 성능 저하가 25.115(b)항에서 정의된 실제-순 이륙 비행경로 경사도(actual-to-net takeoff flight path gradient) 감소분의 1/2 보다 큰 경우.

(c) 최종 이륙 단계 : 25.111항에서 정해진 이륙경로의 끝에서의 순항비행 형태에서, 다음을 만족해야 한다.

(1) 정상 상승 기울기는 VFTO 및 다음의 상태에서 쌍발기의 경우에는 1.2%, 3발기에 있어서는 1.5%, 4발기에서는 1.7%보다 커야 한다.

(i) 임계엔진은 부작동 상태이고 나머지 엔진은 최대 연속출력 또는 추력 상태. 그리고,

(ii) 중량은 25.111항에 따라 설정된 이륙경로의 최종단계에서의 중량

(2) 본 절의 (c)(1)항의 요건은 다음의 조건에서 만족되어야 한다.

(i) 비 결빙조건(Non-icing condition)에서. 그리고,

(ii) 다음에 해당하는 이륙 착빙상태로 25.121(b)항에 따라 이륙 착빙 형태로 있는 경우 부록 C에 따라 정의된 이륙착빙 상태의 결빙조건에서

(A) 최대 이륙중량에서 실속 속도가 비 결빙조건(Non-icing condition)에서의 실속속도 보다 5.6km/h(3노트) CAS 또는 VSR 속도의 3% 보다 크거나

(B) 25.121(b)항에 따라 설정된 상승 경사도의 성능 저하가 25.115(b)항에서 정의된 실제-순 이륙 비행경로 경사도(actual-to-net takeoff flight path gradient) 감소분의 1/2 보다 큰 경우.

(d) 접근 : 모든 엔진이 작동하고 정상적인 비행절차에 있는 비행기 형태에서, VSR이 모든 엔진 작동 착륙 형태 VSR의 110%를 초과하지 않는 상태에서 다음을 만족하여야 한다.

(1) 정상 상승 기울기는 다음의 상태에서 쌍발기의 경우에는 2.1%, 3발기에 있어서는 2.4%, 4발기에서는 2.7%보다 작지 않아야 한다.

(i) 임계 엔진은 부작동 상태이고 나머지 엔진은 착륙포기 출력 또는 추력 상태.

(ii) 최대착륙중량

(iii) 상승속도는 정상착륙절차와 연계하여 설정하나 1.4VSR를 넘지 않을 것

(iv) 착륙장치 접음

(2) 본 절의 (d)(1)항의 요건은 다음의 조건에서 만족되어야 한다.

(i) 비 결빙조건(Non-icing condition)

(ii) 부록 C에서 정의된 접근단계의 착빙상태에서. 본 절의 (d)(1)(iii)에 따라 계산된 결빙조건에서의 상승속도가 비 결빙조건(Non-icing condition)에서의 상승속도를 5.6km/h(3노트) CAS 또는 VSR의 3% 이상 초과하지 않는 경우에는 비 결빙조건(Non-icing condition)을 기준으로 설정된 상승속도를 사용할 수 있다.

(a) 항로비행형태에 대해 (b)항 및 (c)항에 기술된 비행경로는 해당 비행기에 설정된 운용한계 내에서 각 중량, 고도, 대기온도 등에 따라 결정한다. 엔진작동에 의한 연료와 윤활유의 소모를 고려하여, 비행경로 상의 중량변화를 계산에 포함시킬 수 있다. 비행경로는 다음의 조건과 VFTO 이상의 속도에서 결정되어야 한다.

(1) 중량중심은 가장 불리한 위치일 것.

(2) 임계엔진은 부작동일 것.

(3) 나머지 엔진은 연속 최대 이용출력 또는 추력으로 작동할 것.

(4) 엔진이 고온 대기 상태에서도 적절히 냉각이 되도록 엔진냉각 공기의 공급을 제어하는 장치를 조절할 것.

(b) 한 엔진 부작동 상태에서의 순비행경로 자료는 쌍발기의 경우 1.1%, 3발기의 경우 1.4%, 4발기에 있어서는 1.6%의 상승 경사도를 감소시킨 실제 상승성능을 대표하는 것이어야 한다.

(1) 비 결빙조건(Non-icing condition)

(2) 다음과 같은 경우에는 부록 C에서 정의된 순항단계의 착빙상태로 결빙조건에서

(i) 순항단계의 착빙상태에서의 1.18 VSR 속도가 비 결빙조건(Non-icing condition)에서의 순항속도 보다 5.6km/h(3노트) CAS 또는 VSR의 3%를 초과하는 경우. 또는

(ii) 상승 경사도의 성능 저하가 본 절의 (b)항에서 정의된 실제-순 비행경로(Actual-to-net takeoff flight path) 감소분의 1/2 보다 큰 경우.

(c) 3발기 또는 4발기에 있어 두 엔진 부작동시의 순비행경로 자료는, 3발기에 있어서는 0.3%, 4발기에 있어서는 0.5%씩 감소시킨 실제 상승성능을 대표하는 것이어야 한다.

(a) 착륙면상 고도 15m(50ft)에서부터 착지하여 완전히 정지하기까지의 (착수의 경우는 5.6km/h (3노트)의 속도가 될 때까지) 필요한 수평거리는 다음가 같이 결정하여야 한다. (해당 비행기에 대해 신청자가 설정한 운용한계 내의 표준온도, 각 중량과 고도 및 바람 등에 대해)

(1) 비 결빙조건(Non-icing condition)

(2) 최대착륙중량 상태 및 결빙조건에서의 VREF 속도가 비 결빙조건(Non-icing condition)에서의 VREF 속도를 9.3km/h(5노트) CAS 이상 초과하는 경우, 부록 C에 정의된 착륙 착빙상태의 결빙조건

(b) 본 절의 (a)항에 제시된 거리를 결정하는데 있어 다음의 조건을 만족해야 한다.

(1) 비행기는 착륙 형태에 있어야 한다.

(2) 다음의 조건에서 VREF CAS 이상의 속도로 안정된 접근비행 상태로 15m(50ft) 고도로 유지하며 접근한다.

(i) 비 결빙조건(Non-icing condition)에서의 VREF 속도는 다음의 속도보다 커야한다.

(A) 1.23 VSR0 속도

(B) 25.149(f)에 따라 설정된 VMCL 속도

(C) 25.143(h)에 명시된 기동성능을 발휘할 수 있는 속도

(ii) 결빙조건에서의 VREF 속도는 다음의 속도보다 커야한다.

(A) 본 절의 (b)(2)(i)항에 따라 결정된 속도

(B) 속도가 비 결빙조건(Non-icing condition)에서의 VREF 속도를 9.3km/h(5노트) CAS 이상 초과하는 경우, 부록 C에 정의된 착륙 착빙상태에서 설정된 1.23 VSR0 속도

(C) 부록 C에 정의된 착륙단계에서의 착빙상태로 25.143(h)에 명시된 기동성능을 발휘할 수 있는 속도

(3) 비행기의 형태, 출력 또는 추력, 속도의 변화는 운용절차에 설정된 절차에 따라야 한다.

(4) 착륙은 과도한 수직 가속, 바운스(Bounce), 노즈오버(Nose over), 지상 루프(Ground loop), 펄퍼스(Porpoise) 또는 수상 루프(Water loop)의 경향이 없어야 한다.

(5) 착륙은 과도한 조종기술이나 조종사의 주의를 요구하지 않아야 한다.

(c) 육상기와 수륙양용기의 지상 착륙거리는 평탄하고 건조하며 단단한 수평인 활주로면에서 정하여야 한다. 또한,

(1) 제동장치에 가해지는 압력은 브레이크 제조자가 명시한 기준치를 초과하지 않아야 한다.

(2) 제동장치 또는 타이어가 과도하게 마모될 정도까지 제동을 하지 않아야 한다.

(3) 다음 조건에 적합한 경우 바퀴제동장치 이외의 감속장치를 사용할 수 있다.

(i) 안전하고 신뢰성이 있을 것.

(ii) 실용 운용에서 일관된 결과를 기대할 수 있을 것.

(iii) 비행기의 조종에 특별한 기술이 필요하지 않을 것.

(d) 수상기와 수륙양용기의 수상착륙거리는 평탄한 수면에서 정하여야 한다.

(e) 스키식 비행기의 설상 착륙거리는 평탄하고 건조한 눈 위에서 설정되어야 한다

(f) 이륙방향에 반대되고 이륙경로와 평행한 공칭 풍속성분의 50%이하 풍속과 이륙방향과 같고 이륙경로와 평행한 공칭 풍속성분의 150%이상 되는 풍속인 경우 착륙거리에는 수정계수를 포함해야 한다.

(g) 엔진의 운전에 의존하는 장치의 특성상, 엔진 고장 시 착륙에 있어서 착륙거리가 현저히 증가하는 비행기에 있어서는 착륙거리를 임계엔진 부작동의 상태로 결정하여야 한다. 다만, 이것들의 보조장치를 사용한 경우 모든 엔진의 운전 시 착륙거리와 현저한 차이가 생기지 않는다고 인정된 비행기에 있어서는 임계 엔진 부작동으로 하지 않아도 좋다.

조종성 및 기동성

(a) 비행기는 다음 비행 중에 안전하게 조종되고 기동이 되어야 한다.

(1) 이륙

(2) 상승

(3) 수평비행

(4) 하강

(5) 착륙

(b) 다음 상태를 포함하는 어떠한 예상 운용상태에 있어서도 비행기는 조종사의 특별한 조종기술, 주의 또는 조종력을 요하지 않는 가운데 제한하중계수를 초과하지 않으면서 어느 한 비행상태에서 다른 비행상태로 원활히 이행될 수 있어야 한다.

(1) 임계엔진의 갑작스런 고장

(2) 3발 이상의 비행기에 있어서 순항, 접근 또는 착륙비행 도중 두 번째 임계엔진의 갑작스런 고장. 엔진고장 상태에서 비행기는 트림이 되어 있다고 본다.

(3) 감속장치의 펼침이나 접음을 포함하는 비행형태의 변화

(c) 비행기는 임계엔진이 부작동 상태이고, (해당되는 경우) 프로펠러는 최소항력 위치에 있고, 부록 C에 정의된 비행 단계에서의 임계 착빙상태인 경우 안전하게 조종 가능하고 기동함을 입증하여야 한다.

(1) 이륙을 위한 최소 V2

(2) 접근과 착륙포기 동안

(3) 접근과 착륙 동안

(d) 다음은 전통적인 바퀴배열 비행기의 조종간에 있어 (a)항 및 (b)항의 시험을 할 때 허용되는 최대 필요조종력을 규정한 표이다.

조종륜 또는 방향타 페달에 가해지는 힘 | 피치 | 롤 | 요우

피치와 롤 조종을 위한 단시간조타 (양손 사용 가능) | 33kg(75Ib) | 22kg(50lb) | -

피치와 롤 조종을 위한 단시간조타 (양손 사용 가능) | 22kg(50lb) | 11kg(25Ib) | -

요우 조종을 위한 단시간조타 | - | - | 67kg(150Ib)

장시간 조타 | 4kg(10lb) | 2kg(5lb) | 9kg(20lb)

(e) (d)항의 단시간조타에 적용되는 필요조종력에 대한 적합성을 증명할 때에는 승인된 절차 또는 관행적인 통상 절차에 따라 조종해야 한다. 비행기는 트림이 되어 있거나 가능한 한 바로 앞의 정상비행상태에 가깝게 머물러 있도록 해야 한다. 이륙에 있어 비행기는 승인된 조종절차에 따라 트림되어야 한다.

(f) (d)항의 장시간조타에 적용되는 필요조종력에 대한 적합성을 증명할 때 비행기는 트림이 되어 있거나 가능한 트림이 되어있는 상태에 가까워야 한다.

(g) 등속이나 마하 속도( VFC/MFC까지)로 기동할 때, 필요조종력과 기동하중계수와 필요조종력의 비율은 만족할 만한 범위 내에 머물러 있어야 한다. 조종력은 비행기가 기동할 때, 조종사가 과도하게 요구할 만큼 크지 않아야 하고 비행기가 부주의하게 심한 압력을 쉽게 받을 만큼 작지 않아야 한다. 하중계수 변화에 의해 발생하는 변화 기울기는 비행기의 조종을 유지하는데 있어 예상하지 못한 곤란을 초래하지 않아야 한다. 구간 기울기는 과도한 조종의 위험이 있을만큼 작지 않아야 한다.

비행형태 (Configuration) | 속도 | 선회비행 시 기동 선회각 | 추력 조정

이륙(Takeoff) | V2 | 30° | 비대칭 WAT-제한됨1

이륙(Takeoff) | 2V2 + XX | 40° | 전 엔진 작동 상태에서 상승3

순항(En route) | VFTO | 40° | 비대칭 WAT-제한됨1

착륙(Landing) | VREF | 40° | -3° 비행경로각에서 대칭

¹ : 추력 또는 출력 조정값이 비행 조건별로 25.121항에서 규정한 최소 상승 기울기를 만드는 중량(W), 고도(A) 및 온도(T)의 조합

² : 모든 엔진이 작동하는 상태에서 승인을 받은 초기 상승 속도

3 : 임계엔진이 정지하고 남은 엔진의 추력이나 출력을 조정하기 위한 승무원의 조치가 없을 경우에, V2에서의 이륙 조건에 대하여 규정된 추력이나 출력을 내도록 추력값이나 출력값을 조정하는 것. 또는 모든 엔진이 작동하는 상태의 초기 상승 절차에서 사용하는 더 작은 값의 추력이나 출력 조정

(i) 결빙 조건에서 25.143항의 적핪성 입증 시 다음 사항을 만족하여야 한다.

(1) 조종성은 특정한 비행단계의 임계조건인 부록 C에서 정의된 착빙조건에서 입증하여야 한다.

(2) 0g의 하중계수로 급강하 기동 내내 요구되는 미는 힘이나, 승강타 힘 또는 비행 조종 시스템의 다른 설계 특성에 의해 제한되는 경우에 얻을 수 있는 가장 낮은 하중계수를 입증하여야 한다. 22kg (50lb)의 당기는 조종력을 초과하지 않고 기동으로부터 신속하게 회복 가능하여야 한다.

(3) 조종사의 특별한 조종 기술, 주의력이나 힘 없이 조금씩 쉽게 조절이 가능하지 않는 경우, 조종사가 옆미끄럼각이 증가하는 속도를 유지하기 위하여 피치 조종에 작용하여야 하는 힘의 변화는 일정하여야 한다.

(j) 결빙방지시스템이 작동되고 의도대는 기능을 수행하기 전에 결빙조건에서 비행은 다음의 요구조건을 만족하여야 한다.

(1) 결빙방지시스템의 작동이 기준면(결빙을 처음 알려준 곳이 아닌)에 규정된 착빙을 본 조종사에게 달린 경우, 25.143항의 요구조건은 부록 C Part II (e)항에 정의된 착빙조건에 적용된다.

(2) 결빙방지시스템을 작동시키는 다른 수단을 위해 부록 C Part II (e)항에 정의된 착빙조건에서 다음 항목을 비행 중에 입증하여야 한다.

(i) 비행기는 1.5g의 하중계수까지 급상승 기동 조종을 할 수 있어야 한다.

(ii) 0.5g의 하중계수로 급강하 기동 시 피치 조종력에 반대되는 힘은 없어야 한다.

(a) 25.103(b)(6) 항에서 규정한 트림 속도와 실속인지 속도(25.201(d) 항의 정의에 따른) 사이의 어떠한 속도에서도 기수를 아래로 내리도록 피치를 조종하여, 선정한 트림 속도까지 다음의 상태에서 즉시 가속할 수 있어야 한다.

(1) 25.103(b)(6)항에 규정한 트림속도로 비행기가 트림되어 있음

(2) 착륙장치가 내려져 있을 것;

(3) 플랩은 올림과 내림 두 가지 상태로 할 것

(4) 엔진은 정지와 최대연속출력의 두 가지 상태로 할 것

(b) 다음 기동에 있어서 착륙장치가 내려져 있는 가운데 트림의 변경이나 23kg(50Ib) 이상의 조종력(한 손으로 바로 가할 수 있는 최대 단시간 조타력)이 필요 없어야 한다.

(1) 엔진 정지, 플랩 올림 및 1.3 VSR1의 속도로 트림한 상태에서, 비행기가 기동 중의 각 순간에 존재하는 지시실속속도보다 약 30% 큰 속도를 유지하면서 가능한 한 신속하게 플랩을 내리는 기동.

(2) 상기 (1)항을 되풀이하되 플랩을 처음에는 내렸다가 되도록 신속히 올리는 기동.

(3) 상기 (1)항을 되풀이하되 출력 또는 추력을 착륙포기 위치로 옮기는 기동.

(4) 엔진정지, 플랩 올린상태 및 1.3 VSR1의 속도로 트림한 상태에서, 비행기가 동일한 속도를 유지하면서 신속히 엔진출력이나 추력을 착륙포기 위치로 옮기는 기동.

(5) 플랩을 내린 상태의 (b)(4)항의 기동

(6) 엔진 정지, 플랩 내린 상태 및 1.3 VSR1의 속도로 트림한 상태에서, VSW와 1.6 VSR1 또는 VEF 중 작은 수치 사이의 속도를 얻은 후 이를 유지하는 기동.

(c) 다음의 조건에서 프로펠러 비행기의 경우 1.08 VSR1의 속도로 또는 터보제트 비행기의 경우 1.13 VSR1의 속도로 직선 수평 정상비행 중에 어느 위치에서든 고양력 장치를 완전히 올리기 시작할 때 특별한 조종기술이 없이도 고도를 상실하지 말아야 한다.

(1) 출력 또는 추력을 착륙포기 출력 또는 추력으로 동시 이행

(2) 착륙장치는 내림 위치

(3) 임계 착륙중량/고도 조합

(d) 게이트방식의 고양력장치 위치 조종기가 장착되어 있을 경우, 처음 위치에서 최대 착륙위치 사이의 , 그리고 마지막 게이트 위치에서 완전 올림 위치 사이의 어느 위치에서도 고양력장치를 올리는 상태를 알 수 있어야 한다. 또한, 착륙 위치인 첫 게이트 위치는 착륙비행 형태에서 착륙포기를 하는 절차에 들어서기 위한 고양력 장치의 형태와 대응되어야 한다. 각 게이트식 위치 조종기는 전체 게이트 위치에 걸쳐 분리되고 분명한 조종 조작에 의해서만 작동되고 비의도적인 작동이 되지 않도록 고안된 것이어야 한다.

(a) 방향조종 : 일반

주익을 수평으로 한 상태에서, 작동 엔진 쪽으로 요우 조종이 가능하여야 하며 부작동하는 임계엔진 방향에서 기수를 15도까지 안전하면서 어느 정도 신속하게 돌릴 수 있어야 한다. 1.3 VSR1의 속도에서 기수를 15도(방향타 페달 조종력이 68 kg(150 Ibs) 이상 요구되는 기술 변화는 제외)까지 돌릴 수 있음을 다음의 조건에서 입증하여야 한다.

(1) 임계엔진은 부작동 상태이고 프로펠러는 최소항력 위치에 있을 것.

(2) 엔진의 출력은 1.3 VSR1 에서 수평비행을 위한 필요출력으로 최대연속출력 이하일 것.

(3) 중량중심은 가장 불리한 위치에 있을 것.

(4) 착륙장치는 올림 위치에 있을 것.

(5) 플랩은 접근비행 위치에 있을 것.

(6) 최대착륙중량

(b) 방향조종 : 4발 이상의 엔진을 장착한 비행기는 다음을 제외하고 (a)항의 요건에 적합해야 한다.

(1) 두 개의 임계엔진이 부작동이고 프로펠러(적용되는 경우)가 최소항력 위치에 있어야 한다.

(2) 예비

(3) 플랩은 상승 비행에 가장 유리한 위치에 둔다.

(c) 가로조종 : 일반

다음 조건에서 1.3 VSR1의 속도로 정상 비행하는 상태에서 엔진이 부작동일 때 부작동 엔진 방향으로 및 그 반대 방향으로 20도의 경사선회가 가능해야 한다.

(1) 임계엔진이 부작동이고 프로펠러(적용되는 경우)는 최소항력 위치

(2) 나머지 엔진의 출력은 최대연속출력

(3) 중량중심은 가장 불리한 위치

(4) 착륙장치는 올림 및 내림의 두 가지 상태

(5) 플랩은 상승 비행에 가장 양호한 위치

(6) 최대이륙중량

(d) 가로조종 : 롤 성능

임계 엔진이 부작동하는 상태에서 롤 반응은 정상 기동을 허용할 수 있어야 한다. 한 엔진이 부작동하는 상태의 비행 속도에서 롤 조종은 과도한 조종력이나 조종간의 조작없이 안전에 필요한 충분한 롤 변화율을 제공할 수 있어야 한다.

(e) 가로조종 : 4발 이상의 엔진을 장착한 비행기

4발 이상의 엔진을 장착한 비행기는 이 절의 (b)항에서 규정한 비행기 형태와 최대연속출력, 1.3 VSR1의 정상비행조건에서 부작동 엔진 방향 및 반대 방향으로 20도 경사 선회가 가능해야 한다.

(f) 가로조종 : 모든 엔진의 작동,

모든 엔진이 작동하는 상태에서의 롤 반응은 정상 기동(돌풍에 의한 전복으로부터의 회복 및 회피 기동의 개시와 같은)을 허용할 수 있어야 한다. 옆미끄럼각(정상 운용에 요구되는 옆미끄럼각까지) 상태에서는 제한된 기동을 허용할 수 있고, 돌풍에 대한 보상이 가능하도록 충분한 가로 조종이 가능해야 한다.

가로 조종은 VFC/MFC까지 어느 속도에서나 과도한 조종력이나 조작없이 안전에 필요한 최대 롤 변화율을 제공하기에 충분해야 한다.

(a) 이 기준에서 요구되는 최소조종속도를 설정하는데 있어, 임계엔진의 모의 고장을 사용하는 방법은 운용 중 예상되는 조종성 측면에서의 가장 위험한 동력장치 고장형태를 나타내는 것이어야 한다.

(b) VMC는 보정속도로 이 속도에서는 임계엔진이 갑자기 부작동 되었을 때, 그 엔진이 부작동인 상태로 비행기의 조종유지가 가능하고 5도 이하의 경사각으로 직선비행을 유지할 수 있다.

(c) VMC는 다음 조건에서 1.13 VSR를 넘을 수 없다.

(1) 최대이용 이륙출력 또는 추력

(2) 가장 불리한 중량중심 위치

(3) 이륙 트림상태

(4) 최대 해면고도 이륙중량(또는 그 이하로 VMC를 보이기 위한 중량)

(5) 비행기는 부양한 후 이륙경로에 따라 가장 위험한 이륙비행 형태에 있을 것. 단, 착륙장치는 올린다.

(6) 비행기는 공중에 있고 지면효과는 무시

(7) 부작동 엔진의 프로펠러 상태

(i) 풍차상태(Windmilling)

(ii) 프로펠러 조종 설계 상, 가장 가능성 있는 예상 위치

(iii) 25.121항의 상승요건에 적합성을 보이는 자동페더링 장치가 있는 비행기의 경우 페더링 상태

(d) VMC에서 조종성을 유지하기 위한 방향타 조종력은 68kg(150Ib) 이상이지 않아야 하며 엔진의 출력 또는 추력을 감소할 필요가 없어야 한다. 회복비행 중 비행기는 위험한 자세를 보이지 않아야 하고 20도를 이상의 기수방향 변화 방지하기 위해 특별한 조종기술과 주의 또는 조종력을 필요로 하지 않아야 한다.

(e) VMOG는 지상에 있어서의 최소조종속도로 이륙활주 중에 보정되는 속도이다. 이 속도에서는 임계엔진이 갑자기 부작동 상태가 되었을 때 방향타 조종만으로(앞바퀴의 조종 없이) 68kg(150Ib)의 제한된 힘으로 조종을 유지할 수 있고 보통의 조종 기술로 날개를 수평으로 유지하고 이륙을 안전하게 계속할 수 있을 정도의 세로안전성이 가능하다. VMOG 결정에 있어서 전 엔진이 작동하는 가운데 가속하는 비행기의 경로가 활주로의 중심선 위에 있다고 가정할 때, 임계엔진이 부작동 상태로 되는 점으로부터 중심선에 평행한 방향으로의 회복이 끝나는 점까지의 경로는 어느 지점에서든 중심선으로부터 가로 방향으로 9m(30ft) 이상 떨어지지 않아야 한다. VMOG는 다음 조건에서 설정해야 한다.

(1) 각 이륙비행 형태 또는 신청자가 선택에 따라 가장 위험한 이륙비행 형태

(2) 최대 이용이륙출력 또는 추력

(3) 가장 불리한 중량중심 위치

(4) 이륙 트림상태

(5) 이륙중량의 범위 내에서 가장 불리한 중량

(f) VMCL은 보정속도로 접근비행과 착륙비행 중 전 엔진 작동 상태에서의 최소 조종속도이다. 이 속도에서는 임계엔진이 갑자기 부작동 상태로 되었을 때 그 엔진이 부작동인 상태에서 비행기의 조종 상태를 유지할 수 있고 5도 이하의 경사각으로 직선비행을 유지할 수 있다. VMCL은 다음 조건에서 설정해야 한다.

(1) 전 엔진이 작동하는 가운데 접근 및 착륙에 있어 가장 위험한 비행형태(또는, 신청자의 선택에 따라 각 비행형태)

(2) 가장 불리한 중량중심 위치

(3) 전 엔진이 작동하는 상태에서의 접근비행 트림

(4) 가장 유리한 중량 또는 신청자의 선택에 따라 중량의 함수

(5) 프로펠러 비행기의 경우 엔진이 3도 각도의 접근각을 유지하는데 필요한 출력 또는 추력에서 고장이 난다는 가정 하에 부작동엔진의 프로펠러가 조종사의 조종행위 없이 제 위치에 있을 것.

(6) 작동엔진의 출력은 착륙포기 출력

(g) 3발 이상의 비행기에서 VMCL-2는 보정속도로 한 개의 임계엔진이 부작동인 상태에서 접근과 착륙시의 최소 조종속도이다. 이 속도에서는 두 번째 엔진이 부작동 상태로 될 때 두 개의 엔진이 계속 부작동인 상태에서 비행기 조종을 할 수 있어야 하고 5도 이하의 경사각으로 직선비행을 유지할 수 있어야 한다. VMCL-2는 다음 조건에서 설정해야 한다.

(1) 한 엔진 고장상태에서 가장 위험한 접근과 착륙비행 형태 (또는 신청자가 선택에 따라 각 비행형태)

(2) 가장 불리한 중량중심 위치 최대 이용이륙출력 또는 추력

(3) 한 엔진 고장상태의 접근비행에 맞추어 트림

(4) 가장 불리한 중량 또는 신청자의 선택에 따라 중량의 함수로 함.

(5) 프로펠러 비행기의 경우 엔진이 3도 각도의 접근각을 유지하는데 필요한 출력 또는 추력에서 고장이 난다는 가정 하에 둘 둥 더 중요한 부작동엔진의 프로펠러가 조종사의 조종행위 없이 제 위치에 있고 다른 부작동엔진의 프로펠러는 페더링 상태에 있을 것.

(6) 한 엔진 부작동일 때 작동 엔진의 출력 또는 추력이 3도 각도의 접근각을 유지하는데 필요한 것일 때.

(7) 작동엔진의 출력 또는 추력을 두 번째 임계엔진의 부작동 직후 위의 ‘바’항의 출력 또는 추력상태에서 다음의 출력 또는 추력상태로 빨리 변경할 것.

(i) 최소 출력 또는 추력

(ii) 착륙포기 출력 또는 추력

(h) VMCL과 VMCL-2를 실증하는데 있어 ;

(1) 방향타 조종력은 68kg(150Ib) 초과하지 않아야 한다.

(2) 위험한 비행특성을 보이지 않아야 하며, 특별한 조종기술, 주의 또는 필요조종력을 요구하지 않아야 한다.

(3) 세로조종은 초기의 정상비행으로부터 비행기를 부작동엔진의 반대쪽으로 돌리기 위한 필요한 방향으로 20도의 롤을 5초 이내에 수행하기에 충분한 것이어야 한다.

(4) 프로펠러 비행기는 엔진 고장에 따라 조정되는 프로펠러의 위치에 관계없이, 또한, 프로펠러가 엔진 또는 프로펠러 조종에 따라 움직이는 위험한 비행특성을 보이지 않아야 한다.

트림

(a) 일반 : 비행기는 트림이 된 후에 주조종장치에 부가적인 힘을 가하거나 움직이지 않고 또는 조종사나 자동조종장치에 의한 상응하는 트림 조종 없이 본 절의 트림 요건을 만족해야 한다.

(b) 가로조종 트림과 방향조종 트림 : 비행기는 통상 예상되는 운용조건(1.3 VSR1로부터 VMO/MMO까지의 모든 속도에서의 운항을 포함)에서 가로방향의 중량중심이 운용한계 내의 가장 불리한 위치에서 비행시 가로 조종 트림과 방향 조종 트림이 유지될 수 있어야 한다.

(c) 세로조종 트림 : 비행기는 다음의 비행 상태에서 세로조종 트림을 유지할 수 있어야 한다.

(1) 1.3 VSR1 이하의 속도에서 최대 연속출력 상승 비행. 단, 착륙장치는 올림, 플랩은 (i) 올림, (ii) 이륙위치

(2) 1.3 VSR1 이하의 속도로 엔진 정지 상태의 활공비행이나 3˚ 활공각 출력에서 중량, 형태에 따른 정상 접근 속도범위 내의 접근비행 중 가장 가혹한 조건. 단, 착륙장치는 내린 상태, 주익 플랩은 (i) 올림 및 (ii) 내림, 착륙 승인중량과 중량 중심과의 가장 불리한 조합 조건

(3) 착륙장치 및 플랩을 올린 상태에서 1.3 VSR1로부터 VMO/MMO 내의 임의의 속도에서의 수평비행 및 착륙장치를 내린 상태에서 1.3 VSR1로부터 VLE까지의 임의의 속도에서의 수평비행

(d) 세로, 방향 및 가로 트림 : 비행기는 다음의 조건으로 1.3 VSR1의 속도로 상승비행 하는 과정에서 세로트림, 방향트림 및 가로 트림(가로 트림에 있어 경사각은 5도를 넘지 않아야 한다.)을 유지할 수 있어야 한다.

(1) 임계엔진은 부작동 상태일 것.

(2) 나머지 엔진은 최대 연속출력 상태일 것.

(3) 착륙장치 및 플랩은 올림 상태일 것.

(e) 4발 이상의 비행기 : 4발 이상의 엔진이 장착된 비행기.

4발 이상의 엔진을 장착한 비행기는 가장 불리한 중량중심과 25.123(a)항에서 두 엔진 부작동시 순항항로 설정을 위해 요구되는 상승속도, 형태, 출력 조건에서도 직진 비행시의 트림이 유지될 수 있어야 한다.

안정성

비행기는 25.173항에서 25.177항까지 정한대로 가로안정성, 방향안정성, 세로안정성 등이 유지되어야 한다. 또한, 시험비행 결과 안전한 운용을 위해 필요하다고 인정되면 운용 중 예상되는 모든 조건에서 적절한 안정성과 조종감(정적 안정성)을 갖추어야 한다.

(a) 어느 속도에서든 규정 트림속도 이하의 속도를 얻어 이를 유지하기 위해서는 조종간을 당기고, 규정 트림속도 이상의 속도를 얻어 이를 유지하기 위해서는 조종간을 밀도록 해야 한다. 단, 착륙장치 또는 플랩 작동 한계속도와 VFC/MFC 중 적합한 속도 보다 큰 속도 또는 실속이 되지 않는 정상비행을 위한 최소속도 보다 적은 속도에서는 예외로 한다.

(b) 상기(a)항의 범위내의 어느 속도에서든 조종간을 서서히 놓았을 때 대기속도는 25.175(a)항, (c)항 및 (d)항에 명시된 상승, 접근 및 착륙 조건에 있어 원래 트림 속도의 10% 이내로 돌아와야 되고, 25.175(b)항에 명시된 순항조건에 있어 원래 트림 속도의 7.5% 이내로 돌아와야 된다.

(c) 속도에 대한 필요조종력의 안정된 기울기의 평균 기울기는 6노트당 1 lb이상이어야 한다.

(d) 상기 (b)항에 명시된 자유 복원속도 범위 내에서 필요조종력을 가하지 않고도 필요한 트림 속도의 위아래 속도에서 안정화하는 것은 허용된다. 단, 필요한 트림속도로 복원하여 이를 유지하는데 조종사의 특별한 주의를 필요로 하지 않아야 한다.

정적 세로안정성은 다음과 같은 방법으로 입증되어야 한다.

(a) 상승 : 속도에 대한 조종력 선도는 다음 비행 상태로, 속도 85% 및 115% 사이에서 안정된 기울기를 가져야 한다.

(1) 다음과 같이 트림된 상태.

(i) 주익 플랩 올림.

(ii) 착륙장치 올림.

(iii) 최대이륙중량

(iv) 왕복엔진인 경우 최대연속출력의 75% 또는 터빈엔진의 경우 신청자가 상승 비행의 운영한계로 설정한 최대출력 또는 추력

(2) 최대 상승률에 해당하는 속도에서 트림된 상태. 단, 속도가 1.3 VSR1 보다 작을 필요가 없는 경우에는 제외함.

(b) 순항. 정적 세로 안정성은 순항비행조건에서 다음과 같이 입증되어야 한다.

(1) 착륙장치를 올린 고속 비행 조건에서, 조종력 선도는 트림속도를 전후하여 트림속도의 15%에 자유복원속도 범위를 더한 값과, 50노트에 자유복원속도 범위를 더한 값중 더 큰 값의 속도에서 안정된 기울기를 가져야 한다.(단, 여기의 속도 범위에 1.3 VSR1 보다 작은 속도나 VFC/MFC보다 큰 속도, 또는 23 kg(50 Ib)을 넘는 조종력을 요하는 속도를 포함시킬 필요는 없다.)

(i) 플랩 올림

(ii) 가장 불리한 중량중심 위치(25.27항 참조)

(iii) 최대이륙중량와 최대착륙중량 사이의 임계 중량

(iv) 왕복엔진인 경우 최대연속출력의 75% 또는 터빈엔진의 경우 신청자가 운용 한계로 설정한 최대순항 출력(25.1521항 참조). 단, VMO/MMO에서 필요한 출력을 초과할 필요는 없음.

(v) (b)(1)(iv)항의 출력에서 수평비행이 되도록 트림

(2) 착륙장치를 올린 저속 비행조건에서, 조종력 선도는 트림 속도를 전후하여 트림속도의 15%에 자유복원속도 범위를 더한 값과, 50노트에 자유복원속도 범위를 더한 값 중 더 큰 값의 속도 범위에서 안정된 기울기를 가져야 한다. (단, 이 속도 범위에 1.3 VSR1 보다 작은 속도나, (b)(1)항에 규정된 적용속도 범위의 최소 속도보다 큰 속도, 또는 23 kg (50 Ib)을 넘는 조종력을 요하는 속도를 포함시킬 필요는 없다.)

(i) 플랩, 중량중심 위치, 중량 등은 위의 (1)항과 같음.

(ii) (VMO + 1.3 VSR1)/2와 같은 속도로 수평비행을 하는데 필요한 출력

(iii) (b)(2)(ii)항의 출력에서 수평비행이 되도록 트림

(3) 착륙장치를 내린 조건에서, 조종력 선도는 트림 속도를 전후하여 트림속도의 15%에 자유복원속도 범위를 더한 값과, 50노트에 자유복원속도 범위를 더한 값 중 더 큰 값의 속도 범위에서 안정된 기울기를 가져야 한다.(단, 이 속도 범위에 1.3 VSR1 보다 작은 속도, VLE보다 큰 속도, 또는 23 kg (50 Ib)을 넘는 조종력을 요하는 속도를 포함시킬 필요는 없다.)

(i) 플랩, 중량중심 위치, 및 중량 등은 (b)(1)항과 같음.

(ii) 왕복엔진인 경우 최대연속출력의 75% 또는 터빈엔진의 경우 신청자가 운용 한계로 설정한 최대순항 출력. 단, VLE에서 수평비행을 하는데 필요한 출력을 초과할 필요는 없음.

(iii) (b)(3)(ii)항의 출력에서 수평비행이 되도록 트림

(c) 접근 : 다음의 조건에서 VSW와 1.7 VSR1 사이에서의 필요 조종력 선도의 기울기는 안정적이어야 한다.

(1) 플랩은 접근 위치

(2) 착륙장치 올림 위치

(3) 최대착륙중량

(4) 1.3 VSR1의 속도로 트림이 되어 있고 이 속도에서 수평비행을 유지하는데 충분한 출력

(d) 착륙 : 다음의 조건에서 VSW와 1.7 VSR0 속도 범위에서 조종력 선도는 안정된 기울기를 가져야 하면, 조종력은 36 kg(80 Ib)을 넘지 않아야 한다.

(1) 플랩은 착륙위치

(2) 착륙장치는 내림 위치

(3) 최대착륙중량

(4) 비행기는 다음의 조건에서 1.3VSR0 의 속도로 트림되어야 한다.

(i) 출력 또는 추력의 정지

(ii) 수평비행에 필요한 출력 또는 추력

(5) 비행기는 출력 또는 추력의 정지조건에서 1.3 VSR0의 속도로 트림되어야 한다.

(a) 예비

(b) 예비

(c) 직선비행의 정상 옆미끄러짐에서 보조익과 방향타 조종면의 움직임과 조종력은 옆미끄러짐 각도에 대체적으로 안정되게 비례하여야 하며, 그 비율계수는 해당 비행기 운용에 적당한 옆미끄러짐 각도의 전 범위를 통하여 안전한 운항을 할 수 있는 범위 내에 들어 있어야 한다. 방향타의 최대조종각과 87kg (180Ib)의 조종력을 보이는 조종각 중 큰 각에서 방향타 페달이 역전되지 않아야 한다. 그리고 옆미끄러짐이 커지면 그에 대한 방향타 각도도 커져야 한다. 이 기준에 대한 적합성은 1.13 VSR1에서 VEF, VLE, 또는 VFC/MFC까지 중 적당한 속도에서의 대칭출력으로 착륙장치와 플랩의 모든 위치에 대해 입증되어야 한다.

(d) 방향타의 경사도는 VMO/MMO와 VFC/MFC 사이의 속도에서 (c)항의 요건을 충족해야 한다. 단, 발산이 점진적이고 쉽게 인식되고 조종사가 쉽게 조종할 수 있는 것이라면 상반각 효과(방향타 조종입력과 반대되는 보조익의 작동)는 역으로 될 수 도 있다.

(a) 항공기 형상에 따라 허용되는 최대허용속도와 1.13 VSR 사이에서 발생하는, 세로축과 가로축을 중심으로 한 조합진동을 포함하지 않는 단주기 진동은 주 조종장치가 다음과 같은 상태에서 크게 감쇄되어야 한다.

(1) 자유로운 상태

(2) 고정된 상태

(b) 항공기 형상에 따라 허용되는 최대허용속도와 1.13 VSR사이에서 발생하는 모든 세로축과 가로축을 중심으로 한 조합진동(더치 롤)은 조종장치를 조작하지 않아도 능동적으로 감쇄되어야 하고 특별한 조종기술이 없이도 주 조종장치를 통상적인 방법으로 사용하여 조종할 수 있어야 한다.

실속

(a) 다음 조건에서 직선비행과 30도 경사선회를 하는 가운데 실속을 실증해 보여야 한다.

(1) 출력 정지

(2) 1.5 VSR1에서 수평비행을 유지하는데 필요한 출력 (여기에서, VSR1은 플랩이 접근위치에 있고 착륙장치는 올린 상태의 최대착륙중량 상태에서의 지시실속속도에 해당하는 속도)

(b) 상기 (a)항의 각 조건과 다음 조건에서 25.203항의 적용 요건을 충족해야 한다.

(1) 해당 비행에 대해 승인된 플랩, 착륙장치, 감속장치 등의 위치 조합

(2) 증명을 하려는 범위 내의 대표적인 중량

(3) 회복을 하는데 가장 불리한 중량중심 위치

(4) 25.103(b)(6)항에서 규정한 속도에서 수평비행이 되도록 트림

(c) 25.203항에 대한 적합성을 증명하기 위해서는 다음 절차를 사용해야 한다.

(1) 일정한 비율로 감속이 되도록 실속 속도보다 충분히 큰 속도에서 세로조종을 시작해서 초당 1노트 이하로 감속을 하여 비행기를 실속 시킨다.

(2) 선회비행 실속에 있어서는 초당 3노트까지 감속이 되도록 가로조종을 한다.

(3) 비행기가 실속에 들어선 후 곧바로 통상적인 회복기술을 사용하여 회복시킨다.

(d) 조종사가 비행기의 움직임을 통해 분명하고 식별성 있는 실속 특성의 징후를 인지할 수 있을 때, 비행기는 실속 상태에 들어섰다고 간주한다. 인정되는 실속의 징후들은 다음과 같은데 이것들은 개별적으로 나타나거나 또는 조합된 형태로 나타난다.

(1) 쉽게 바로 잡을 수 없는 기수 내림이 발생한다.

(2) 속도감속을 저지할 만큼 크고 정도가 심한 이상진동이 생긴다.

(3) 후방 정지점까지 세로조종을 하였을 때, 회복을 시작하기 전 짧은 시간 동안 이 정지점을 넘어 조종간을 완전히 당겨도 피치자세에 변화가 일어나지 않는다.

(a) 비행기는 실속에 들어서는 순간까지 보조익과 방향타를 역전시키지 않고 사용하여 롤과 요우를 생성하고 수정할 수 있는 것이어야 한다. 비정상적으로 기수가 올라가는 피칭이 생기지 않아야 하며 실속에 들어서고 실속하는 과정 동안 세로조종력은 양의 값을 나타내야 한다. 또한, 실속을 신속하게 예방하고 통상적인 조종으로 실속으로부터 회복할 수 있어야 한다.

(b) 수평자세 실속에서 발생하는 롤의 경사각은 실속이 생겨 회복이 완료되기까지 약 20도를 넘지 않도록 해야 한다.

(c) 선회비행 실속의 경우 실속 후 비행기의 움직임은 보통의 조종기술로 신속하게 실속과 비행기 조종력을 회복하기에 어려울 정도로 심하거나 극단적이지 않아야 한다. 회복 과정 중에 발생하는 최대 경사각은 다음을 초과하지 않아야 한다.

(1) 감속율이 초당 1노트까지 인 경우, 원래 선회 방향으로 약 60도 또는 반대방향으로 30도

(2) 감속율이 초당 1노트를 초과하는 경우, 원래 선회 방향으로 약 90도 또는 반대방향으로 60도.

(a) 실속경보는 직선비행과 선회비행 비행 중에 있는 조종사가 플랩과 착륙장치가 보통 위치에 있는 가운데 일어나는 불의의 실속을 예방하기 위하여 충분한 여유를 갖고 대처할 수 있도록 발생해야 하며 분명하고 식별성이 있어야 한다.

(b) 경보는 비행기 고유의 공기역학적 성질을 이용한 것일 수도 있고 또는 예상되는 비행 상태에서 명료하고 분명하게 식별되는 지시를 나타내는 장치를 갖추고 있는 것이어야 한다. 그러나 조종실 내 승무원의 주의를 요하는 시각적인 실속경보 장치의 경우 그 자체만으로는 부족하다. 경보장치를 채용하는 경우 이 장치는 (c)항과 (d)항에서 규정하는 속도에서 (a)항에서 규정하는 각 비행 형태에 대해 경보를 발해야 한다. 본 절의 (H)(2)(ii)항에 규정된 실속속도를 제외하고, 본 절의 (e)항에 명시된 결빙조건에서의 비행에 대한 실속경보는 비-결빙조건에서의 실속경보와 동일한 방법으로 경보가 제공되어야 한다.

(c) 속도가 초당 1 노트 미만의 비율로 감소할 때, 모든 정상 비행자세에서 실속경보는 VSW에서 발령되기 시작하여야 한다. 이때 VSW는 25.201(d)항에 따라 실속으로 식별되는 속도를 5노트 또는 5% 교정대기속도(CAS) 중 더 큰 값 이상 초과한 값이어야 한다. 일단 발령된 실속 경보는 대략적으로 실속경보가 발령되기 시작했던 각으로 받음각이 감소할 때까지 계속되어야 한다.

(d)위의 (c)항의 규정에 추가하여, 엔진이 공회전하면서 직선비행을 하고 중량중심이 25.103(b)(5)항에서 규정한 위치에 있는 상태에서 속도가 초당 1 노트 미만의 비율로 감소할 때, 모든 정상 비행자세에서 VSW는 VSR을 3노트 또는 3% 교정대기속도(CAS) 중 더 큰 값 이상 초과하여야 한다.

(e) 실속경보 직후 조종사가 3초를 초과하지 않고 회복기동을 시작할 때, 결빙조건 하의 수평 및 선회 비행에서의 실속경보 여유치는 조종사가 실속(25.201(d)항에 규정)을 예방할 수 있을 정도로 충분하여야 한다. 본 항에 대한 적합성 실증 시, 조종사는 비-결빙조건에서의 회복기동과 동일한 방법으로 회복 기동을 수행하여야 한다. 본 요건에 대한 적합성은 초당 1노트(Knot)를 초과하지 않는 감속율과 다음과 같은 조건을 적용하여 실증하여야 한다.

(1) 이륙단계에서 사용된 모든 이륙비행의 경우, 부록 C에 명시된 이륙착빙과 최종 이륙착빙 보다 가혹한 조건을 적용한다.

(2) 순항항로의 경우, 부록 C에 명시된 순항항로비행시의 착빙 조건을 적용한다.

(3) 체공비행의 경우, 부록 C에 명시된 체공비행시의 착빙 조건을 적용한다.

(4) 접근비행의 경우, 부록 C에 명시된 접근비행시의 착빙 조건을 적용한다.

(5) 착륙 및 착륙포기 비행의 경우, 부록 C에 명시된 착륙시의 착빙 조건을 적용한다.

(f) 최소 1.5g 하중계수 및 초당 2노트(Knots) 감속률의 선회비행으로 인해 실속경보가 작동한 경우, 실속경보 발생 직후 조종사가 1초를 초과하지 않고 회복기동을 시작할 때 실속경보 여유치는 결빙조건에 관계없이 조종가사 실속을 예방할 수 있도록 충분하여야 한다. 결빙 조건에 대한 본 항의 적합성을 실증할 때, 조종사는 비-결빙조건에서의 회복기동과 동일한 방법으로 회복기동을 수행하여야 한다. 이 요건에 대한 적합성은 다음과 같은 비행 조건에서 실증하여야 한다.

(1) 플랩과 착륙장치는 정상 위치

(2) 직선 비행의 경우, 비행기는 1.3V로 트림되어야 한다.

(3) 1.3V에서 수평비행을 유지하기 위한 출력 또는 추력을 적용한다.

(g) 계통 결함 후에 비행에 사용될 수 있는 고양력장치가 비정상적인 형상에 있을 때 또한 실속경보가 발생하여야 한다.(비행교범 절차에서 규정하는 모든 형상을 포함한다.

(h) 결빙방지시스템의 작동 및 해당 시스템의 기능을 수행하기 전 결빙조건에서의 비행의 경우, 부록 C Part II(2)항에 명시된 착빙을 포함하여 다음과 같은 요건을 적용한다.

(1) 이 절의 (c)항과 (d)항을 제외하고, 결빙방지시스템의 작동여부를 기준면에 발생된 착빙에 따른 조종사의 육안확인으로 결정하는 경우, 이 절의 요건을 적용한다.

(2) 결빙방지시스템 작동에 대한 다른 방법의 경우, 초당 1노트(Knot)의 감속률을 초과하지 않는 속도로 감속되고 조종사가 비-결빙조건에서의 회복기동과 동일한 방법으로 회복기동을 수행할 때, 직선 및 선회 비행 중의 실속경보 여유치는 비행 특성에 나쁜 영향을 미치는 것과의 조우 없이 조종사가 실속을 예방할 수 있도록 충분하여야 한다.

(i) 비-결빙조건에서 발생되는 실속경보와 동일한 방법으로 실속경보가 발생하는 경우, 조종사는 실속경보 발생 직후 1초보다 빠르게 회복기동을 시작하지 않아야 한다.

(ii) 비-결빙조건에서 발생되는 실속경보와 다른 방법으로 실속경보가 발생하는 경우, 조종사는 실속경보 발생 직후 3초보다 빠르게 회동기동을 시작하지 않아야 한다. 또한 실증이 필요하지 않은 25.201(c)(2)의 감속률을 제외하고, 25.203에 대한 적합성은 25.201에 명시된 실증으로 입증하여야 한다.

지상 및 수상조종특성

(a) 육상기는 모든 예상 운용 상태에서 또는 이착륙 중에 튀어 오르더라도 조종이 되지 않아 전복이 되는 경향이 있지 않아야 한다. 또한;

(1) 바퀴브레이크는 부드럽게 작동해야 하며 전복을 일으킬 소지가 없어야 한다..

(2) 착륙장치가 뒷바퀴식인 경우 VSR1의 75% 속도로 콘크리트 활주로에서 이륙을 위한 지상활주를 할 때 비행자세를 추력 선 수준까지 유지할 수 있어야 한다.

(b) 수상기와 수륙양용기에 대해서 활주 및 이착수시 안전을 위한 최소한의 수면 조건을 설정해 두어야 한다.

(a) 비행기는 20노트까지의 풍속과 0.2 VSR0 중 큰 쪽의 풍속에서 운용시 예상되는 어느 풍속에서든지 90도 방향의 횡풍에서 조종할 수 없는 지상루프 경향을 보이지 않아야 한다. 단, 풍속이 25노트 보다 클 필요는 없다. 이 요건은 25.237항에서 요구되는 풍속의 90도의 횡방향 성분을 사용해서 증명해도 된다. 정하는 경우에 하여도 좋다.

(b) 육상기는 통상 착륙속도로 출력 정지 착륙을 하는 경우 특별한 조종기술이나 주의가 없이도 직선경로를 유지하기 위해서 제동장치나 엔진 출력을 사용하지 않고 만족할 만하게 조종이 되어야 한다. 이 시험은 출력정지 착륙 중에 다른 시험과 같이 실시해도 된다.

(c) 비행기는 활주 중 방향이 적절하게 되어야 한다. 이 특성은 이륙 전 활주 중에 다음 시험과 연계하여 증명해 보여도 된다.

비행기의 충격흡수 장치는 정상 운용시 예상되는 가장 거친 지면을 활주할 때 비행기의 구조에 손상을 주지 않는 것이어야 한다.

(a) 육상기와 수륙양용기의 경우, 다음과 같은 요건을 적용한다.

(1) 이륙 및 착륙 시, 90도 측방향에서의 안전한 풍속을 실증하여야 한다. 이 같은 측방향풍속 실증은 건조한 활주로에서 최소 20노트(knots) 또는 0.2 V 중 큰 수치를 적용하여 수립하여야 한다. 단, 25노트(knots)를 초과할 필요는 없다

(2) 착빙 없이 수립된 이륙에 대한 측풍은 결빙조건에서도 유효하다.

(3) 착륙에 대한 측풍은 다음과 같은 조건에서 수립되어야 한다.

(i) 비-결빙조건(Non-icing conditions)

(ii) 부록 C에 명시된 착륙 시의 착빙상태가 반영된 결빙조건

(b) 수상기와 수륙양용기에 대해서는 다음 사항을 적용한다.

(1) 정상 운용 중 예상되는 모든 수상 조건에서 안전하게 이착수를 할 수 있는 90도 횡방향 성분의 풍속을 설정해 두어야 한다. 이 풍속은 최소 20노트와 0.2 VSR0 중 큰 속도 이상이어야 한다. 단, 25노트보다 클 필요는 없다.

(2) 정상 운용 중 예상되는 모든 수상 조건에서 모든 방향으로 안전하게 활주할 수 있는 풍속을 설정해 두어야 한다. 이 풍속은 최소 20노트와 0.2 VSR0 중 큰 속도 이상이어야 한다. 단, 25노트보다 클 필요는 없다.

(a) 수상기와 수륙양용기는 이수, 활주, 착수 등의 과정에서 그리고 (b)항에서 정해진 조건에서 다음 사항들을 보이지 않아야 한다.

(1) 조종사의 시계가 가리거나, 손상을 주거나, 과도한 양의 물의 유입을 발생하는 분무특성

(2) 조종되지 않아 위험한 포포우징, 튀어 오름 또는 흔들림

(3) 수중부하를 견디도록 설계되어 있지 않은 보조플로트(float), 스폰슨, 날개끝, 프로펠러블레이드 또는 기타 부품 등의 침수

(b) 상기(a)항의 요건에 대한 적합성은 다음 조건에서 보여야 한다.

(1) 25.231항에 따라 설정된 순조로운 상태에서부터 가장 불리한 상태까지의 수상조건

(2) 수상 운용에서 예상되는 풍속, 횡풍, 조류, 파도 및 굽이침 등의 조건

(3) 수상 운용에서 예상되는 각각의 속도

(4) 수상에 있는 동안 모든 경우에 일어나는 임계엔진의 갑작스런 고장

(5) 증명을 신청한 하중 조건 범위 내에서 각 운용조건에 해당하는 중량과 중량 및 중량중심

(c) 수상기와 수륙양용기는 (b)항의 수상 조건과 그에 따른 바람 조건하에서 엔진 부작동 상태에서 5분간 표류할 수 있어야 한다. 필요한 경우 닻을 이용해도 좋다.

기타 비행요건

(a) 안전한 비행을 저해하는 진동과 이상진동이 발생하지 않는다는 것을 실증해야 한다. 이것은 발생이 예상되는 모든 운용조건에서 보여야 한다.

(b) 비행 중에 VDF/MDF까지의 적절한 속도와 출력 조건에서 비행기의 각 부분에 과도한 진동이 발생하지 않는다는 것이 증명되어야 한다. 이 때 증명된 최대속도는 25.1505항에 의거한 비행기의 운용한계를 설정하는데 사용하여야 한다.

(c) (d)항에서 정하는 경우를 예외로 하고, 순항 중의 비행 형태 변경을 포함한 통상적인 비행에 있어 비행기 조종에 간섭을 일으키거나, 승무원에게 과도한 피로를 주거나, 구조 손상을 일으키기에 충분한 이상진동이 생기지 않아야 한다. 이러한 한계 내에서 실속경보 이상진동은 허용된다.

(d) 실속경보 이상진동이 허용되는 경우를 제외하고, VMO/MMO 속도까지의 순항 직선비행 상태에서 감지할 만한 이상진동이 생기지 않아야 한다.

(e) 0.6 보다 큰 MD의 항공기 또는 최대운용고도가 7,620m(25,000ft) 이상인 항공기에 있어, 감지가 될 만큼의 이상진동이 발생하는 기동하중계수은 증명을 신청한 대기속도 또는 마하수, 중량, 고도 등의 범위에서 순항비행 형태에 있는 항공기에 대해 결정해야 한다. 기동하중계수, 속도, 중량, 고도 등의 포위선도는 통상운용을 위해 충분한 범위의 속도와 하중계수를 나타내야 한다. 이상진동이 시작되는 포위선도의 경계를 불의적으로 잠시 넘어 서더라도 불안전한 상태가 생기지 않아야 한다.

(a) 속도증가와 회복특성. 속도증가와 회복특성은 다음 사항을 충족해야 한다.

(1) 의도치 않은 속도증가(피치와 롤의 급변을 포함한)를 일으킬 수 있는 운용 조건과 특성을 VMO/MMO까지의 모든 예상되는 순항속도에 대해 트림한 비행기를 사용하여 모의시험해야 한다. 이러한 운용조건과 특성에는 돌풍으로 인한 요동, 불의적인 조종, 조종마찰에 비해 낮은 조종력, 승객의 이동, 상승에서 수평비행으로 전환, 마하고도로부터 속도제한 고도로까지의 하강 등이 포함된다.

(2) 고유의 또는 인위적인 속도경보에 대한 조종사의 반응시간을 허용하였을 때 비행기는 정상 자세로 회복되고 그 속도가 VMO/MMO까지 줄일 수 있다는 것을 다음 조건에서 보여야 한다.

(i) 특별한 조종력과 기술이 필요 없을 것.

(ii) VD/MD, VDF/MDF 또는 구조상의 한계를 초과하지 않을 것.

(iii) 비행기를 회복시키기 위한 조종이나 조종사가 계기를 판독하는 능력을 저해하는 이상진동이 나타나지 않을 것.

(3) VMO/MMO 까지의 모든 속도에 트림한 비행기에 대해 VDF/MDF 까지의 모든 속도에 있어 조종입력에 대한 역전 반응이 생기지 않아야 한다. 피치, 롤, 또는 요우는 보통의 기술로도 부드럽고 쉽게 조종이 되어야 한다. 비행기가 VMO/MMO에서 트림되었을 때 승강타 조종력 대 속도 곡선의 기울기는 VFC/MFC 이상의 속도에서는 안정될 필요가 없으나 VDF/MDF까지의 모든 속도에서는 미는 힘이 있어야 하며 VDF/MDF에 도달할 때 승강타 조종력이 갑자기 또는 과도하게 감소하지 않아야 한다.

(b) 안정 특성을 위한 최대속도. VFC/MFC. VFC/MFC는 플랩과 착륙장치를 올린 상태에서 25.143(g), 25.147(e), 25.175(b)(1), 25.177, 및 25.171의 요건이 충족되어야 하는 최대속도임. 25.253(c)에 명시된 것을 제외하고, 이 속도는 VMO/MMO과 VDF/MDF 사이의 속도보다 적지 않아야 한다. 단, 마하수가 제한 계수가 되는 고도에 있어 MFC는 유효속도경보가 발생하는 마하수를 초과할 필요가 없다.

(c) 결빙조건 하에서 안정 특성을 위한 최대 속도. 부록 C에 명시된 착빙하에서 안정성 특성을 위한 최대 속도는 25.143(g), 25.147(e), 25.175(b)(1), 25.177, 그리고 25.181의 요건에 만족되고 다음과 같은 속도 보다 낮아야 한다.

(1) 300 노트(Knots) CAS

(2) V

(3) 증가되는 동압의 영향으로 인해 착빙이 발생되지 않는 기체로 입증된 속도

(a) VMO/MMO까지의 순항속도로 트림되어 있는 초기상태의 비행기는 기수올림과 기수내림 양방향에 있어 트림이 되지 않은 상태에서 충분한 기동안정성과 조종성을 보여야 한다. 여기에서 트림이 되지 않은 상태는 다음 각 항에 기인한다.

(1) 세로방향 트림 장치의 3초 이상의 작동. 이 트림장치는 공기역학적 하중(동력작동식 트림 장치가 없는 비행기인 경우 같은 정도의 트림)이 없는 해당 비행조건에 대해 보통의 비율로 작동하는 것으로 한다. 단, 조절식 안정판에 대해 25.655(b)항에서 요구되는 것을 포함한 트림 정지 장치에 의해 제한되는 것은 예외로 한다.

(2) 고속 순항 수평비행 중에 자동조종장치가 대응할 수 있는 최대 트림 오류치를 넘는 트림오류

(b) (a)항의 트림이 되지 않은 상태에서, 통상적인 가속도가 +1g에서 (c)항에 명시된 양의 값과 음의 값으로 변하는 경우 ;

(1) 조종력 대 g 곡선은 VFC/MFC까지의 모든 속도에서 양의 경사도가 되어야 한다.

(2) VFC/MFC와 VDF/MDF사이의 속도에서 주세로조종력의 방향이 역전되지 않아야 한다.

(c) (d)항과 (e)항에서 정하는 경우를 제외하고, (1)항의 요건에 대한 적합성은 다음 가속도 범위를 넘어서는 비행에서 실증되어야 한다.

(1) -1 g에서 +2.5 g 까지

(2) 0 g에서 2.0 g까지. -1g와 +2.5에 대해서는 합당한 방법으로 추정한다.

(d) 만일 (c)(2)항의 절차를 주세로조종력의 역전에 대한 시험비행 중에 생기는 한계여유와 적합성을 실증하는데 적용한다면, 비행시험은 한계여유조건이 (b)(1)항에서 규정하는 한계까지 존재하는 것으로 밝혀지는 통상적인 가속도에서부터 수행해야 한다.

(e) (a)의 시험비행 동안 25.333(b)항과 25.337항에서 규정하는 제한운동하중계수와 25.252(e)항에 따라 결정되는 이상진동이 발생하는 포위선도의 경계를 잠시 불의적으로 넘어설 때의 기동하중계수를 초과하지 않아도 된다. 또한, 1g 이하의 통상 가속도에서 수행하는 실증 비행시험에서의 진입속도는 VDF/MDF를 초과하지 않고 회복을 완수하는데 필요한 정도까지 제한되어야 한다.

(f) (a)에서 규정하는 트림이 되지 않은 상태에서 회복을 위해 VDF/MDF의 과속 상태로부터 주세로조종장치만을 사용하든지 또는 주세로조종장치와 세로방향 트림장치를 같이 사용해서 57kg(125Ib) 이하의 세로조종력으로 최소한 1.5g를 발생시킬 수 있어야 한다. 만일 세로방향 트림이 필요한 하중계수의 생성을 보조하기 위해 이용되는 경우 VDF/MDF에서 비행기의 기수를 올리는데 필요한 다음 각 항의 최소 조종력에 해당하는 하중이 주조종면에 작용하는 가운데 세로방향 트림이 기수가 올라가는 방향으로 작용할 수 있다는 것을 보여야 한다.

(1) 25.301항 및 25.397항의 운용에 있어 예상되는 최대조종력

(2) 1.5g를 발생시키는데 필요한 조종력

(3) 이상진동이나 주세로조종력의 작용을 강력히 저해할 강도를 갖는 그 외 다른 현상에 대응하는 조종력

Subpart C 구조

일반

(a) 강도상의 요건은 제한하중(운용 중 예상되는 최대하중) 및 종극하중(제한하중에 적정의 안전율을 곱한 하중)에 따른다. 규정하는 하중은 별도의 언급이 없는 한 제한하중으로 한다.

(b) 원칙적으로 규정하는 비행하중, 지상하중 및 수상하중은 그 비행기의 질량내역을 고려하여 관성력을 평형으로 해야 한다. 하중은 근사적인 상태 또는 거의 실제 상태로 분포되어야 한다. 하중의 크기 및 하중의 분포를 결정하는 방법은 신뢰될 수 있다고 증명된 경우를 제외하고 비행하중 측정을 통해 확인해야 한다.

(c) 하중에 따라 일어나는 휨으로 인해 외력 또는 내력의 분포가 크게 변하는 경우 이것을 고려하여 계산하여야 한다.

별도로 규정하지 않는 한, 제한하중(구조의 외부하중)에 대하여 1.5의 안전율을 적용한다. 하중상태가 종극하중으로 할당되어 있을 때는 별도로 규정하지 않는 한 안전율을 적용할 필요가 없다.

(a) 구조는 제한하중에 대하여 안전상 유해한 잔류변형이 생기지 않도록 해야 한다. 제한하중에 이르기까지의 모든 하중에 있어서 그 비행기의 안전한 운용을 방해하는 변형이 생기지 않게 해야 한다.

(b) 구조는 종극하중에 대하여 적어도 3초간은 파괴되지 않은 상태로 지지할 수 있어야 한다. 그러나, 실제 하중조건을 모사한 동적시험을 통해 강도를 증명하는 경우 3초 제한 기준은 적용되지 않는다. 종극하중까지의 정적시험은 하중에 따라 발생하는 종극편향 및 종극변형을 포함해야 한다. 분석방법을 통해 종극하중 강도요건에 대한 적합성을 증명하는 경우 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 변형에 따른 효과가 중대하지 않을 것.

(2) 포함된 변형이 분석에 의해 완전히 설명될 것.

(3) 사용된 방법 및 가정이 변형에 따른 효과를 충분히 포함하고 있을 것.

(c) 운용조건에서 발생할 수 있는 어떤 하중적용율이 정적하중에서의 응력보다 높은 순간응력을 발생하도록 구조의 신축성이 있는 경우, 이러한 하중적용율 효과를 고려해야 한다.

(d) 보류

(e) 진동개시 영역선도의 범위 하에서, 실속 또는 가능한 이탈을 포함하여 VD/MD 운용조건까지 발생할 수 있는 어떠한 진동을 견딜 수 있도록 비행기는 설계되어야 한다. 이것은 해석적 방법이나 비행시험 또는 검사관이 필요하다고 판단하는 다른 시험에 의해서 증명되어야 한다.

(f) 발생할 경우가 매우 지극히 낮다는 것이 증명되지 않는 한, 어떠한 파손이나 오동작 또는 비행조종계통의 불리한 조건으로부터 발생되는 구조적 진동을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 이것은 제한하중을 고려하여야 하며 Vc/MC의 속도에서 증명되어야 한다.

(a) 구조가 이 장의 강도 및 변형에 관한 기준에 적합하다는 증명은 각각 가장 엄격한 하중조건에 따라 행하여야 한다. 구조해석은 그 방법이 경험상 신뢰할 수 있는 것이 증명되어 있는 구조와 동일한 구조인 경우에 한하여 증명에 사용해도 좋다. 검사관은 제한하중시험이 적당하지 않다고 인정되었을 경우는 종극하중시험을 행할 수도 있다.

(b) 예비

(c) 예비

(d) 비행구조부재에 있어서 25.305(b)항의 요건에 대한 적합성 증명 때문에 정적시험 또는 동적시험을 행하는 경우, 수많은 구성요소가 구조전체의 강도에 기여하고 있어 한 개의 부재가 파괴된 경우 구조 또는 부재가 대체하중 경로에 따라 하중의 재분배가 행하여지는 경우를 제외하고 적정한 재료수정계수를 적용해야 한다.

비행하중

(a) 비행하중계수는 비행기에 작용하는 공기역학적 분력(기체축에 수직작용)과 비행기의 중량의 비율을 나타낸다. 정(+) 하중계수는 비행중 공기력이 상방향으로 작용하는 것이다.

(b) 모든 속도에서 압축성 효과를 고려하면서, 이 장에서의 비행하중조건에 대한 적합성은 다음을 모두 만족하여야 한다.

(1) 신청자가 선정한 고도범위 내에서 가장 불리한 고도

(2) 각각의 특정비행하중상태에 적절한 설계최소중량에서 설계최대중량까지의 모든 중량

(3) 비행교범에 기록된 운용한계 내에서 배치된 하중의 실제적인 분포에 대하여 각각 요구되는 고도 및 중량

(c) 설계선도 영역 내에 있는 여러 점들은, 비행기 구조의 각 부분에 가해지는 최대하중이 얻어짐을 확인하도록 조사되어야 한다.

(d) 비행기에 작용하는 주요 힘은 타당하거나 보수적인 방법으로 평형 상태에 있어야 한다. 선형 관성력은 추력과 모든 공기역학적 하중에 대해 평형 상태에 있는 것으로 고려되어야 하며, 회전(피칭) 관성력은 미익 표면과 나셀과 같은 구성품에 작용하는 하중에 의한 모멘트를 포함하여 추력과 모든 공기역학적 모멘트에 대해 평형 상태에 있는 것으로 고려되어야 한다. 임계추력값은 0부터 최대연속추력의 범위에서 고려되어야 한다.

비행기동과 돌풍조건

(a) 절차. (b)항 및 (c)항에 규정된 기동비행조건의 분석은 다음의 절차를 따른다.

(1) 급작스런 조종의 변위가 규정되어 있을 경우, 가정된 조종면의 변위 속도는 조종계통을 통하여 조종사에 의해 작동되는 경우의 속도보다 작지 않아야 한다.

(2) (b)항 및 (c)항의 기동조건에서 방향타 각도와 시위 방향의 하중분포를 결정함에 있어 해당 피치속도의 효과를 고려해야 한다. 25.555항에 규정된 트림안팎의 비행조건을 고려해야 한다.

(b) 기동균형조건. 비행기가 피치 가속도가 0인 평형상태에 있다고 가정하고 25.333(b)항의 기동영역선도의 A에서 I까지의 기동조건을 조사해야 한다.

(c) 피치기동조건. (c)(1)항 및 (2)항에 규정된 조건을 조사해야 한다. 피치조종면의 모멘트는 25.397(b)항에서 규정된 최대 조종력에 의한 한계, 조종계통 정지장치 및 기타 조종계통의 출력상의 한계에 의한 간접영향(예를 들면, 실속 토크 또는 동력조절계통에 의해 얻어질 수 있는 최대 속도)을 고려하여 조정될 수 있다.

(1) VA에서의 최대 피치 조종 변위. 비행기는 정상수평비행상태(25.333(b)항에 제시된 그림의 A1)에 있다고 가정하며, 최대 피치 각속도(기수 올림)를 얻기 위해 피치조작을 급하게 하였다고 가정한다. 미익하중을 결정함에 있어 비행기의 반응을 고려해야 한다. 중량중심에서의 수직가속도가 양의 제한기동하중계수를 초과하거나(25.333(b)항에 제시된 그림의 A2) 미익에 대해 수직방향의 하중이 최대값에 도달한 후에 비행기에 가해지는 하중은 그 발생 순서에 관계없이 고려하지 않아도 좋다.

(2) 특정한 조정변위 : 25.337항에서 규정하는 설계제한하중계수를 넘지 않도록 합리적인 종방향 조종장치 변위 대 시간곡선에서 시험조작을 결정해야 한다. 해당 비행기의 특성상 다음 (i)항 및 (ii)항의 값을 넘지 않을 경우는 제외하고, 비행기의 반응은 다음 (i)항 및 (ii)항에서 규정하는 값 이상의 피치 가속도를 발생해야 한다.

(i) 양(+)의 피치 가속도(기수올림)가 하중계수 1.0에 동시에 도달하였다고 가정한다.((25.333(b)항 그림의 A1점에서 D1점까지) 이때, 양의 가속도는 최소한 다음과 같아야 한다.

n : 고려되고 있는 속도에 있어서 양(+)의 하중계수

V : 등가대기속도(노트)

(ii) 음(-)의 피치 가속도(기수내림)가 양(+)의 기동하중계수에 동시에 도달하였다고 가정한다.(25.333(b) 그림의 A2점에서 D2점까지) 이때, 음의 가속도는 최소한 다음과 같아야 한다.

n : 고려되고 있는 속도에 있어서 양(+)의 하중계수

V : 등가대기속도(노트)

(a) 일반. 강도상의 요건은 (b)항의 기동영역선도(V-n 다이어그램)의 범위내의 대기속도와 하중계수와의 모든 조합에 대해 적합해야 한다. 25.1501항에 규정된 비행기의 구조적 운용한계를 결정하기 위해서는 이 영역선도를 사용하여야 한다.

(b) 기동영역선도

선정된 설계대기속도는 등가대기속도(EAS)로 표시한다. VS0 및 VS1의 추정값은 보수적인 것으로 해야 한다.

(a) 설계순항속도 VC. VC에 대해서는 다음 기준을 적용한다.

(1) VC의 최소치는 심각한 난류의 영향으로 의도치 않게 발생하는 속도증가에 대비해 VB보다 충분히 큰 값으로 해야 한다.

(2) 25.335(d)(2)항에 규정된 경우를 제외하고, VC는 VB +1.32 UREF(25.341(a)(5)(i)항에서 규정하는 UREF) 이상이어야 한다. 그러나 VC는 해당 고도에서의 최대연속출력상태에서의 최대수평비행속도를 초과할 필요는 없다.

(3) VD가 마하수에 따라 제한되는 고도에서 VC는 선정된 마하수로 제한될 수 있다.

(b) 설계급강하속도 VD. Vc는 VC/MC가 0.8 VD/MD를 초과하지 않거나 VC/MC와 VD/MD 간의 속도여유의 최소치가 다음 값을 초과하도록 선정되어야 한다.

(1) VC/MC에서 정상비행상태를 초기조건으로 해서 뒤집힌 상태로 초기 경로보다 7.5도 아래쪽의 비행 경로를 따라 20초간 비행한 후 하중계수가 1.5g(0.5g의 가속도 증가)가 되도록 조종간을 당긴다. 신뢰할 수 있는 공기역학적 자료를 사용할 경우, 위의 기동 중에 발생하는 속도 증가를 계산에 의해 결정할 수 있다. 25.175(b)(1)(iv)항에 규정된 출력은 조종간을 당기기 시작할 때까지 적용되는 것으로 가정하며 그 후에는 출력감소 및 조종사에 의한 저항발생장치의 작동을 가정할 수 있다.

(2) 속도여유의 최소치를 산정할 때에는 대기변화(수평돌풍, 제트기류 및 한냉전선 통과 등) 및 계기오차와 제조상의 편차 등을 충분히 고려하여야 한다. 이러한 요소들에 대한 고려는 확률에 근거해도 좋다. 압축성 효과에 의해 MC가 제한되는 고도에서, 속도의 여유는 0.07M 이상이어야 한다. 단, 자동화된 계통의 성능이 반영된 타당한 분석에 의해 더 낮은 속도여유가 결정된 경우는 예외로 한다. 그러나 어떠한 경우에도 속도여유는 0.05M보다 작아서는 아니 된다.

(c) 설계기동속도 VA. VA에 대해서는 다음 기준을 적용한다.

(1) VA는 VS1√n보다 작지 않아야 한다. 여기서

(i) n은 VC에서의 양의 제한기동하중계수이다.

(ii) VS1은 플랩올림 실속속도이다.

(2) VA 및 Vc는 고려되는 설계중량 및 고도에 따라 평가되어야 한다.

(3) VA는 VC 또는 양의 CN MAX 곡선과 양의 기동하중계수 선이 교차하는 점에서의 속도 중 작은 값보다 클 필요는 없다.

(d) 최대 돌풍에 대한 설계속도 VB

(1) VB는 다음의 값보다 작아서는 안된다.

VS1 = 고려되는 특정 중량에서 플랩이 올려진 상태에서의 CNA MAX에 근거한 1g 실속속도

VC = 설계순항속도(노트 단위, 등가대기속도)

Uref = 25.341(a)(5)(i)항의 기준돌풍속도(ft/s, 등가대기속도)

w = 고려되는 특정 중량에서의 평균 익면하중(pound/ft²)

ρ=공기밀도(slugs/ft³)

c=평균기하학적 익현(ft)

g=중력가속도(ft/sec²)

a=수직분력 계수곡선의 기울기(CNA/radian)

(2) VC가 마하수에 의해 제한되는 고도에서는 다음을 적용한다.

(i) VB는 저속 버펫과 고속 버펫 경계 사이의 여유가 최적화되도록 선정될 수 있다.

(ii) VB는 VC보다 클 필요는 없다.

(e) 설계 플랩내림속도 VF. VF에 대해서는 다음 기준을 적용한다.

(1) 각각의 플랩위치(25.697(a)항에 따라 설정)에 대한 설계 플랩내림속도는 이에 대응하는 비행단계(착륙복행 포함)에 대하여 권고되는 속도보다 충분히 커야 하며, 속도 제어시에 일어나는 속도의 변동 및 플랩위치이동에 대비해야 한다.

(2) 플랩위치 자동조절장치 또는 자동하중제어장치가 사용되는 경우, 프로그램되어 있거나 그 장치에 의해 허용되는 속도 및 이에 대응하는 플랩위치를 사용해도 좋다.

(3) VF는 다음보다 더 작지 않아야 한다.

(i) 최대 이륙중량에서 플랩을 이륙위치로 한 VS1의 1.6배

(ii) 최대 착륙중량에서 플랩을 접근위치로 한 VS1의 1.8배

(iii) 최대착륙중량에서 플랩을 착륙위치로 한 VS0의 1.8배

(f) 설계 항력제어장치 속도 VDD. 각 항력제어장치에 대해 선정된 설계속도는 속도조절시 예상되는 변화를 허용할 수 있도록 장치의 조작을 위해 권고되는 속도보다 충분히 커야 한다. 고속강하시 사용하는 항력제어장치의 VDD는 VD보다 작지 않을 수도 있다. 자동으로 항력제어장치의 위치를 제어하거나 하중을 제한하는 방법을 사용하는 경우, 설계시 프로그램되거나 자동화된 방법에 의해 허용되는 속도 및 이에 대응하는 항력제어장치 위치를 사용해야 한다.

(a) 정적최대양력계수에 의거 제한되는 범위를 제외하고, 비행기는 이 절에서 규정된 제한기동하중계수를 발생하는 대칭적인 기동을 한다고 가정한다. 급상승 및 정상선회기동시의 피치속도는 고려되어야 한다.

(b) VN까지의 모든 속도에 있어서 양(+)의 제한기동하중계수 n은, 단 n이 2.5보다 적어서는 안되며 3.8보다 클 필요는 없는 경우를 제외하고는보다 적지 않아야 한다. 여기서 W는 설계 최대이륙중량으로 한다.

(c) 음(-)의 제한기동하중계수는 다음을 만족하여야 한다.

(1) VC까지의 모든 속도에 있어서 -1.0보다 적지 않아야 한다.

(2) VC에서의 값부터 VD에서의 제로까지 선형적으로 변화하여야 한다.

(d) 비행기 특성상 비행 중에 기동하중계수를 넘지 않는다는 것이 증명되는 경우에는, 상기 값 이하의 기동하중계수를 사용할 수 있다.

(a) 불연속돌풍설계기준. 비행기는 수평비행중 대칭적인 수직 및 수평돌풍을 받는다고 가정한다. 제한돌풍하중은 다음의 기준에 따라 결정되어야 한다.

(1) 구조의 각 부분에 작용하는 하중은 동적 해석을 통해 결정하여야 한다. 이 해석은 비정상 공기역학적 특성과 강체운동을 포함한 모든 중요한 구조적 자유도를 포함하여야 한다.

(2) 돌풍의 형태는 다음과 같아야 한다.

단 0≤ s ≤ 2H

s=돌풍에 들어간 거리 m(ft)

Uds= (a)(4)항에 규정된 동등한 공기속도에 있어서, 설계돌풍속도)

H=돌풍이 최고속도에 도달할 때까지 돌풍에 대한 비행기의 비행경로와 평행한 돌풍의 변화거리 (m)

(3) 각 하중에 대한 특정한 반응을 찾기 위하여, 9m에서 107m까지(30ft에서 350ft까지) 돌풍의 변화거리에 대해서 충분히 조사되어야 한다.

(4) 설계돌풍속도는 다음과 같다..

Uref= (a)(5)항에 규정된 동등한 공기속도에 있어서, 기준돌풍속도

Fg= (a)(6)항에 정의된 비행경로 완화계수

(5) 기준돌풍속도는 다음과 같이 적용된다

(i) 설계속도 VC에서. 17m/s(56ft/s)의 기준돌풍속도를 가진 양(+) 및 음(-)의 돌풍은 해면에서 고려된다. 기준돌풍속도는 해면상의 17m/s(56ft/s)에서부터 15,200m(50,000ft)고도에서의 13m/s(44ft/s)까지 직선적으로 변화 감소하는 것으로 할 수 있다. 기준돌풍속도는 15,200m (50,000ft)고도에서의 13m/s (44ft/s)에서부터 15,200m (50,000ft)고도에서의 8/s(26ft/s)까지 직선적으로 변화 감소하는 것으로 할 수 있다.

(ii) 설계속도 VD에서. 기준돌풍속도는 (a)(5)(i)항에서 얻어진 값의 0.5배이다.

(6) 비행경로 완화계수 Fg는 해면상의 1.0에서부터 25.1527항에 정의된 최고운용고도까지 직선적으로 변화 감소하는 것으로 할 수 있다. 해면상에서 비행경로 완화계수는 다음과 같이 정의된다.

Fgz : 1 - (Zmo /250,000)

Fgm :

R1 : 최대착륙중량 / 최대이륙중량

R2 : 최대공허중량 / 최대이륙중량

Gmo : 25.1527항에 정의된 최고운용고도

(7) 안전성증대 계통을 고려하여 해석하는 경우, 제한돌풍조건으로부터 제한하중을 도출할 때 주요계통의 비선형성의 효과를 고려하여 계산해야 한다.

(b) 연속돌풍설계기준. 수직 및 수평 방향의 연속난류에 대한 비행기의 동적 반응을 고려해야 한다. 동적 반응을 정의하는데 있어 보다 타당한 기준이 없는 경우 부록 G의 연속돌풍설계기준을 사용해야 한다.

(a) 연료 및 윤활류 적재상태를 고려한 설계하중은 연료 및 윤활류가 적재되어 있지 않은 상태에서부터 최대로 선정된 연료 및 윤활류 적재상태까지 각각의 조건을 포함하여야 한다. 25.1001(e)항 및 (f)항에서 규정하는 운용조건하에서 45분을 넘지 않는 비행에 필요한 연료량을 구조적 여유연료 조건으로 선정할 수 있다.

(b) 구조적 여유연료 조건을 선정한 경우, 그 조건을 이 장에서 규정하는 비행하중요건에 대한 적합성을 증명하기 위한 최소연료중량조건으로 사용하여야 한다. 추가적으로 -

(1) 다음에 해당하는 제한하중에 대하여 날개내의 연료 및 윤활류의 중량이 0인 조건에서 구조를 설계하여야 한다.

(i) +2.25의 기동하중계수 ; 그리고

(ii) 25.341(a)항에서 규정하는 돌풍조건. 단 25.341(a)(4)항에 규정된 설계속도의 85%를 가정한다.

(2) 구조의 피로평가는 (b)(1)항에서 규정하는 설계조건으로 인한 운용 응력의 증가를 고려해야 한다. 그리고

(3) 플러터, 변형, 진동에 대한 요구조건은 연료가 0인 상태에서도 만족하여야 한다.

(a) 이륙, 접근 혹은 착륙시 주익플랩을 사용하도록 계획되어 있는 경우에, 25.335(e)항의 기준에 의한 비행단계의 플랩 대응위치에서 설정한 설계플랩속도에 있어서 비행기는 대칭기동 및 대칭돌풍을 받는 것으로 가정한다. 제한하중의 결과는 다음에 결정된 조건에 일치하여야 한다.

(1) 양(+)의 제한하중계수 2.0까지의 기동하는 것.

(2) 수평비행중 비행경로에 수직으로 작용하는 양(+) 및 음(-)의 7.6m/s(25ft/s) 돌풍을 받을 것. 돌풍하중으로 인한 구조의 각 부분에 대해서는 합리적인 해석을 통해 결정해야 한다. 이 해석은 불안정한 공기역학적 특징과 비행기의 강체운동을 포함하여 계산하여야 한다. 돌풍의 모양은 다음을 제외하고 25.341(a)(2)항과 같이 규정된다.

Uds : 7.6 m/s (25ft/s EAS)

H : 12.5 c

c : 평균기하학적 익현 m(ft)

(b) 비행기는 (a)항에서 규정하는 조건에 대하여 다음과 같은 영향을 개별 조건으로 고려하여 설계되어야 한다. 단, 하중계수는 1.0을 초과할 필요가 없다.

(1) 설계플랩속도 VF에서 연속최대출력에 대응하는 프로펠러 후류 및 특정의 플랩위치에서 그것에 맞게 최대중량에 대한 실속속도의 1.4배 이상의 속도에서 이륙출력에 대응하는 프로펠러 후류

(2) 7.5m/s(25ft/s) 정면향 돌풍(EAS)

(c) 순항상태로 사용할 목적인 플랩 또는 유사한 고양력장치가 사용될 때 그리고, 이 조건에 대해 선정된 플랩설계속도까지의 속도에서 적절한 위치에 있는 플랩의 경우, 비행기는 (1) 및 (2)에 규정된 범위 안에서 대칭기동 및 돌풍을 받는 것으로 가정한다.

(1) 25.337(b)항에 규정된 양(+)의 제한하중계수로 기동을 행할 것.

(2) 25.341(a)항에 규정된 불연속 수직방향 돌풍기준

(d) 비행기는, 기동하중계수 1.5g와 착륙비행형태에서의 플랩 및 유사한 고양력장치를 가진 상태로, 최대이륙중량에서 착륙이 될 수 있도록 설계되어야 한다.

비행기는 다음의 (a)항 및 (b)항에서 규정하는 롤링 조건에 의해 발생하는 하중에 따라 설계되어야 한다. 중량중심에 대해 불균형한 공기역학적 모멘트는 반작용 관성력을 발생시키는 주요 질량을 고려하여 타당하고 보수적인 방법으로 반작용을 받아야 한다.

(a) 기동 : 다음 (1)항에서 (4)항까지의 조건, 속도, 보조익 변위량(변위가 조종사의 노력에 의해 제한되는 경우를 제외) 등은 설계에 사용된 제로 하중계수 양(+)의 기동하중계수의 2/3를 조화시켜 고려되어야 한다. 필요한 보조익 변위량을 결정하는데 있어서는 25.301(b)항의 기준에 따라 날개의 비틀림 유연성을 고려해야 한다.

(1) 정상롤링속도와 부합하는 조건이 고려되어야 된다. 최대각가속도와 부합하는 조건은 동체 외부의 다른 집중된 중량 또는 엔진을 포함한 비행기에 대해서 조사되어야 한다. 각가속도 조건에 대해서 기동에 대한 합리적인 이력 자료가 없는 경우에는 롤링속도를 제로로 가정한다.

(2) 속도 VA에서 보조익을 정지 때까지 갑자기 조작하는 것으로 가정한다.

(3) 속도 VC에서 상기 (2)항의 조건에 의거 나타나는 값 이상의 롤링율이 발생하도록 보조익을 조작하여야 한다.

(4) 속도 VD에서 상기 (2)항의 조건에 의거 나타내는 값의 1/3 이상의 롤링율이 발생하도록 보조익을 조작하여야 한다.

(b) 비대칭 돌풍. 비행기는 수평비행 중 비대칭 수직 돌풍을 받는 것으로 가정한다. 돌풍에 의한 제한하중은 25.341(a)항에 따라 직접적으로 도출되는 주익의 최대 공기하중 또는 25.341(a)항에서 계산된 수직하중계수에서 간접적으로 도출되는 주익의 최대 공기하중에 의해 결정되어야 한다. 비행기의 한쪽 면의 날개에는 공기하중의 100%가 작용하고 다른 면의 날개에는 공기하중의 80%가 작용하는 것으로 가정한다.

비행기는 VMC에서 VD까지의 속도에서 다음의 (a)항에서 (d)항까지 규정된 요잉 조건에 의해 발생하는 하중에 따라 설계되어야 한다. 중량중심에 대한 불균형한 공기역학적 모멘트는 관성력을 고려하여 타당하거나 보수적인 방법으로 반작용되어야 한다. 꼬리날개의 하중을 계산함에 있어 요잉속도를 0으로 가정할 수 있다.

(a) 비행기가 요우 없이 등속으로 비행하고 있는 상태에서 급속히 방향타를 조작하는 것으로 가정한다. 방향타 조작은 다음과 같은 조건에 의해 제한된다.

(1) 조종면 정지장치의 조종계통에 의한 제한

(2) VMC에서 VA까지의 속도에서는 300lb, VC/MC에서 VD/MD까지의 속도에서는 200lb으로 제한되는 조종력. VA와 VC/MC 사이의 속도에서의 조종력은 선형적으로 변화하는 것으로 한다.

(b) 방향타각을 (a)항에서 규정하는 제한범위 내에서 최대값으로 계속 유지하는 경우 비행기는 옆미끄러짐각으로 요우되는 것으로 가정한다.

(c) 비행기가 정적으로 평형을 유지할 수 있는 옆미끄러짐각으로 요우되는 경우, (a)항에서 규정하는 제한범위 내에서 가능한 최대 방향타각에 도달할 수 있도록 조종석의 방향타 조종장치를 당기는 것으로 가정한다.

(d) 비행기가 (c)항에서 규정하는 정적으로 평형을 유지할 수 있는 옆미끄러짐각으로 요우되는 경우, 조종석의 방향타 조종장치는 신속히 정위치로 되돌아가는 것으로 가정한다.

추가조건

(a) 엔진 마운트 및 지지구조는 다음에 규정하는 영향에 따라서 설계하여야 한다.

(1) 비행조건 A(25.333(b)항 참조)의 경우 제한하중의 75% 하중에 동시에 작용하는 이륙출력과 프로펠러 회전속도에 부합하는 제한엔진토크

(2) 비행상태 A(25.333(b)항 참조)의 경우 제한하중에 동시에 작용하는 최대연속출력과 프로펠러 회전속도에 부합하는 제한엔진토크

(3) 터보프롭비행기에 있어서는 상기 (1)항 및 (2)항의 조건 외에 이륙출력과 프로펠러 회전속도에 부합하는 제한토크는 1g 상태의 수평비행 시의 급격한 페더링을 포함하여 프로펠러 제어장치결함 영향에 따른 배수를 곱하여 결정한다. 합리적인 분석이 없는 경우에는 배수로서 1.6을 사용한다.

(b) 터빈엔진비행기에 있어서 엔진마운트 및 지지구조는 다음의 조건을 견디도록 설계되어야 한다.

(1) 오동작 또는 구조적 파괴(예 : 압축기가 꽉 막힘) 때문에 갑작스런 엔진정지에 의해 발생하는 제한엔진토크하중

(2) 엔진의 최대가속에 따른 제한엔진토크하중

(c) 상기(a)항에서 고려되는 제한엔진토크는 규정된 출력과 속도의 평균토크에 다음 배수를 곱하여야 한다.

(1) 터보프롭에 대하여는 1.25

(2) 다섯 개 이상의 실린더를 갖는 엔진에 대해서는 1.33

(3) 두 개, 세 개, 네 개의 실린더를 갖는 엔진에 대해서는 각각 4, 3, 2

(a) 엔진마운트, 파일런 및 인접한 지지 기체 구조의 경우, 블레이드, 샤프트, 베어링, 베어링 지지대, 조류충돌 등 파손으로 인한 동적 해석의 결과로써 극한 하중 조건은 가장 치명적인 일시적 동적 하중과 진동으로 결합된 1G 비행 하중을 반드시 고려해야 한다. 이러한 극한 하중 조건으로 인한 영구 변형이 지속적인 안전한 비행과 착륙을 방해해서는 안된다.

(b) (a)항에서 명시된 극한 하중은

(1) 엔진마운트와 파일론에 적용 시 1.0 계수를 곱한다.

(2) 인접한 지지 기체 구조에 적용 시 1.25 계수를 곱한다.

(a) 각 엔진 및 보조동력장치의 마운트와 그 지지구조는 측방향의 제한하중계수를 고려하여 설계하여야 한다. 엔진 및 보조동력장치 마운트에 작용하는 측방하중은 적어도 요잉 조건에서 발생하는 최대하중계수 이상이어야 하며 다음의 값보다 작지 않아야 한다.

(1) 1.33; 또는

(2) 25.333(b)항에 규정된 비행조건 A에서의 제한하중계수의 1/3

(b) 상기 (a)항에 규정된 측방 하중은 다른 비행상태(요잉상태)에 대해 독립적인 것으로 가정한다.

여압실이 하나 이상인 비행기에 대해서는 다음의 기준을 적용한다.

(a) 비행기의 구조는, 차압하중이 영에서부터 감압밸브 최대위치에 대응하는 값까지의 차압하중에 따른 비행하중을 견딜 수 있도록 충분한 강도를 가져야 한다.

(b) 비행중의 외부풍압분포, 응력집중 및 피로의 영향이 고려되어야 한다.

(c) 여압실을 가압한 채로 착륙하는 경우 착륙하중은 차압하중이 영에서부터 착륙동안에 허용된 최대치까지의 차압하중을 조합하여야 한다.

(d) 비행기의 구조는 다른 모든 하중을 생략하고, 13,700m(45,000ft)까지 운용하도록 승인된 비행기의 경우 1.33배, 13,700m(45,000ft)이상에서도 운용하도록 승인된 비행기의 경우 1.67배의 감압밸브 최대값에 대응하는 차압하중에 대하여 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(e) 여압실내외 모든 구조, 구성품 및 부품은 계속적인 안전한 비행과 착륙에 있어서 영향을 미치는 파손에 대해서 다음의 조건으로 발생되는 모든 운용고도에서 모든 구역의 입구에서 압력의 갑작스런 저하의 영향을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 엔진 붕괴에 따른 엔진 일부분의 여압실 관통

(2) 넓이 Ho까지의 모든 여압실의 입구. 그러나, 작은 여압실은 적절한 여압실과 조합될 수 있으며, 이들은 작은 여압실에 국한되도록 예정되지 않은 입구들에 대해 하나의 여압실로 간주된다. 넓이 Ho는 다음에 의해 계산된다.

Ho = PAs

Ho = 입구의 최대면적(㎡), 단, 1.86㎡(20ft2)이하

As = 길이방향에 수직인 여압실 선체의 최대단면적 (㎡)

(3) 비행기 및 장비품의 파손에 의한 최대의 입구개폐는 일어날 가능성이 지극히 적을 경우 조사되지 않을 수 있다.

(f) 상기 (e)항에 따라, 파손이나 관통이 일어날 가능성과 예상할 수 있는 입구의 크기를 결정함에 있어 문의 잠금 장치가 부적당하거나 불시에 문을 열었을 경우를 고려한다면 안전 장치를 한 형상을 고려한 설계를 할 수 있다. 또한, 1g의 수평비행하중 및 비상시의 감압 상태에서의 발생하는 모든 차압하중은 합리적이고 안전한 방법으로 조합되어야 한다. 그러나, 이 하중이 극한조건으로 간주되지만 이 상태와 연관된 어떠한 변형도 안전비행과 착륙을 저해하지 않아야 한다.

(g) 여압실내의 격벽, 바닥, 칸막이 등은 (e)항에 규정된 조건에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 설계 상 합리적인 예방책은 탑승자가 좌석에 앉아있는 동안 좌석으로부터 이탈하거나 손상을 입을 가능성을 최소화하도록 해야 한다.

(a) 비행기는 임계엔진 고장으로 인하여 발생하는 비대칭하중을 고려하여 설계되어야 한다. 터보프롭비행기에 있어서는 가능한 조종사의 수정조작을 고려해야 하여 프로펠러 저항제한계통의 오동작과 관련하여 다음에서 규정하는 조건을 고려하여 설계되어야 한다.

(1) VMC에서 VD까지 모든 속도에 있어서 연료흐름의 방해로 인한 엔진출력 손실로 발생하는 하중은 제한하중으로 하여야 한다.

(2) VMC에서 VC까지 모든 속도에 있어서 터빈으로부터 또는 터빈블레이드의 손실로부터 엔진압축기의 분리로 인해 발생하는 하중은 종극하중으로 하여야 한다.

(3) 위에서 언급한 엔진 고장결과 일어나는 추력감쇄와 저항증가의 이력은 특정한 엔진과 프로펠러의 결합에 적용할 수 있는 시험 또는 다른 자료에 의거 입증되어야 한다.

(4) 특정한 엔진, 프로펠러 및 비행기의 결합특성을 고려하여 조종사의 가능한 수정조작을 행할 시기와 조작력이 안전하도록 결정해야 한다.

(b) 조종사가 수정조작을 시작하는 시기는 최대 요우속도에 달한 때로 가정하며, 엔진 고장 후 2초 이내이지 않아야 한다. 수정조작의 조작력은 25.397(b)항에 따라 결정할 수 있다. 단, 해석 또는 시험에 의해 이 항에 기술된 엔진고장으로 인해 발생하는 요우와 롤링을 제어하는데 적은 힘으로도 조절할 수 있을 경우 이 적은 힘을 조작력으로 가정할 수 있다.

엔진 또는 보조동력장치를 지지하는 구조는 25.341(a)항, 25.349항, 25.351항, 25,473항, 25.479항 및 25.481항의 조건에 의해 발생하는 자이로 효과에 의한 하중을 고려하여 설계되어야 한다. 엔진 또는 보조동력장치는 상기 조건에서의 최대회전수로 운전되는 것으로 한다. 본 절에 대한 적합성은 양의 제한기동하중계수에 도달할 때까지 25.331(c)(1)항의 피치기동을 수행하여 입증해야 한다.

속도제어장치(예 : 스포일러, 저항플랩)를 장착한 비행기에 대해서는 다음 사항을 적용하여야 한다.

(a) 비행기는, 모든 속도제어장치 상태와 그 상태의 최고속도에 대하여25.333항 및 25.337항에 규정된 대칭기동상태, 25.351항에 규정된 요우기동, 25.341(a)항에 규정된 수직방향 및 가로방향 돌풍조건 등의 대칭기동을 고려하여 설계되어야 한다.

(b) 자동작동장치 또는 하중제한장치를 갖춘 속도제어장치의 경우, 그러한 작동환경에 허용되는 속도 및 속도제어장치위치에서 비행기는 (a)항에 규정된 기동 및 돌풍상태를 고려하여 설계되어야 한다.

조종면 및 조종계통 하중

조종면은, 25.331항, 25.341(a)항, 25.349항, 25.351항에 규정된 비행상태 및 25.415항에 규정된 지상 돌풍상태로 인해 발생하는 제한하중을 고려하여 설계되어야 한다.

(a) 25.393항에 규정된 힌지선에 평행인 하중

(b) 25.397항에 규정된 조종사 조종력 효과

(c) 25.407항에 규정된 트림탭 효과

(d) 25.427항에 규정된 비대칭 하중

(e) 25.445항에 규정된 보조공력면

(a) 조종면 및 지지용 힌지장치는 힌지선에 평행하게 작용하는 관성력 대해서 설계되어야 한다.

(b) 합리적인 자료가 없는 경우, 관성력은 KW와 같은 것으로 가정할 수 있다.

(1) K = 24 (수직조종면의 경우)

(2) K = 12 (수평조종면의 경우)

(3) W : 조종면의 중량

(a) 세로방향, 가로방향, 진행방향과 항력의 각 조종계통 및 이들의 지지구조는, 25.391항에 규정된 조건에 있어서 가동조종면에 작용하는 계산상의 힌지모멘트의 1.25배에 상당하는 하중에 따라 설계되어야 한다.

(b) 조종계통의 제한하중은 지상돌풍으로 인해 발생기는 하중을 제외하고 조종사 또는 자동조종장치 및 동력작동 조종장치가 주는 하중보다 클 필요는 없다.

(c) 하중은 25.397(c)항에 규정된 최소력으로 인해 발생하는 것보다 적지 않아야 한다.

(a) 일반 : (c)항에 규정된 최대 및 최소의 조종력은 조종간 또는 페달에 대하여 (비행중인 상태와 동일한 방법으로) 작동되고 조종계통의 조종면 혼(Horn)의 연결부에서 반작용을 받는 것으로 가정한다.

(b) 조종사 조종력의 영향 : 조종면의 비행하중조건에서 조종면의 공기력 하중 및 변형은 (c)항에 규정된 범위 내에서 비행중 모든 조종사 조종력으로 인해 발생되는 것보다 클 필요는 없다. 단, 보조익 및 승강타에 대해서는, 조종면의 힌지모멘트가 신뢰할 수 있는 자료에 근거할 경우, 보조익 및 승강타에 규정된 최대값의 2/3를 사용할 수 있다. 이 기준을 적용하는데 있어서 조종계통의 자동제어장치, 탭, 자동조종장치 등의 영향이 고려되어야 한다.

(c) 제한조종력 및 제한조종토크

제한조종력 및 제한조종토크는 다음 표와 같다.

조종장치 | 최대조종력 또는 최대조종토크 | 최소조종력 또는 최소조종토크

보조익(Aileron) | |

조종간(Stick) | 45kg(100lb) | 18kg(40lb)

조종륜*(Wheel) | 36Dkg․cm(80Dlb.in)** | 18Dkg․cm(40Dlb.in)

승강타(Elevator) | |

조종간(Stick) | 113kg(250lb) | 45kg(100lb)

조종륜(Wheel)(대칭조종력) | 136kg(300lb) | 45kg(100lb)

조종륜(Wheel)*** (비대칭조종력) | | 45kg(100lb)

방향탸(Rudder) | 136kg(300lb) | 60kg(130lb)

* 보조익 조종계통의 중요한 부분은, 상기표의 값에서 얻어지는 모멘트의 1.25배에 상당하는 한 개의 접선력을 고려하여 설계되어야 한다.

**D : 조종륜의 직경 cm(in)

*** : 비대칭조종력은 조종륜의 정상적으로 잡은 손의 위치중 한 방향에 가하여야 한다.

(a) 이중조종장치를 갖춘 경우에는 2인의 조종사가 반대방향으로 조작하도록 설계되어야 한다. 이 경우 개개의 조종력은 다음 값 이상으로 하여야 한다.

(1) 25.395항의 규정에 의해 얻어진 값의 0.75배

(2) 25.397(c)항에서 규정하는 최소 조종력

(b) 이중조종장치계통은, 25.395항의 규정에 의해 얻어지는 값의 0.75배 이상의 개개의 조종력을 이용하여 같은 방향으로 조작하는 조종력을 고려하여 설계되어야 한다.

차륜브레이크, 스포일러, 탭의 조작장치와 같은 2차 조종계통은 조종사가 그 장치에 가하려는 최대의 힘을 고려하여 설계되어야 한다. 다음과 같은 적절한 값들이 사용될 수 있다.

조종사의 조종력 한계(주조종장치 이외의 조작장치)

조 종 장 치 | 한 계 조 종 력

기타(Miscellaneous) |

크랭크, 바퀴 또는 레버* (Crank, wheel, or lever) | 단, 23kg(lb) 보다 작거나 68kg(150lb)보다 크지 않아야 함. (R : 반경을 cm(in)로 나타낼 때의 수치) (조절면과의 이루는 각이 20°이내의 경우에 적용한다)

회전식 손잡이(Twist) | 1.53kg-m(133lb-in) 신청자가 선정하는 것으로 한다.

미닫이식 손잡이(Push-pull) |

* 플랩, 탭, 안정판, 스포일러 및 착륙장치의 조작장치에 한함.

주조종면의 설계조건에 대한 트림탭의 효과는 조종면의 하중이 조종사 조종력으로 제한되는 경우에만 고려되어야 한다. 이 경우 트림탭은 조종사를 돕는 방향으로 기울어야 하고, 탭의 기운 각도는 다음에 규정하는 값으로 하여야 한다.

(a) 승강타 트림탭은 V-n 선도의 양(+)의 부분내의 모든 점에 있어서 비행기를 트림시키는데 필요한 각도로 한다. 단, 스토퍼로 제한되는 경우는 아니다.

(b) 보조익 및 방향타 트림탭의 각도는 장착오차를 적당하게 고려해서 가장 엄격한 비대칭출력상태 및 비대칭하중상태에서 비행기를 트림하는 것에 필요한 각도로 한다.

(a) 트림탭

탭의 효과가 25.397(b)항에서 규정하는 값까지의 조종사 조종력을 방해하는 경우 (비행기에 규정된 비행하중조건을 넘지 않고 얻어질 수 있는) 탭의 상태, 주조종 위치 및 비행속도 등의 조합에서 예상되는 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

(b) 균형탭

균형탭은 주조종면의 하중조건에 합치하는 움직임을 고려하여 설계하여야 한다.

(c) 서보탭

서보탭은 트림탭과 작용과 상반하는 경우를 고려하여 조종사 조종력의 범위 내에서 얻어지는 주조종면의 하중조건에 합치하는 모든 움직임을 고려하여 설계하여야 한다.

(a) 조종계통은 지상돌풍 및 지상활주 중 후방에서 부는 바람으로 인한 조종면에 생기는 하중상태를 고려하여 설계되어야 한다.

(1) 조종면에 가장 가까운 정지장치와 승무원 실내의 조종장치와의 사이에 있는 조종계통은 다음（２）항에서 규정하는 제한힌지모멘트 H에 부합하는 하중을 고려하여 설계되어야 하며 다음 값보다 클 필요는 없다.

(i) 조종사 각 개인에 대하여 25.397(c)항에 규정된 최대조종력에 부합하는 하중

(ii)　2인의 조종사가 같은 방향으로 조작할 때 각 조종사의 최대조종력의 0.75배

(2) 조종면에 가장 가까운 정지장치, 조종계통의 잠금장치, 정지장치와 잠금장치 및 조종면 혼 사이에 있는 조종계통의 구성품은 다음의 공식에 의한 제한힌지모멘트 H를 고려하여 설계하여야 한다.

H=0.0034KV²cS

V=65knot(풍속)

K=(b)항에서 정해진 지상돌풍에 대한 제한힌지모멘트 계수

c=힌지선 후방의 조종면 평균시위(ft)

S=힌지선 후방의 조종면 면적(ft²)

(b) 지상돌풍에 대한 제한힌지모멘트 계수 K는 다음 표와 같다.

조종면 | K | 조종장치의 위치

보조익(Aileron) | 0.75 | 중간위치에 고정한 경우

*±0.50 | 제한위치까지 작동한 경우

승강타(Elevator) | *±0.75 | 아래쪽 제한위치까지 작동한 경우

*±0.75 | 위쪽 제한위치까지 작동한 경우

방향타(Rudder) | 0.75 | 중간위치에 고정한 경우

* 양의 K 값은 조종면을 내리는 모멘트를, 음의 K 값은 조종면을 올리는 모멘트를 나타낸다.

(a) 횡방향돌풍, 요우기동, 롤링기동에 대한 비행기를 설계할 때, 익면, 수직안정판, 기타 공기역학적 표면의 후류와 공기역학적 간섭과 같은 효과로 인해 발생하는 미익의 비대칭하중을 고려하여 계산되어야 한다.

(b) 수평미익은 다음과 같이 정의된 비대칭하중조건이 적용된다고 가정하여야 한다.

(1) 25.331항의 대칭비행조건과 25.341(a)항의 종방향돌풍조건으로부터 최대하중의 100%가 비행기의 대칭면의 한쪽에 작용한다.

(2) 80% 하중은 다른 쪽에 작용한다.

(c) 수평미익면이 ±10°보다 큰 상반각을 가지고 있거나 수직미익면에 의해 지지되어져 있는 비행기 꼬리부분에 있어서 수평미익면과 그 지지구조는 각 비행경로의 직각인 25.341(a)항에 규정된 돌풍속도를 고려하여 설계하여야 한다.

(d) 25.305(e)항의 버펫조건에 의해 꼬리부분에 작용하는 비대칭 하중을 고려해야 한다.

(a) 바깥쪽 수직핀이나 작은 날개와 같은 보조공력면과 보조공력면을 지지하는 공력면 사이에 공기역학적 영향이 중요할 경우, 이 영향은 비행경로에 수직인 어떠한 방향으로 작용하는 25.341(a)항에 규정된 돌풍, 피치, 롤링, 요우기동을 포함한 모든 하중조건을 고려하여야 한다.

(b) 바깥쪽 수직핀이 수평미익의 위아래에 있을 때 비대칭하중을 고려하기 위해서 25.391항에 규정된 임계수직미익하중(단위면적당의 하중)을 다음과 같이 적용하여야 한다.

(1) 수직미익 중 수평미익의 위쪽(또는 아래쪽)부분에 대해서는 면적을 100%로 적용한다.

(2) 수직미익 중 수평미익의 아래쪽(또는 위쪽)부분에 대해서는 면적을 80%로 적용한다.

플랩 및 조작장치, 그리고 이들의 지지구조는 25.345항에 규정된 조건하에서 발생하는 임계하중을 고려하여 설계되어야 한다. 이 경우 하나의 플랩위치 속도에서 다른 플랩위치 속도에 옮겨지는 동안에 발행하는 하중을 포함하여야 한다.

슬롯, 슬랫, 스포일러 등과 같이 공기역학적 표면을 사용하는 특수장치의 하중은 시험분석자료에 따라 결정하여야 한다.

지상하중

(a) 하중과 평형

지상제한하중은 다음과 같다.

(1) 이 절에서의 제한지상하중은 비행기 구조에 작용하는 외력으로 본다.

(2) 다음 각각에 규정된 지상하중조건에 있어서 외력은 합리적 또는 안전한 방법에 의한 선형관성력 및 회전관성력에 대해 평형상태로 놓여 있어야만 한다.

(b) 임계중량중심

인증되는 범위내의 임계중량중심은 최대 설계하중이 착륙장치의 각 구조부분에서 얻어지도록 선정되어야 한다. 전후방향, 종방향 및 횡방향의 비행기 중량중심이 고려되어야 한다. 대칭하중 상태에서 임계설계하중의 103%보다 크지 않은 주착륙장치 하중을 발생시키는 비행기의 중심선에서 중량중심의 횡방향의 변위는 주착륙장치 적재 또는 비행기 구조에 대한 하중의 횡방향 중량중심의 변위영향을 고려하지 않고 선정할 수 있다.

(1) 중량중심의 횡방향변위는 동체내의 불규칙한 여객 또는 화물의 배치, 또는 불규칙한 비대칭연료하중 또는 연료소비로 인해 발생하는 경우

(2) 불규칙하게 배치되는 하중에 대해 적절한 적재지침서가 중량중심의 횡방향변위를 한계 내에 유지할 것을 확실히 하도록 25.1583(c)(1)항에 포함되어 있을 것.

(c) 착륙장치의 제원

부록 A의 그림1에 기본제원을 규정한다.

(a) 25.479항 및 25.485항에 규정된 착륙조건에 대해서 비행기는 다음과 같이 접지하는 것으로 가정한다.

(1) 25.479항 및 25.481항에 규정된 자세

(2) 설계착륙중량(최대강하속도에서 착륙하는 경우의 최대중량)에서 3 m/sec(10 ft/sec)의 제한강하속도

(3) 설계이륙중량(최대강하속도보다 더 낮은 강하속도로 착륙하는 경우의 최대 중량)에서 1.8 m/sec(6 ft/sec)의 제한강하속도

(4) 비행기의 설계특성 상 위에 기술한 강하속도의 적용이 불가능한 경우에는 다른 값을 적용할 수 있다.

(b) 계통이나 절차가 양력에 현저한 영향을 미치는 경우가 아니면 비행기의 중량을 초과하지 않는 양력을 가정할 수 있다.

(c) 비행기 및 착륙장치 하중을 해석함에 있어 적어도 다음과 같은 요소를 고려해야 한다.

(1) 착륙장치의 동적특성

(2) Spin-up 및 spring-back

(3) 강체반응

(4) 중요한 경우, 동체의 구조적 동적 반응

(d) 착륙장치의 동적특성은 25.723(a)항에 규정된 시험에 의해 입증되어야 한다.

(e) 타이어와 지표면간의 마찰계수는 미끄러짐 속도와 타이어 압력의 영향을 고려하여 결정할 수 있다. 그러나 마찰계수는 0.8보다 클 필요는 없다.

(a) 비행기는 25.473항에서 정해진 조건 하에서 수평자세에서 지면과 평행한 전방속도성분이 VL1에서 1.25 VL2 사이가 되도록 접지하는 것으로 가정하며 다음과 같은 사항이 적용된다.

(1) VL1은 적정 착륙중량과 표준해면 상에서의 VS0(TAS)와 같다.

(2) VL2는 적정 착륙중량과 표준대기온도에 5℃(41℉)를 더한 더운 온도상태의 고도에 따른 VS0(TAS)와 같다.

(3) 10노트를 초과하는 배풍 하에서 착륙승인이 요구되는 경우 증가된 접지 속도의 영향을 고려하여야 한다.

(b) 후륜식 비행기의 수평착륙의 경우, 본 장의 부록 A의 그림2에 따라 설정된 비행기의 기준수평선에 대하여 본 절에 규정된 조건을 검토하여야 한다.

(c) 부록 A의 그림2와 같은 전륜식 비행기의 수평착륙의 경우, 다음의 자세를 가정하여 본 절에 규정된 조건을 검토하여야 한다.

(1) 주륜은 접지되어 있고 전륜은 지면에 접지하기 직전의 자세

(2) 규정된 강하속도와 전방속도에서 무리 없이 가능한 경우, 주륜과 전륜이 동시에 접지하는 자세

(d) 상기 (a)항에 규정된 하중조건 외에도, (a)항을 통해 계산된 최대 수직지면반력 하에서 다음의 사항을 적용한다.

(1) 착륙장치 및 착륙의 직접적인 영향을 받는 구조물의 경우 최대 수직지면반력과 이 반력의 25% 이상 크기의 후방 저항분력에 대하여 설계되어야 한다.

(2) 측방편류(lateral drift) 상태의 착륙 중에 발생할 수 있는 가장 엄격한 하중 조합을 고려하여야 한다. 이 조건에 대하여 더 타당한 분석이 없을 경우에는 다음의 기준을 적용한다.

(i) 25.473항의 최대 지면반력의 75%에 해당하는 수직하중과 수직하중의 40%에 해당하는 저항하중 및 25%에 해당하는 측방하중의 조합을 고려해야 한다.

(ii) 완충장치 및 타이어의 변형은 25.473(a)(2)항의 최대 지면반력에 의한 변형의 75%에 해당하는 것으로 가정한다. 이 하중조건은 구멍이 난 타이어의 경우에 대해 고려할 필요는 없다.

(3) 수직분력 및 저항분력의 조합은 바퀴 중심선에 작용한다고 가정한다.

(a) 꼬리내림자세에서, 비행기는 VL1에서 VL2까지 범위에서 지면과 평행하게 전방 속도성분으로 접지하고 25.473항에서 규정하는 하중계수를 받는 것으로 한다.

(1) VL1은 적정 착륙중량과 표준해면에서의 VS0(TAS)와 같다.

(2) VL2는 적정 착륙중량과 그 고도의 표준대기온도에 22.8℃(41℉)를 더한 온도상태의 고도에 있어서 따른 VS0(TAS)와 같다.

(3) 수직분력 및 저항분력의 조합은 주륜 축의 중심선에 작용한다고 가정한다.

(b) 미륜식비행기의 미부내림착륙의 경우에는 부록 A의 그림3에 따라 주륜 및 미륜이 동시에 접지 하는 것으로 한다. 미륜에 작용하는 지면반력조건은 다음과 같이 작용한다고 가정한다.

(1) 수직방향

(2) 차축을 따라 지면에 대해 45°상방향 및 후방향

(c) 전륜식 비행기의 미부내림착륙의 경우에는 비행기는 실속각 또는 부록A의 그림3과 같이 주륜 이외의 비행기의 부분이 지면에 접촉하는 것 없이 얻어지는 최대각 중 작은 쪽 각도를 선정한다.

한쪽바퀴 착륙조건에 대해 비행기는 부록A의 그림4에 따라 주착륙장치의 한쪽이 수평자세로 접지 한다고 가정한다. 이 경우 다음 조건을 고려하여야 한다.

(a) 접지 하는 바퀴에 작동하는 지면반력은 25.479(d)(1)항에서 얻어지는 반력과 같다.

(b) 각각의 불균형한 외력은 합리적 또는 안전한 방법으로 비행기의 관성력에 반작용되어야 한다.

(a) 측 하중조건에 대해 비행기는 부록A의 그림5에 따라 수평자세에서 주륜만이 접지 되는 것으로 가정한다.

(b) 내부로 작용하는 (한쪽 면의) 수직반력의 0.8배 크기의 측 하중과 외부로 작용하는 (다른 쪽 면의) 수직반력의 0.6배 크기의 측 하중은, 수평착륙조건에서 얻어지는 최대수직지상반력의 1/2과 결합되어야 한다. 이 하중들은 지상의 접점에서 작용하고 비행기의 관성력을 저지하는 것으로 가정한다. 저항하중은 0으로 가정할 수 있다.

(a) 착륙장치 및 지지구조는 착륙 면에서 비행기의 반동동안에 발생하는 하중에 대해서 검토되어야 한다.

(b) 착륙장치가 완전히 펼쳐진 상태이며 지면에 접촉하지 않는 경우, 하중계수 20은 착륙장치에 탄력이 가해지지 않은 중량에 작용시켜야 한다. 이 하중계수는 착륙장치에 탄력이 가해진 부품에 관해 제한되는 위치까지 도달되었을 때 탄력이 가해지지 않는 중량이 움직이는 방향으로 작용되어야 한다.

착륙장치 및 기체구조는, 별도로 규정하지 않는 한, 설계램프중량(지상조작조건에 따른 최대중량)에 있어서 25.491항에서 25.5097항까지의 기준에 따라 검토되어야 한다. 이 경우에 있어서 주익의 양력은 없으며 완충장치 및 타이어는 정적인 위치에 있는 것으로 한다.

적절한 지상속도 및 승인된 중량범위 내에서 비행기의 구조 및 착륙장치는 정상적인 운용 중에 예상되는, 가장 고르지 못한 지면에 의해 발생하는 하중보다 작지 않은 하중을 받는 것으로 가정한다.

(a) 미륜식 비행기의 경우, 비행기는 부록A의 그림6에 따라 수평자세로 하중이 주륜에 걸리는 것으로 가정한다. 제한수직하중계수는 설계착륙중량에 대하여 1.2, 설계램프중량에 대하여 1.0으로 한다. 이 경우에 있어서 마찰계수 0.8을 곱한 수직반력과 같은 저항력은 수직지면반력과 결합되어야 하며 접지점에 적용하여야 한다.

(b) 전륜식 비행기의 경우, 제한수직하중계수는 설계착륙하중에 대하여 1.2, 설계램프중량에 대하여 1.0으로 한다. 수직반력에 마찰계수 0.8을 곱한 저항반력은 수직지면반력과 결합되어야 하며 브레이크가 장착된 각 차륜의 접지점에 작용하여야 한다. 부록A의 그림6에 따라 다음의 두 가지 자세를 고려해야 한다.

(1) 비행기는 수평자세에서 모든 바퀴가 접지되고 하중은 주륜과 전륜사이에 분포되는 것으로 한다. 이 경우에 있어서 피치가속도는 0으로 가정한다.

(2) 비행기는 수평자세에서 주륜만이 접지되는 것으로 하고 피치모멘트는 각 가속도의 저항을 받는 것으로 한다.

(c) 어떠한 하중 조건에서도 수직반력의 0.8배에 해당하는 유효저항력을 받지는 않음을 증명한 경우에는 본 절에 규정된 것보다 작은 저항반력을 사용할 수 있다.

(d) 전방착륙장치가 장착된 비행기는 순간 정지력의 작용에 따른 피치운동에 의해 발생하는 하중을 견디도록 설계되어야 한다. 비행기는 설계착륙중량 하에서 전방착륙장치와 주착륙장치가 지면에 접지된 상태로 정상상태의 수직하중계수 1.0이 작용하는 것으로 고려한다. 정상상태의 전방착륙장치 반력은 (b)항 및 (c)항에 규정된 최대 정지력의 순간적인 작용에 의해 발생하는 전방착륙장치 수직반력의 증분과 결합되어야 한다.

(e) 더 타당한 분석이 없는 경우, (d)항에 규정된 전방착륙장치의 수직반력은 다음의 공식에 따라 계산되어야 한다.

VN = 전방착륙장치 수직반력

WT = 설계착륙중량

A = 비행기의 중량 중심과 전륜사이의 수평 방향 간격

B = 주륜의 중심을 잇는 선과 중량 중심사이의 수평 방향 간격

E = 1.0g의 정적상태에서 지면에 대한 비행기 중량 중심의 높이

μ = 마찰계수(0.8)

f = 동적 반응 계수: 별도로 입증되지 않는 한 2.0을 사용한다. 별도의 언급이 없으면 동적반응계수 f는 다음과 같은 공식에 의해 정의된다.

ξ 은 주착륙장치의 유효 접지점에 대한 강체 피칭상태의 유효 임계 감쇠율을 의미한다.

부록A의 그림7에 따라 정적인 위치에서 비행기는 수직으로 1.0, 측면으로 0.5의 제한하중계수가 중량중심에 가해지도록 전륜을 조종하든지 또는 충분한 외력을 가하여 정상선회를 행한다고 가정한다. 각 차륜의 측방향 지면반력은 수직반력의 0.5배로 한다.

(a) 미륜의 정하중과 같은 수직지면반력은 같은 크기의 횡방향분력과 결합되어 작용하는 것으로 가정한다.

(b) 미륜식 비행기가 선회한다면 미륜은 기체의 전후 축에 대하여 90°회전하고 차축을 통하여 하중을 받는 것으로 가정한다.

(c) 미륜고정장치, 미륜조종장치 또는 이상진동제동기를 갖추고 있는 경우 미륜은 지상 접촉시 작용하는 횡방향하중을 꼬리 부분에서 받는 것으로 가정한다.

(a) 비행기의 중량 중심에 1.0의 수직하중계수가 작용하고 전륜의 접지점에 작용하는 수직지면반력의 0.8배에 해당하는 측방분력이 전륜의 접지접에 작용하는 것으로 가정한다.

(b) 주착륙장치의 제동장치 중 한쪽만을 사용함으로 인해 발생하는 하중에 대해 비행기가 정적 평형상태에 있다고 가정한 경우, 전륜, 전륜지지구조 및 중량중심의 전방에 위치한 동체구조는 다음 하중을 고려하여 설계되어야 한다.

(1) 중량중심에 작용하는 수직하중계수 1.0

(2) 하나의 주륜에 가해지는 수직하중의 0.8배의 크기로 중량중심에 작용하는 전방하중

(3) 정적평형상태를 유지하기 위해 요구되는 전륜 접지면에서의 측방 하중 및 수직 하중

(4) 중량중심에서의 측방하중계수는 0으로 한다.

(c) 상기(b)항에 규정된 하중으로 인해 전륜에 작용하는 수직하중의 0.8배보다 더 큰 측방하중이 전륜에 가해지는 경우, 비행기 관성력의 저항을 받는 것으로 가정할 수 있는 불균형한 요잉모멘트로 인해 전방 착륙장치의 설계 측방 하중을 수직하중의 0.8배로 제한할 수 있다.

(d) 전방 착륙장치, 지지구조 및 전방동체구조 이외의 하중상태는 다음의 경우를 제외하고 상기 (b)항에 규정된 기준에 따른다.

(1) 예상되는 어떠한 하중상태에 있어서도 수직반력의 0.8배의 유효저항력이 발생하지 않는 것이 증명되는 경우에는 그것보다 작은 저항력을 사용할 수 있다.

(2) 중량중심에서 전방으로 작용하는 하중은, 25.493(b)항에 따라 결정된, 한쪽의 주륜에 작용하는 최대저항력보다 클 필요는 없다.

(e) 전방 착륙장치, 지지구조 및 전방동체구조를 설계함에 있어 비행기의 설계램프중량 및 전방 착륙장치의 모든 조향 위치에서, 수직방향의 조향토크와 전방 착륙장치에 작용하는 최대 정적반력의 1.33배에 해당하는 수직력이 조합되어 작용하는 것으로 고려하여야 한다.

(a) 비행기는 한쪽 주륜에 브레이크를 걸어 이를 중심으로 하여 선회하는 것으로 가정한다. 제한수직하중계수는 1.0, 마찰계수는 0.8로 한다.

(b) 부록A의 그림8에 따라 하중은 접지점에 작용하고 비행기는 정적평형상태에 있는 것으로 가정한다.

(a) 비행기는 세 점의 정적 접지점 상태로 있어야만 한다. 지면과 평행한 전방수평분력은 브레이크를 갖고 있는 각 바퀴의 접지점에 작용하여야 한다. 이 경우에 있어서 제한하중은 각 차륜에 작용하는 수직하중의 0.55배의 하중 또는 공칭 최대정적 브레이크 토크의 1.2배에 의해 발생하는 하중 중 적은 쪽의 하중으로 한다.

(b) 전륜식 비행기에 있어서 피치 모멘트는 회전관성력에 의해 균형을 이루어야 한다.

(c) 미륜식 비행기에 있어서 지면반력의 합력은 비행기의 중량중심을 통과하여야 한다.

(a) 하기(d)항에 규정된 견인하중은 별도로 고려되어야 한다. 견인하중은 다음을 고려하여 견인장비에 적용되어야 하며 지면에 평행하게 작용하여야 한다.

(1) 1.0의 수직하중계수가 중량중심에 작용하여야 한다.

(2) 완충장치 및 타이어는 정적위치에 있어야 한다.

(3) 설계램프중량을 WT로 할 경우 견인하중 FTOW는 다음 값으로 하여야 한다.

(i) WT가 13,600kg(30,000lb) 이하인 경우는 0.3WT

(ii) WT가 13,000kg(30,000lb)에서 45,300kg(100,000lb)까지의 경우는

(iii) WT가 45,300kg(100,000lb) 이상인 경우는 0.15WT

(b) 견인점이 착륙장치에 없고 비행기의 대칭면 가까이 있을 경우에는 보조바퀴에 규정된 저항분력 및 측방향 견인하중분력이 적용된다. 견인점이 주륜의 바깥에 있을 경우에는 주륜에 규정된 저항분력 및 측방향 견인하중분력이 적용된다. 또 규정된 회전각이 발생하지 못하는 경우에는 실제에 얻어지는 최대의 회전각을 이용하여야 한다.

(c) 하기 (d)항에 규정된 견인하중은 다음과 같이 반작용되어야 한다.

(1) 주착륙장치에서 견인하중의 측방향분력은 하중이 걸리는 차륜의 접지선에서 받는 횡력에 반작용되어야 한다.

(2) 주착륙장치에서 저항분력과 보조바퀴의 견인하중은 다음과 같이 반작용되어야 한다.

(i) 수직반력과 동일한 최대반력하중이 하중이 작용하는 차륜축에 적용되어야 한다. 평형상태에 도달할 만큼의 필요한 비행기의 관성력이 작용되어야 한다.

(ii) 하중은 비행기의 관성력에 의해 반작용되어야 한다.

(d) 견인하중은 다음 표와 같이 규정한다.

견인점 | 차륜의 상태 | 하 중

하중의 크기 | 번호 | 부하의 방향

주 바 퀴 | - - | 1주륜당 0.75 FTOW | 1 2 3 4 | 항력에 평행한 전방 항력에 대해 30°전방 항력에 평행한 후방 항력에 대해 30°후방

보 조 바 퀴 | 전방위치 | 1.0 FTOW | 5 6 | 전 방 후 방

후방위치 | 7 8 | 전 방 후 방

전방위치에서 45°회전한 위치 | 0.5 FTOW | 9 10 | 차륜면내의 전방 차륜면내의 후방

후방위치에서 45°회전한 위치 | 11 12 | 차륜면내의 전방 차륜면내의 후방

(a) 일 반 : 다차륜식 착륙장치는 (b)항부터 (f)항까지에 규정된 제한지상 하중을 받는 것으로 가정한다. 이 경우 다음 조건을 고려한다.

(1) 직렬식 지지대 배치의 착륙장치는 다차륜식 착륙장치로 한다.

(2) 하기 (b)항에서(f)항까지의 기준에 따라 착륙장치에 걸리는 전체하중을 결정할 경우, 차륜의 비대칭하중분포로 인한 하중중심의 횡방향 이동은 무시할 수 있다.

(b) 차륜의 제한하중분포(모든 타이어 압력이 규정 값인 경우). 주착륙장치의 차륜에 걸리는 제한하중분포는 제한하중의 차륜분포는 다음 (1)에서 (6)까지의 영향을 고려하여 각각의 착륙상태, 지상유도상태 및 지상상태에서 정해져야 한다.

(1) 차륜의 수 및 상호간의 배열. 트럭형 착륙장치의 경우에는 전방차륜 및 후방차륜의 한 쌍에 대한 설계최대하중을 결정함에 있어서 착륙 충격을 받을 때의 착륙장치의 시소운동 영향을 고려하여야 한다.

(2) 제작오차, 타이어의 팽창과 마모의 조합으로 인해 발생하는 직경의 차이. 최대 타이어 직경차이는 제작오차, 타이어의 팽창과 마모를 고려하였을 때 나타나는 가장 바람직하지 못한 조합에 따른 직경차이의 2/3와 같다고 가정하여야 한다.

(3) 공칭 타이어압력의 5%이내의 최대변화를 가정한 타이어 압력의 불균형

(4) 기울기 영의 활주로 꼭대기와 수평면에 대해 1.5% 기울기를 갖는 상방향 볼록한 형태를 가진 활주로 꼭대기. 활주로 꼭대기의 영향은 전륜이 활주로 꼭대기의 모든 경사면상에 있는 것으로 고려되어야 한다.

(5) 비행기의 자세

(6) 구조변형

(c) 공기가 빠진 타이어 : 착륙장치 각 부품의 배열을 고려해서 (d)항부터 (f)항까지에 규정된 하중조건에 관하여 공기가 빠진 타이어가 구조에 미치는 영향을 고려하여야 한다. 다음의 사항도 고려하여야 한다.

(1) 한 개의 착륙 장치당 네 개 이상의 차륜을 갖는 착륙장치에 있어서 다차륜식 착륙장치중에 어느 한 개의 타이어 공기가 빠진 경우와 두 개의 타이어 공기가 빠진 경우를 고려하여야 한다.

(2) 지면반력은 공기가 빠져 있지 않는 타이어를 갖는 차륜에 적용하여야 한다. 단, 두 개 이상의 완충장치를 갖는 다차륜식 착륙장치에 있어서 공기가 빠진 타이어로 인해 발생하는 완충장치의 늘림 차이를 고려하여 공기가 빠진 타이어와 공기가 빠지지 않은 타이어 사이에서 지면반력에 대한 합리적인 분포가 사용되었을 때에는 적용되지 아니한다.

(d) 착륙조건 : 공기가 빠진 타이어가 한 개일 경우와 두 개일 경우 각 착륙장치에 걸리는 하중은 규정된 각각의 착륙조건에 있어 각 착륙장치에 걸리는 제한하중의 60% 및 50%로 각각 가정한다. 단, 25.485항에서 규정하는 미끄러짐 착륙상태에 있어서는 수직하중의 100%를 적용하여야 한다.

(e) 지상활주 및 지상유도조건 : 공기가 빠진 타이어가 한 개일 경우와 두 개일 경우 다음 조건을 고려하여야 한다.

(1) 중량중심에 걸리는 횡방향 하중계수 및 저항하중계수는 규정된 지상활주 및 지상유도조건으로 인해 발생하는 가장 위험한 상태에 부합하는 제한횡방향 하중계수 및 제한저항 하중계수의 각각 50% 및 40%까지의 값으로 하여야 한다.

(2) 25.493 (a)항 및 (b)(2)항의 제동된 롤링조건에 있어서 정규타이어의 저항하중은 공기가 빠지지 않은 타이어의 대칭하중분포의 각 타이어에 걸리는 하중보다 클 수도 있다.

(3) 중량중심의 수직하중계수는 하중계수가 1g보다 큰 경우를 제외하고 공기가 빠지지 않은 타이어의 하중계수에 각각 60% 및 50%가 되어야 한다.

(4) 축선회는 고려할 필요가 없다.

(f) 견인조건 : 공기가 빠진 타이어가 한 개일 경우와 두 개일 경우 견인하중 FTOW는 규정된 하중의 각각 60% 및 50%가 되어야 한다.

(a) 일반. 비행기의 중량과 중량중심의 가장 위험한 조합에 있어서 3.6.19.2항과 3.6.19.3항에서 적용이 되는 정적 지상하중조건으로 인해 발생하는 제한하중조건을 견딜 수 있도록 비행기는 설계되어야 한다. 각 잭지지대에 대한 최대허용하중은 규정되어야 한다.

(b) 잭. 비행기는 잭에 대한 기준이 있어야 하며 비행기가 잭에 의해 지지될 때 다음의 제한하중을 견딜 수 있어야 한다.

(1) 비행기의 최대램프하중에서 착륙장치에 의한 잭에 대해서 비행기의 구조는 수평하중 단독으로 그리고 모든 방향으로 작용되는 정적 수직반력과 0.33배의 수평하중의 조합으로 작용하는 각각 잭지지점에서의 정적 수직반력의 1.33인 수직하중을 고려하여 설계되어야 한다.

(2) 승인된 최대 잭중량에 대해 비행기의 구조에 의한 잭에 대해서 다음을 적용한다.

(i) 비행기의 구조는 수평하중 단독으로 그리고 모든 방향으로 작용되는 정적 수직반력과 0.33배의 수평하중의 조합으로 작용하는 각각 잭지지점에서의 정적 수직반력의 1.33인 수직하중을 고려하여 설계되어야 한다.

(ii) 잭지지대와 국부적인 구조는 수평하중 단독으로 그리고 모든 방향으로 작용되는 정적 수직반력과 0.33배의 수평하중의 조합으로 작용하는 각각 잭지지점에서의 정적 수직반력의 2.0인 수직하중을 고려하여 설계되어야 한다.

(c) 고정끈 지지대. 고정끈 지지대가 사용되는 경우 주고정끈 지지점과 국부적인 구조는 어떤 방향으로부터 120.3km/s(65노트)의 수평바람으로 인해 발생하는 제한하중을 견딜 수 있어야 한다.

수상하중

(a) 수상기는 정상운용상태에서 예상되는 수상기의 모든 자세에 대하여 예상되는 가장 가혹한 해수조건하에서 적절한 전진속도와 하강속도에서 발생되는 수상하중과 이수 및 착수시 발생되는 수상하중을 고려하여 설계되어야 한다.

(b) 수상하중에 대해 합리적 해석방법이 없는 경우에는 한 수상하중은 25.523항에서 25.537항까지의 기준에 따라야 한다.

(c) 본 절 및 25.523항에서 25.537항까지의 요구사항은 수륙양용기에 대해서도 적용한다.

(a) 설계중량 : 상하중요건은 25.531항에 규정된 이수조건에 대해서 설계수상이수중량(수상유도 및 이수활주에 있어서 최대중량)이 사용된 경우를 제외하고 설계착수중량까지 각각 운용중량에 적합하여야 한다.

(b) 중량중심위치 : 증명이 요구되는 한계 내에서 가장 불리한 중량중심은 수상기 구조의 각 부분이 받는 최대 설계하중에 도달하도록 고려되어야 한다.

(a) 별도로 규정하지 않는 한 수상기 전체는 25.527항에 규정된 하중계수에 부합하는 하중을 받는다고 가정한다.

(b) 25.527항에 규정된 하중계수로 인해 발생하는 하중을 적용하는 경우, 수상하중은 (수상하중이 적용되는 위치에서의 굽힘 모멘트와 전단하중을 초과하는 것을 피하기 위해) 25.533(b)항에 규정된 값보다 큰 압력을 이용하면서 수상기선체(hull) 또는 주 플로트(float)에 분포되어야 한다.

(c) 플로트(float)가 두 개인 수상기에 있어서 각 플로트(float)는 당해 수상기의 1/2 중량을 가진 가상의 수상기에 동등한 선체(hull)로 취급되어야 한다.

(d) 25.531항에 규정된 이수조건을 제외하고 충격시 당해 수상기의 공기역학적 양력은 수상기 중량의 2/3로 가정한다.

(a) 수면반력 는 다음과 같이 계산하여야 한다.

(1) 스텝(step) 착수의 경우

(2) 선수착수와 선미착수의 경우

(b) 다음과 같은 값이 사용된다.

(1) = 수면반력 하중계수(수면반력을 수상기 중량으로 나눈 값)

(2) C1 = 경험상의 수상기 운용계수, 0.012(단, 단계적 하중계수의 최소치 2.33을 얻기 위해 필요한 값보다 작지 않을 수도 있는 계수는 제외한다.)

(3) VS0 = 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적당한 착수위치로 플랩이 전개된 상태에서의 수상기 실속속도(노트)

(4) = 부록B의 그림1에 따라 하중계수가 결정되는 길이방향 지점(longitudinal station)에서의 dead rise 각도

(5) W = 수상기 설계착수중량(파운드)

(6) K1 = 부록B의 그림2에 따른 경험상의 선체(hull station) 하중(weighing)계수

(7) = 수상기 선체(hull) 기준축에 대하여 평행하게 측정된 수상기의 중량중심에서 하중계수가 산출되는 선체(hull)상의 지점까지의 거리와 수상기 피치의 관성반경에 대한 비율. 여기서 수상기 선체(hull) 기준축은 대칭면내의 직선으로서 주디딤판에서의 용골(keel)에 접한다.

(c) 플로트(float)가 두 개인 수상기에 대해서, 수상기 플로트(float)의 접합부 유연성의 영향 때문에 선수착수와 선미착수의 K1 값은 부록B의 그림2에 나타난 값의 0.8배로 감소할 수 있다. 이는 버팀대 및 수상기 구조의 설계에 대해서만 적용된다.

(a) 대칭적인 스텝(step)착수와 선수착수 및 선미착수. 대칭적인 스텝(step)착수와 선수착수 및 선미착수에 대해서 제한 수면반력 하중계수는 25.527항에 따라 계산된다. 그리고 다음과 같은 기준이 적용된다.

(1) 대칭 스텝(step)착수의 경우, 합성수상하중은 중량중심선 용골(keel)에 작용하여야 하며, 용골선(Keel Line)에 수직으로 작용하여야 한다.

(2) 대칭 선수착수의 경우, 합성수상하중은 앞부분에서 스텝(step)까지의 거리의 1/5인 용골(keel)에 작용하여야 하며 용골선에 수직으로 작용하여야 한다.

(3) 대칭 선미착수의 경우, 합성수상하중은 스텝(step)에서 뒷부분 끝까지 거리의 85%인 용골에 작용하여야 하며 용골선에 수직으로 작용하여야 한다.

(b) 선체(hull) 및 플로트(float) 하나의 수상기의 비대칭 착수조건

비대칭적인 스텝(step)착수와 선수착수 및 선미착수는 검토되어져야 하며, 다음 조건을 고려하여야 한다.

(1) 각 조건에서의 하중은 상방향성분과 수평성분의 합성력으로 구성되어지며, 각각 비대칭 착수조건에 부합하는 합성하중에 0.75와 0.25 tanβ로 나타내어진다.

(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.

(c) 플로트(float) 두 개인 수상기의 비대칭 착수조건 : 비대칭하중은 각 플러터의 플로트(float) 하면 스텝(step)에서 0.75배의 상방향하중과, 25.527항의 기준에 따라 얻어지는 플로트(float) 하면 스텝(step)의 하중과 한 플로트(float) 하면 스텝(step)에서의 0.25 tanβ를 곱한 수평하중으로 구성된다. 이 경우 수평하중은 상방향하중의 세로지지대와 같은 위치에서 용골선과 등골선과의 중앙대칭면에 수직이며 내부로 작용하는 것으로 한다.

날개 및 선체(hull)/주 플로트(float)와의 접합부에 대하여 --

(a) 날개의 공기역학적 양력은 0으로 가정한다.

(b) 다음 공식에 따라 계산된 하중계수에 해당하는 하방 관성하중이 작용해야 한다.

= 관성하중계수

CTO = 경험상의 수상기의 운용계수 0.004

= 설계이수중량에서 플랩이 이수 위치로 전개된 상태에서의 수상기 실속속도(노트)

= 주 디딤판에서의 dead rise 각도(degree)

= 설계 수상이수중량(파운드)

(a) 일 반 : 기골, 격벽, 스트링거 및 바닥판을 포함한 선체(hull) 및 주 플로트(float)의 구조는 이 항에 따라 설계되어야 한다.

(b) 국부압력 : 바닥판 및 스트링거 그리고 지지구조의 접합부에 대한 설계에 있어서 다음 압력분포가 적용되어야 한다.

(1) 플레어가 없는 밑부분의 경우, 등골에서의 압력은 용골에서의 압력의 0.75배로 하여 용골과 등골과의 사이에 압력은 부록B의 그림3에 따라 직선적으로 변하는 것으로 한다. 용골에서의 압력은 다음에 따르는 것으로 한다.

Pk : 용골에서의 압력 kg/㎠(1b/in2)

C2 : 0.00213

K2 : 부록B의 그림2에 따른 선체(hull station) 하중(weighing)계수

VS1 : 적절한 이수위치에서 플랩을 펼친 설계이수중량에서 실속속도 km/h(노트)

βk : 부록B의 그림1에 따라, 용골에서의 밑바닥에 배치한 각도

(2) 플레어가 있는 밑부분의 경우, 플레어 시작점에서의 압력은 플레어가 없는 밑부분에서의 압력과 같으며, 등골과 플레어 시작점 사이의 압력은 부록B의 그림3에 따라 직선적으로 변화하는 것으로 한다. 압력분포는 플레어가 없는 밑부분을 위한 (b)(1)의 기준과 동일하며 용골에서의 압력이 다음 식에서 계산된 경우는 제외한다.

= 등골에서의 압력(psi)

= 0.0016

= 부록B의 그림2에 따른 선체(hull station) 하중(weighing)계수

= 설계이수중량에서 플랩이 해당 이수 위치로 전개된 상태에서의 수상기 실속속도(노트)

= 적당한 위치에서의 밑바닥에 배치한 각도

이 압력을 받는 면적은 선체(hull) 또는 플로트(float)에 국부적인 높은 충격시에 발생하는 압력으로 실험하여야 한다. 단, 기골 또는 구조전체에 임계응력을 발생하는 부분까지 확대할 필요는 없다.

(c) 압력분포. 기골, 용골 및 등골의 구조설계에 있어서는 다음 압력분포를 적용하여야 한다.

(1) 대칭압력은 다음과 같이 계산된다.

= 압력(psi)

= (은 §25.527에서 계산된 값임)

K2 = 부록B의 그림2에 따른 선체(hull station) 하중(weighing)계수

VSO = 플랩이 착수 위치로 전개되고 옆미끄럼 현상이 없는 상태에서의 수상기 실속속도(노트)

VSO = 적당한 위치에서의 dead rise 각도

(2) 비대칭압력은 부록B의 그림3에 따라 선체(hull) 또는 주 플로트(float) 중심선의 한쪽에 상기 (c)(1)항에 규정된 압력을 구성하고 선체(hull) 또는 주 플로트(float) 중심선의 다른 쪽에 (c)(1)항에 규정된 압력의 1/2이 걸리도록 구성된다. 이 압력은 일정하고 선체(hull) 또는 주 플로트(float) 밑부분 전체에 동시 적용되어야 한다. 이 경우 얻어지는 하중은 선체(hull) 본체의 벽면구조에 전달되어야 하며, 전단하중 및 굽힘하중으로 전방 및 후방에 전달될 필요는 없다..

(a) 일반. 보조플로트(float) 및 보조플로트(float)의 접합부 그리고 지지구조는 본 절에 규정된 조건에 대해 설계되어야 한다. (b)항에서 (e)항까지 규정된 경우에 있어, (g)항에 규정된 것보다 작지 않은 바닥면 압력을 이용하여 규정된 수상하중을 주부의 바닥면에 분포시킴으로서 과도한 국부하중이 걸리지 않도록 할 수 있다. 일 반. 보조플로트(float)와 보조플로트(float)의 접합부 및 지지구조는 다음 조건에 맞게 설계되어야 한다.

(b) 플로트(float) 하면스텝(step) 하중. 합성수상하중은 플로트(float) 앞부분 끝에서 스텝(step)까지 거리의 3/4되는 지점에서 플로트(float) 대칭면에 작용하여야 하며, 용골에 수직하여야 한다. 제한합성하중은 다음을 따라야 하지만 플로트(float)가 완전히 물에 잠겼을 때는 제한하중 L이 배수된 물의 중량보다 3배를 넘을 필요는 없다.

L = [ L = ]

L : 제한하중 kg(lbs)

C : 0.0053

VS0 : 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때의 수상기 실속속도. km/h(노트)

W : 설계착수중량 kg(lbs)

βs : 플로트(float) 앞쪽 끝에서 스텝(step)까지 거리의 3/4위치에서의 밑바닥 배치각도. 단, 15°보다 작을 필요는 없다.

γy : 수상기의 중량중심과 플로트(float) 대칭면 사이의 횡방향 거리와 롤링 관성반경의 비율

(c) 선수하중 : 제한합성하중은 앞부분 끝에서 스텝(step)까지의 거리의 1/4 지점에서 플로트(float)의 대칭면에 작용하여야 하며, 그 지점에서 용골접선에 수직이어야 한다. 합성하중의 크기는 (b)항에 규정하는 값으로 한다.

(d) 비대칭 스텝(step)하중 : 합성수상하중은 (a)항에 규정된 하중에 0.75를 곱한 상방향하중과 (b)항에 규정된 하중에 3.25 tanβ를 곱한 수평하중으로 구성된다. 수평하중은 용골과 등골 사이의 중심선에서 플로트(float)대칭면에 수직으로 작용하여야 한다.

(e) 비대칭 선수하중 : 합성수상하중은 (b)항에 규정하는 값에 0.75를 곱한 상방향하중과 (c)항에 규정된 하중에 0.25 tanβ를 곱한 수평하중으로 구성된다. 수평하중은 용골과 등골 사이의 중심선에서 플로트(float)대칭면에 수직으로 작용하여야 한다.

(f) 수몰된 플로트(float)조건 : 합성하중은 플로트(float) 앞부분에서 스텝(step)까지의 거리의 1/3 지점에서 플로트(float) 단면의 중심에 작용하여야 하며, 제한하중성분은 다음과 같다.

상방향하중 = ρgV

후방하중 = Cx2ρV2/3(KVS0)2

측방하중 = Cy2ρV2/3(KVS0)2

ρ: 물의 밀도 (slugs/ft2)

V : 플로트(float)의 부피 V2

Cx : 항력계수, 0.133

Cy : 횡방향 하중계수, 0.106

K : 0.80. 단, 상용운동상태에서 플로트(float)가 0.8VS0 속도로 물에 잠길 수 없음을 증명된 경우에는 0.8이하의 값을 사용한다.

VS0 : 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때, 수상기의 실속속도. km/h(노트)

g : 중력가속도 (m/s2)

(g) 플로트(float) 밑부분 압력 : 플로트(float) 밑부분 압력은 공식중의 K2의 값이 1.0을 취할 수 있는 경우를 제외하고 25.533항의 기준에 의거 결정되어야 한다. 플로트(float) 밑부분압력을 결정하는데 사용되는 밑바닥 배치각도는 (b)항에 기준에 따른다.

수중익 설계하중은 적용 가능한 시험자료에 근거하여야 한다.

비상착륙상태

(a) 비행기는 비상착륙상태 또는 비상착수상태에 있어서 구조부분이 손상되어도 모든 탑승자를 보호할 수 있도록 설계되어야 한다.

(b) 구조는 다음과 같은 상태로 소파손 착륙을 했을 경우 모든 탑승자로 하여금 중상을 입지 않도록 설계되어야 한다.

(1) 좌석, 안전벨트, 기타 모든 안전설비를 적절하게 사용

(2) 접히는 바퀴의 경우는 바퀴올림상태

(3) 탑승자는 주위의 구조에 대하여 각각 독립적으로 작용하는 다음의 종극 관성력을 받는 것으로 한다.

(i) 상방향 : 3.0g

(ii) 전방향 : 9.0g

(iii) 측방향 : 기체구조에 3.0g, 좌석 및 부착물에 4.0g

(iv) 하방향 : 6.0g

(v) 후방향 : 1.5g

(c) 장비, 객실 내부의 화물 및 기타 질량이 큰 물체에 대하여는 다음 사항을 적용한다.

(1) 하기(c)(2)항의 경우를 제외하고 상기의 품목은 정위치에서 이탈되더라도 다음과 같은 현상을 유발하지 않도록 배치되어야 한다.

(i) 탑승자에게 직접적인 부상을 유발

(ii) 연료탱크 또는 배관을 관통하거나 인접 계통의 손상으로 인한 화재 또는 폭발

(iii) 비상착륙 시에 이용하도록 되어 있는 탈출시설의 무용화(無用化)

(2) 위와 같은 배치가 가능하지 않은 경우(예를 들면 동체에 장착된 엔진 또는 보조동력장치) 각 질량체(item of mass)는 (b)(3)항에 규정된 범위까지의 모든 하중 하에서 구속될 수 있어야 한다. 이러한 품목의 국부적인 연결부는 해당 품목이 빈번하게 장탈되어 심하게 닳거나 째지기 쉬운 경우 규정된 하중의 1.33배의 하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(d) 좌석 및 질량체(그리고 지지구조)는 (b)(3)항에 규정된 값까지의 모든 하중 하에서 탑승자의 신속한 탈출을 방해할 수 있는 변형을 일으키지 않아야 한다.

(a) 비행기의 좌석 및 구속장치계통은 다음의 경우 비상착륙동안에 각 탑승자를 보호하기 위해 이 항에 규정된 대로 설계되어야 한다.

(1) 설계에서 규정된 좌석, 안전벨트 및 멜빵을 적절히 사용하였을 때

(2) 탑승자가 이 항에 규정된 조건으로 인해 발생하는 하중에 노출되어 있을 때

(b) 이륙과 착륙 중 승무원과 승객을 위해 승인된 각 좌석형태의 설계는 다음의 각각의 비상착륙조건에 따라 유사한 형태의 좌석에 대한 동적시험에 근거한 합리적인 해석에 의해서 입증되거나 또는 동적시험을 성공적으로 수행하여야 한다. 시험은 77kg(170lb)의 인체모형이 정상적으로 똑바르게 앉아 있는 상태로 행해져야 한다.

(1) 수직하방향속도변화(△V)는 10.7m/s(35ft/s)이상이고 비행기 종축이 수평면 및 날개면에 대해 하방향으로 30도 경사일 것. 객실바닥의 최고감속은 충격 후 0.08초 이내에 발생되어야 하며 최소 14g에 도달해야 한다.

(2) 수평전방속도변화(△V)는 항공기 종축이 수평으로 13.3m/s(44ft/s)이상이고 탑승자의 어깨가 상체구속계통에서 빠질 가능성이 많은 오른쪽 또는 왼쪽으로 10도의 요잉이 있을 것. 객실바닥의 최고감속은 충격 후 0.09초 이내에 발생되어야 하며 최소 16g에 도달해야 한다. 객실바닥 궤도 또는 조립부속품이 시험설비좌석에 부착되는 경우 객실바닥 궤도 또는 조립부속품은 수직으로 10도 이상 어긋난(즉 평행이 아닌) 채로 정렬되어야 한다.

(c) 다음의 성능측정치는 (b)항에 따라 수행된 동적시험 동안에 초과하지 않아야 한다.

(1) 상체 띠가 승무원을 위해 사용될 때, 각각 띠의 인장하중은 793kg(1,750lb)를 초과하지 않아야 한다. 이중의 띠가 상체를 구속하기 위하여 사용될 때에는 전체 띠의 인장하중은 906kg (3,000lb)를 초과하지 않아야 한다.

(2) 의인모형의 골반과 요추 사이에서 측정한 최대압축하중이 680kg(1,500lbs)를 초과하지 않아야 한다.

(3) 상체 구속띠가 충격시에도 탑승자 어깨에 남아 있어야 한다.

(4) 안전띠는 충격시 탑승자 골반에 남아 있어야 한다.

(5) 상기(b)항에 규정된 상태 하에서 각 탑승자는 머리부분중상으로부터 보호되어야 한다. 좌석이나 기타 기체구조에 머리접촉이 발생되는 경우, 머리충격이 머리부상표준(HIC) 1,000을 넘지 않도록 보호되어야 한다. 이 머리부상표준(HIC)은 다음과 같이 정의된다.

HIC =

t1 : 최초시간, t2 : 최종시간

a(t) : 머리를 부딪친 시간에 대한 총가속도 곡선, 중력(g)의 단위

(t) : 시간

(6) 좌석 또는 기타 구조물에 부딪쳐서 발생하는 다리부상이 있는 경우, 각각 대퇴에 1020kg (2250lbs)이상의 축방향 압축하중을 방지하도록 보호되어야 한다.

(7) 기체구조가 항복점을 넘더라도, 좌석은 모든 장착지점에 부착된 채로 남아 있어야 한다.

(8) 좌석은 항공기 탑승자가 재빨리 탈출하는 것을 방해하지 않는 범위까지 (b)(1)항 및 (b)(2)항에 규정된 시험조건에서 항복점을 넘지 않아야 한다.

불시착 기준에 대한 구조적 강도요건은 25.801(e)항에 따라야 한다.

피로평가

(a) 일반. 강도, 세부설계 및 제작에 대한 평가를 통하여 비행기의 수명 중에 피로, 부식, 제조결함 또는 우연한 손상에 의한 치명적인 결함이 비행기 수명 기간에 걸친 운용 중에는 초래되지 않는다는 것을 입증하여야 한다. 이 평가는 (c)항의 경우를 제외하고 (b)항 및 (e)항에 따라 그 손상이 비행기의 치명적인 결함을 초래하는 모든 구조부재(예 : 주익, 미익, 조종면 및 조종계통, 동체, 엔진 마운트, 착륙장치 및 주요 연결장치)에 대해 수행하여야 한다. 터보제트 비행기에 있어서 치명적인 결함을 초래하는 부재는 (d)항의 기준에 따라 평가되어야 한다. 추가적으로 다음과 같은 기준이 적용된다.

(1) 여기에서 요구되는 모든 평가는 다음을 포함하여야 한다.

(i) 운용 중 예상되는 전형적인 하중변동범위, 온도 및 습도

(ii) 파손되었을 경우 비행기의 치명적인(catastrophic) 결함을 야기할 수 있는 주요 구조요소 및 세부 설계부분의 판별

(iii) 상기 (a)(1)(ii)항에서 판별된 주요 구조요소 및 세부 설계부분의 시험에 따른 해석

(2) 운용조건 및 운용절차의 차이를 고려하여 해당 비행기와 설계구조가 유사한 비행기의 운용이력에 따른 자료를 본 절에서 요구하는 평가에 사용할 수 있다.

(3) 본 절에서 요구하는 평가에 근거한 검사 또는 다른 절차는 치명적인 파손을 방지하기 위한 필요에 따라 설정되어야 하며 25.1529항에 의해 요구되는 계속감항성을 위한 지시서의 감항성 제한부분에 포함되어야 한다. 균열성장 분석 또는/및 시험에 근거하여 다음과 같은 유형의 구조에 대한 최초검사시기(inspection threshold)를 설정해야 한다. 이 경우 제작과정 또는 운용 손상에 의해 가능한 최대 크기의 초기균열이 이미 발생되어 있는 것으로 가정한다.

(i) 단일 하중 경로 구조

(ii) 정상적인 정비, 검사 또는 비행기의 운용을 통해 하중경로의 파손, 부분적인 파손 또는 균열정지를 잔여 구조의 파괴이전에 발견하여 수리할 수 있다는 것을 입증할 수 없는 경우, 다중 하중 경로 “파손안전(fail-safe)” 구조 및 균열정지 “파손안전(fail-safe)” 구조

(b) 손상 허용 평가. 평가 시 피로, 부식 또는 우연한 손상으로 인한 파손이 예상되는 위치와 형태를 결정하여야 한다. 시험결과에 근거한 반복하중과 정적해석 그리고 (가능한 경우) 운용이력을 평가에 포함시켜야 한다. 광범위한 피로손상이 발생할 수 있는 경우 이에 대해 특별히 고려하여야 한다. 설계상의 비행기운용 기간 내에는 광범위한 피로파괴가 발생하지 않음을 전기체에 대한 충분한 피로시험을 통하여 입증하여야 한다. 필요한 시험의 완료계획에 대한 국토교통부장관의 승인을 받고, 25.1529항에 의해 요구되는 계속감항성 지시서의 감항성 한계에 관한 내용에 시험이 완료될 때까지는 피로시험 중인 전기체에 누적된 운용 주기의 1/2을 초과하여 해당 형식의 비행기를 운용할 수 없다는 것이 명시된 경우에 한해서는 전기체 피로시험이 완료되기 이전에라도 형식증명을 발행할 수 있다. 비행기 운용수명 내의 모든 시점에서 잔류강도평가에 대한 손상정도는 초기 발견 능력 및 반복하중에 따른 균열의 성장과 일치하여야 한다. 잔류강도평가는 남은 부재가 다음의 조건에 부합하는 하중(정적 종극하중)에 대해서 견딜 수 있다는 것을 증명하여야 한다.

(1) VC까지의 속도에서 25.337항에 규정된 제한대칭기동조건과 25.345항에 규정된 제한대칭기동조건

(2) VC까지의 속도에서 25.341항에 규정된 제한돌풍하중조건과 25.345항에 규정된 제한돌풍하중조건

(3) 25.349항에 규정된 제한롤링조건과 VC까지의 속도에서 25.367항 및 25.427(a)항에서 (c)까지 규정된 제한비대칭조건

(4) VC까지의 속도에서 25.351(a)항에 규정된 제한요우기동조건

(5) 여압객실에 대해서는 다음의 조건

(i) 상기 (b)(1)항에서 (4)항까지에 규정된 비행하중조건이 중요한 영향을 미칠 경우, 이 비행하중 조건과 예상되는 외부의 공기역학적 압력이 동시에 조합하여 작용하는 정상적인 작동 차압

(ii) 정상적인 작동 차압의 최대값(1g의 수평비행 상태에서 예상되는 외부의 공기역학적 압력)에 계수 1.15를 곱한 값. 다른 하중은 포함하지 않는다.

(6) 착륙장치 및 직접적으로 영향을 받는 기체구조에 대해서는 25.473항, 25.491항 및 25.493항에 규정된 제한지상하중 조건. 만약 구조적 파손 또는 국부적 파손으로 인해 구조의 강성 또는 형상에 현저한 변화가 발생하는 경우에는 손상허용성에 대한 영향을 검토하여야 한다.

(c) 피로(안전수명) 평가. 신청자가 특정한 구조로 인해 (b)항에 규정된 조건을 적용하기가 불가능하다는 것을 입증한 경우 (b)항에 규정된 손상허용요건에 대한 적합성 입증은 요구되지 않는다. 이러한 구조에 대해서는 비행기의 수명 중에 예상되는 다양한 크기의 반복하중에 대해 탐지 가능한 균열이 생기지 않고 견딜 수 있다는 것을 시험결과에 근거한 해석에 의해 입증하여야 한다. 이 때 적절한 안전수명 분산계수를 적용하여야 한다.

(d) 음향피로강도. 시험결과에 근거한 해석 또는 설계구조와 음향자극환경이 비슷한 비행기의 운용이력에 근거한 해석에 의해서 다음을 증명하여야 한다.

(1) 음향자극을 받는 모든 비행구조부재에서 음향피로균열이 발생할 가능성이 없다.

(2) 상기 (b)항에 규정된 하중이 음향균열에 의한 영향을 받는 모든 부분에 적용된다고 가정하였을 경우 음향균열로 인한 치명적인 파손이 발생할 가능성이 없다.

(e) 손상허용(개별적인 원인) 평가. 다음의 결과로 인하여 구조적 손상이 발생하더라도 비행기는 성공적으로 비행을 완료할 수 있어야 한다.

(1) 비행기의 비행경로로 날고 있는 중량 1.81 kg(4 lb)의 새와의 충돌. 이때 상대속도는 해면고도에서 Vc 또는 2,400 m(8,000 ft) 고도에서 0.85Vc 중 더 위험한 경우를 적용한다.

(2) 봉쇄(내포)되지 않은 엔진 블레이드의 충돌

(3) 봉쇄되지 않은 엔진 파손

(4) 봉쇄되지 않은 고에너지 회전류 기기의 파손

손상된 구조는 비행 중 발생할 것으로 예상되는 정적하중(종극하중으로 간주)을 견딜 수 있어야 한다. 이러한 정적하중에 가해지는 동적 영향은 고려할 필요가 없다. 제한기동, 난기류 회피, 감속과 같은 준사고 후 조종사가 취하는 후속조치를 고려해야 한다. 만약 구조적 파손 또는 국부적 파손으로 인해 구조의 강성 또는 형상에 중대한 변화가 발생하는 경우에는 손상허용성에 대한 영향을 검토하여야 한다.

낙뢰피해방지

(a) 낙뢰와 정전기를 방지하기 위한 전기 접속 및 보호조치는 다음과 같이 되도록 하여야 한다.

(1) 낙뢰에 의한 방전 및 전기적 쇼크에 의한 위험스러운 영향으로부터 비행기 및 이 비행기의 각시스템, 이 비행기의 탑승자 및 지상이나 수상에서 이 비행기와 접촉하는 자가 보호되도록 하여야 한다.

(2) 위험스러운 정전기 충전이 축적되지 않게 예방되도록 하여야 한다.

(b) 비행기는 낙뢰의 심각한 영향에 대하여 보호되어야 하며 비행기 제작에 사용되는 재료도 이러한 점이 고려되어야 한다.

Subpart D 설계 및 구조

일반

비행기에는 경험에 의해 위험하거나 또는 신뢰성이 없는 것으로 나타난 설계특성 혹은 부품을 사용하지 않아야 한다. 적합성이 의문시되는 각각의 세부설계 및 부품은 시험을 통하여 이를 확인해야 한다.

부품의 파손으로 인하여 안전성에 부정적인 영향이 발생할 수 있다면 사용되는 재료의 적합성과 내구성은 다음과 같아야 한다.

(a) 사용경험 또는 시험에 근거하여 입증되어야 한다.

(b) 설계 자료의 강도 및 기타 가정된 특성을 보증하는 승인된 규격(산업규격, 국방규격, 또는 기술표준품 등)에 적합하여야 한다.

(c) 온도 및 습도 등과 같은 운용 중 예상되는 환경 조건을 고려해야 한다.

(a) 사용하는 제작방법은 일관성 있게 정상적인 구조물을 생산할 수 있어야 한다. 이를 위해서 제작공정(접착, 부분용접, 열처리 등) 상에 엄격한 관리가 필요한 경우 해당 공정은 승인된 공정규격에 따라 수행되어야 한다.

(b) 각각의 새로운 제작방법은 시험을 통해 입증되어야 한다.

(a) 다음 (1)항 또는 (2)항에 해당하는 경우 장탈 가능한 볼트, 스크류, 너트, 핀 또는 기타 장탈 가능한 결합구는 두 개의 분리된 잠금 장치를 강구해야 한다.

(1) 결합구가 손실되면 통상의 조종기술 및 힘을 사용하여 항공기 설계한계 내에서 계속 비행하거나 착륙할 수 없는 경우

(2) 결합구가 손실되면 피치(Pitch), 요우(Yaw) 또는 롤(Roll) 조종성능이 저하되거나 또는 반응성이 Subpart B의 요구조건보다 감소하는 경우

(b) 상기(a)항에 규정된 결합구 및 그 잠금 장치는 특별한 장착과 관련된 환경조건들에 의해 부정적인 영향을 받지 않아야 한다.

(c) 자체 잠금너트는 자체 잠금장치에 마찰 방식이 아닌 잠금장치를 부가하는 경우 외에는 운용 중 회전하는 볼트에 사용하지 않아야 한다.

모든 구조부분은 -

(a) 다음을 포함한 모든 원인에 의해 운용중 발생하는 노화 또는 강도 저하에 대해서 적절히 보호되어야 한다.

(1) 기상조건

(2) 부식

(3) 마모

(b) 보호가 필요한 부분에는 환기 및 배수 설비를 하여야 한다.

(a) 감항성 유지를 위해서 필요한 조정, 윤활 그리고 통상 교환이 요구되는 부품의 교환 및 주요 구조부재와 조종계통을 점검할 수 있는 방법을 제공하여야 한다. 각 대상품의 점검 방법은 점검주기에 따라서 실행 가능한 것이어야 한다. 구조부재 점검에 직접 육안으로 점검하는 방법을 적용할 수 없는 경우에는 비파괴검사방법을 이용할 수 있다. 단, 이 점검방법이 효과적임을 보여야하며 25.1529항에서 규정한 정비교범(Maintenance Manual)에 점검절차가 규정되어 있어야 한다.

(b) EWIS(전선연결시스템)은 25.1719항의 접근장치 요구조건을 만족하여야 한다.

(a) 통계적인 방법으로 설계값을 결정하기 위해서 재료의 강도특성은 승인된 규격에 맞는 재료로 수행한 충분한 시험에 근거하여야 한다.

(b) 재료의 설계값은 재질의 다양성 때문에 생길 수 있는 구조결함 가능성을 최소화하도록 선정되어야 한다. 하기(e)항 및 (f)항과 같은 경우를 제외하고 다음과 같은 가능성이 있는 재료강도를 보장하는 재료의 설계값을 선정하여 이 항목의 적합성을 입증하여야 한다.

(1) 가해진 하중이 궁극적으로 조립품내의 한 부재에 분포하는 경우, 이것의 결함으로 인해 구성품의 구조적인 완전성을 상실할 가능성이 95% 신뢰도 수준에서 99%인 경우

(2)나. 이중 구조인 경우, 각 부재의 결함에도 가해진 하중이 하중을 지탱하는 다른 부재들에 안전하게 분산할 가능성이 95% 신뢰도 수준에서 90%인 경우

(c) 비행기 운용선도 내에서 환경조건의 영향이 현저한 경우에는 온도 및 습도와 같은 환경조건이 필수 구성품이나 구조물에 사용하는 재료의 설계값에 미치는 영향을 고려하여야 한다.

(d) 예비

(e) 특정품목의 실제 강도특성이 설계에서 사용한 값 이상이라는 것을 판정하기 위해 각 품목의 시편을 시험한 후, 해당 재료를 선정한 경우에는, 보다 큰 재료 설계값을 사용할 수 있다.

(f) 국토교통부장관이 승인한 경우에는 다른 재료의 설계값을 사용할 수 있다.

강도가 다음과 같은 부재에 대해서는 25.303항에 규정된 안전계수에 25.621항에서 25.625항까지의 적절한 특별안전계수 중 가장 큰 특별계수를 곱해야 한다.

(a) 실제 강도가 불확실한 부재

(b) 운용 중 정상적인 교환시기 이전에 강도가 저하될 우려가 있는 부재

(c) 제조과정 또는 검사방법의 불확실성 때문에 강도에 상당한 변화가 생기는 부재

(a) 주물의 품질관리를 위해 필요한 것에 부가하여 (b)항에서 (d)항까지에서 규정한 계수, 시험 및 검사를 적용하여야 한다. 검사는 승인된 규격에 적합한 것이어야 한다. 유압계통 혹은 기타 유체계통의 부품으로서 압력시험을 수행하고 구조적인 하중을 지지하지 않는 주물 이외의 구조용 주물은 (c)항 및 (d)항의 기준을 적용한다.

(b) 면압응력 및 표면. (c)항 및 (d)항에서 규정한 주물계수는 다음과 같아야 한다.

(1) 검사방법에 관계없이 면압응력에 대해서는 1.25를 초과할 필요가 없다.

(2) 적용되는 주물계수보다 면압계수가 더 큰 부품의 면압표면에 대해서는 주물 계수를 사용할 필요가 없다.

(c) 치명성 주물. 파괴될 경우 항공기가 안전하게 비행을 계속하여 착륙할 수 없게 되거나 탑승자가 중상을 입을 염려가 있는 주물에 대해서는 다음의 기준을 적용한다.

(1) 모든 치명성 주물은 다음과 같아야 한다.

(i) 1.25 이상의 주물계수를 적용하여야 한다.

(ii) 육안검사, 방사선검사 및 자분탐상 혹은 침투검사방법을 사용하거나 또는 이것과 동등한 승인된 비파괴검사방법을 사용하여 100% 검사하여야 한다.

(2) 주물계수가 1.50 미만인 치명성 주물은 세 개의 견본 주물에 대해서 정적인 시험을 실시하여 다음과 같은 사항에 대한 적합성을 입증하여야 한다.

(i) 주물계수 1.25에 상당하는 극한 하중에서 25.305항의 강도 요구조건

(ii) 제한하중의 1.15배의 하중에서 25.305항의 변형 요구조건

(3) 이러한 주물의 예는 구조적인 장착피팅, 조종계통의 부품, 조종면의 힌지, 균형추 장착품, 좌석, 좌석 안전띠, 연료탱크와 윤활유탱크의 지지대 및 장착품, 객실여압밸브 등이다.

(d) 기타 주물. (c)항에서 규정하는 것 이외의 주물에 대해서는 다음의 기준을 적용한다.

(1) 본 절의 (d)(2)항 및 (3)항에 규정하는 경우를 제외하고 주물계수에 따른 검사방법은 다음 표와 같아야 한다.

주물계수 | 검 사 방 법 | 검사대상

(2) 승인된 품질관리 절차가 설정되어 있는 경우 육안검사가 아닌 방법에 의해 검사하는 주물의 비율은 (d)(1)항에 규정된 수치 이하로 줄일 수 있다.

(3) 주물재료의 기계적 특성을 보증하는 규격을 획득한 주물과 표본 추출 방식으로 선정한 표본의 절단시험에 의해서 이러한 특성을 입증한 주물에 대해서는 다음을 적용한다.

(i) 주물계수 1.0을 사용할 수 있다.

(ii) 1.25에서 1.50 사이의 주물계수에 대해서는 (d)(1)항에 규정된 바에 따라 검사하고 (c)(2)항에 의해 시험해야 한다.

(a) 하기(b)항에서 규정하는 경우를 제외하고 간격이 있는 고정방법을 사용하거나 충격, 진동을 받는 부품은 통상의 상대운동 영향을 고려해서 충분히 큰 면압계수를 적용해야 한다.

(b) 면압계수보다 큰 다른 특별계수를 적용하도록 규정되어 있는 부품에 대해서는 면압계수를 사용할 필요가 없다.

각각의 피팅(구조부재를 서로 결합하기 위한 부품 또는 터미널)에 대해서는 다음 기준을 적용한다.

(a) 피팅 및 그 주위구조에 대하여 제한하중시험 및 종극하중시험으로 실제 응력상태를 모의 실험하는 방법으로 강도를 증명하지 않은 경우에는 각각의 피팅, 장착도구, 결합부재의 지지부는 1.15이상의 피팅계수를 적용해야 한다.

(b) 충분한 시험자료를 근거로 승인된 방법에 의해서 제작되는 금속판의 연속적인 결합, 용접, 목재 끼워잇기 등의 결합부위에는 피팅 계수를 적용하지 않아도 된다. 또 피팅 계수보다 큰 다른 특별계수를 이용하도록 규정되어 있는 지지면에 대해서도 피팅계수를 적용하지 않아도 좋다.

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

(d) 좌석, 침대 , 안전띠 및 조종석 어깨끈에 대해서는 25.785(f)(3)에서 규정한 피팅 계수가 적용된다.

(a) 일 반 : 이 절에서 요구하는 공기탄성학적 안정성 평가는 구조부의 변형으로 발생하는 플러터, 발산, 조종역전 및 다른 부적합한 안정성 및 조종성 손실을 포함한다. 공기탄성학적 평가는 현저한 동적인 힘을 유발하는 어떤 프로펠러나 회전기기와 관련된 소용돌이 상태를 포함하여야 한다. 이 절에 대한 적합성은 국토교통부장관이 필요하다고 인정하는 해석, 풍동시험, 지상진동시험, 비행시험 또는 다른 방법으로 입증하여야 한다.

(b) 공기탄성학적 안정성 영역선도 : 항공기는 다음과 같은 공기탄성학적 안정성 영역선도 내에서 모든 형상 및 설계 상태가 공기탄성학적인 안정성이 결여되지 않도록 설계하여야 한다.

(1) 결함, 고장 또는 부적합한 상태가 없는 정상적인 상태에서 고도영역 대비 VD/MD에 포함되는 고도와 속도의 조합은 일정한 고도와 마하수에 해당하는 대기속도의 1.15배인 모든 점으로 확장된다. 또한, VD/MD까지의 모든 속도에서 적절한 안정성의 여유가 있어야 하며, VD/MD에 접근함에 따라 급격하거나 큰 안정성 감소가 없어야 한다. 모든 설계고도에서 MD가 1.0 보다 작을 때 확장된 영역의 한계는 마하수 1.0으로 할 수 있다.

(2) 25.629(d)항에서 규정하는 상태는 모든 승인된 고도와 다음에 정의한 대기속도보다 큰 대기속도까지 도달하는 것을 적용한다.

(i) 25.335(d)에 규정된 VD/MD 영역선도 또는

(ii) 해면고도에서 일정한 순항 마하수선 MC의 연장선과 1.15 VC가 교차하는 고도까지, 일정한 고도에서 VC의 1.15배인 대기속도와 VC/MC 최저 교차점의 고도에서 MC +0.05 까지 동등한 대기속도로 선형변화하고 일정 고도에서 MC가 마하수 0.05 증가하는 영역의 고도인 최대비행고도까지로 정의되는 고도-대기속도 영역선도

(c) 균형 추 : 어느 한 부위에 적재하는 균형추가 사용되는 경우에는 그 효과와 강도, 적재부위의 지지구조를 입증하여야 한다.

(d) 파손, 기능 불량 및 부적절한 상태 : 이 절에 대한 적합성을 입증함에 있어서 고려하여야 하는 고장, 기능 불량 및 부적절한 상태는 다음과 같다.

(1) 발생 가능성이 극히 적은 연료주입구의 불일치 등으로 인한 심각한 연료주입 상태

(2) 플러터 감쇄 계통의 어떤 단독 고장

(3) 결빙 상황에서는 운용이 승인되지 않은 항공기가 우연한 상황에 조우한 경우, 최대 예상 얼음의 누적

(4) 엔진, 독립적으로 장치된 프로펠러 축, 대형 보조동력장치(APU) 혹은 기체 외부에 장착되는 공기역학상의 큰 물체(예를 들면 외부연료탱크)의 지지구조 중 단일부재의 파손

(5) 현저한 동적인 힘을 발생하는 큰 회전체나 프로펠러를 구동하는 엔진을 장착한 비행기 있어서 회전축의 강도를 감소시킬 수 있는 엔진 구조의 단일 파손

(6) 가장 불리한 복합요인인 현저한 동적인 힘을 발생하는 큰 회전체나 페더링 된 프로펠러로

인한 공력이나 회전운동력의 손실. 또한, 하나의 페더링 된 프로펠러나 회전체의 효과는 이 절의 (d)(4)항 및 (d)(5)항의 파손을 함께 고려하여야 한다.

(7) 가능성이 가장 높은 초과속도에서 회전하는 현저한 동적인 힘을 발생하는 회전체나 하나의 프로펠러

(8) 조사를 위해 요구되거나 선택하는 모든 손상 및 파손 상황은 25.571항에 의한다. 다음과 같은 경우는 (d)(4)항 및 (d)(5)항에 규정된 단일 구조부분 파손에 대한 적합성을 입증하지 않아도 된다.

(i) 해당 구조 부재가 25.571(e)항에 규정된 상황에서 발생하는 원천적인 결함과 격리되기 때문에 파손이 발생할 수 없는 경우

(ii) 잔여강도 평가를 목적으로 25.571(b)항에 의한 손상허용을 시험하여 손상의 최대 진전에도 구조부재가 완전히 파괴되지 않음이 입증된 경우

(9) 25.631항, 25.671항, 25.672항 및 25.1309항에서 고려하는 모든 손상, 파손, 기능 불량

(10) 발생 가능성이 극히 적은 기타 파손, 기능 불량 또는 부정적인 상황의 조합

(e) 비행 플러터 시험 : 새로운 형식설계나 해당 개조가 공기탄성학적 안정성에 현저한 영향을 미치지 않음이 증명되지 않은 형식설계의 개조에 대해서는 VDF/MDF까지의 속도에 대하여 실제 비행기로 비행 플러터 시험을 실시하여야 한다. 이 시험에서 비행기는 VDF/MDF까지의 모든 속도에서 적절한 감쇄 여유가 있고, VDF/MDF에 접근함에 따라 크거나 급격한 감쇄기능의 저하가 없음을 입증하여야 한다. 상기(d)항 의 적합성을 입증하기 위해 비행시험 중에 파손, 기능 불량 또는 부정적인 상황을 모의시험할 때, 비행시험 자료를 다른 시험자료나 해석결과로 수정하여 항공기가 상기 (b)(2)항에 규정된 고도-대기속도 영역선도 내의 모든 속도에서 공기탄성학적 불안정성이 없음을 입증하였다면 시험의 최대속도는 VFC/MFC를 초과하지 않아도 좋다.

비행기 꼬리부분의 구조는 속도가 25.335(a)항에 의해 선정된 VC(비행경로와 일치하는 조류와의 상대속도, 해면고도 기준)와 같을 때 3.6kg(8 Ibs)의 새가 충돌한 후에도 안전하게 비행을 계속하고 착륙할 수 있도록 설계하여야 한다. 이중 구조 및 조종계통의 요소들을 보호되는 위치로 배치하거나 분할 평판이나 에너지 흡수 재질의 보호장치를 이용하여 이 항의 규정에 적합함을 증명해도 좋다. 유사한 구조로 설계된 비행기의 자료를 이용하여 해석 또는 시험하거나 두 가지 방법을 조합해서 이 항의 규정에 적합함을 증명해도 좋다.

조종면

(a) 조종면에 대해서는 제한하중 시험을 하여야 한다. 이들 시험을 행하는 경우에 조종계통이 연결되는 피팅 또는 혼(Horn)을 포함하여야 한다.

(b) 조종면 힌지는 분석 또는 각각의 하중시험에 의해 25.619항에서 25.625항까지 및 25.637항 특별계수 요구조건에 적합함을 입증하여야 한다.

(a) 가동식 미익조종면은 하나의 조종면을 그 최대 작동위치에 고정하고 다른 조종면들을 모든 작동 각도로 동작시킬 때 서로 간섭이 없도록 장착하여야 한다.

(b) 조정 가능한 안정판을 사용하는 경우에는 항공기가 25.161항의 트림 요구조건에 적합함을 입증한 최대 조절범위에서 그 행정을 제한하는 정지장치를 구비하여야 한다.

(a) 볼, 롤러 및 자체 윤활 베어링 힌지를 포함한 조종면 힌지는 베어링의 승인된 정격값 이상의 하중이 작용하지 않아야 한다. 비표준 베어링 힌지 구성에서 정격값은 경험 또는 시험을 근거로 설정하여야 하며, 합리적인 방법이 없는 경우에는 베어링을 구성하는 가장 연한 재질의 극한 지지강도의 측면에서 6.67 이상의 안전계수를 사용하여야 한다.

(b) 힌지는 힌지선에 평행한 하중에 대해서 충분한 강도 및 강성을 가져야 한다.

조종계통

(a) 모든 조종장치 및 조종계통은 쉽고, 원활하며 확실하게 작동하여야 한다.

(b) 모든 조종계통의 각 부분은 조종계통의 기능 불량이 발생할 수 있는 부정확한 조립의 가능성을 최소화하도록 설계하거나 또는 구별되는 영구적인 표시를 해야 한다.

(c) 비행기는 다음과 같은 조종계통 및 조종면(트림, 양력, 항력 및 조종력 감지계통을 포함)의 결함이나 선체(hull)(Jamming)가 발생한 후에도 특별한 조종기술 또는 체력이 필요 없이 통상의 비행 영역선도 내에서 안전한 비행을 계속하여 착륙할 수 있다는 것을 해석, 시험 또는 그 두 방법 모두를 사용하여 입증하여야 한다. 발생 가능한 기능불량은 조종계통 조작에 오직 미미한 영향만을 끼치고 조종사가 용이하게 대응할 수 있어야 한다.

(1) 선체(hull)를 제외한 단일 결함. 예를 들면, 기계적인 요소들의 분리나 결함, 또는 작동기(Actuator), 조종 스풀 하우징 및 밸브와 같은 유압계통의 구조적인 결함

(2) 선체(hull)를 제외한 거의 발생하지 않음이 입증되지 않은 결함들의 조합. 예를 들면, 이중적인 전기계통이나 유압계통의 결함, 또는 유압이나 전기계통과 조합된 단일 결함

(3) 선체(hull)가 거의 발생하지 않거나 해제될 수 있음이 입증되지 않은 경우, 이륙, 상승, 순항, 통상적인 선회, 하강 및 착륙의 통상적인 조종위치에서 발생하는 정체. 조종계통이 부적합한 위치로 이탈하여 정체되는 상태가 거의 발생하지 않음이 입증되지 않은 경우에는 이를 고려하여야 한다.

(d) 비행기는 모든 엔진이 고장난 경우에도 조종이 가능하도록 설계하여야 한다. 이 요구조건의 적합성은 신뢰할 수 있다고 입증된 해석을 사용하여 입증할 수도 있다.

기술기준 Part 25의 비행특성 요구조건에 적합함을 입증하기 위해 안정성 증가, 자동 혹은 동력식 계통의 기능이 필요한 경우, 이들 계통은 25.671항의 기준과 다음사항에 적합하여야 한다.

(a) 조종사가 결함을 알지 못하는 사이에 안정성 증가 계통이나 다른 자동 혹은 동력식 계통의 결함 때문에 불안전 상태로 빠져들 수 있는 경우, 모든 가능한 비행상태에서 조종사가 주의를 기울이지 않아도 명확히 인식할 수 있는 경보장치를 구비하여야 한다. 경보장치가 조종계통을 작동시키지 않아야 한다.

(b) 안정성 증가계통이나 자동 혹은 동력식 계통은 25.671(c)항에 규정된 형태의 결함에 대해서 고장 부위 또는 계통의 작동을 해제하거나 통상의 감각으로 조종간을 움직여서 결함을 극복하는 것과 같이 특별한 조종기술 또는 체력이 필요 없이 초기 대응을 할 수 있도록 설계하여야 한다.

(c) 안정성 증가계통이나 자동 혹은 동력식 계통의 단일 결함 발생을 가정하였을 때 다음사항이 입증되어야 한다.

(1) 승인된 운용한계내의 모든 속도 또는 고도에서 결함의 양상이 심각한 고장 또는 기능 불량이 발생해도 비행기를 안전하게 조종할 수 있을 것.

(2) 항공기의 비행교범에 명시된 실제 운용 비행영역(예를 들면 속도, 고도, 정상 가속도 및 비행기의 형상)내에서 본 기술기준에 규정되어 있는 조종성 및 운동성의 요구조건에 적합할 것.

(3) 트림, 안정성 및 실속 특성이 계속적인 안전한 비행과 착륙에 필요한 수준이하로 약화되지 않을 것.

(a) 모든 조종계통은 그 계통에 의해 조종되는 각각의 움직이는 공기역학적 조종면의 작동범위를 확실히 제한하는 정지장치를 구비하여야 한다.

(b) 각각의 정지장치는 마모, 헐거움 또는 과도한 조정으로 조종면의 행정범위가 변하여 비행기의 조종특성에 나쁜 영향을 미치지 않도록 장착되어야 한다.

(c) 각각의 정지장치는 조종계통의 설계조건에 따른 어떠한 하중에도 견딜 수 있어야 한다.

(a) 트림 조종장치는 부주의하거나 급격한 조작을 방지하고 비행기의 비행평면 내에서 운동방향으로 움직이도록 설계되어야 한다.

(b) 비행기의 움직임에 따라 트림조종장치가 움직이는 방향을 표시하는 수단이 트림조종장치 근처에 있어야 한다. 또한 조절범위 내에서 트림 장치의 위치 표시를 분명히 볼 수 있어야 한다. 이 표시기에는 트림 범위가 명확히 표시되어야 하며, 트림 범위는 비행기의 승인된 이륙 무게중심의 모든 위치에서 안전한 이륙이 가능함을 실증한 것이어야 한다.

(c) 트림 조종계통은 비행 중에 저절로 움직이지 않도록 설계하여야 한다. 트림탭이 적절하게 균형이 잡혀 있고 플러터가 발생하지 않음을 입증하지 않는 한, 트림탭 조종장치가 반대로 작동되지 않도록 해야 한다.

(d) 반대로 작동하지 않는 탭 조종계통을 사용하는 경우에는 역으로 작동하지 않는 부품 장착부의 탭과 비행기 구조부와는 확실한 연결상태를 유지하여야 한다.

(a) 비행기가 지상 또는 수상에 있을 때 돌풍충격에 의한 조종면(탭을 포함) 및 조종계통 손상을 방지하는 장치를 구비하여야 한다. 이 장치가 조종사에 의한 조종면의 정상작동을 방해하도록 연결되어 있는 경우, 다음 (1)항 또는 (2)항의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 조종사가 주조종장치를 통상의 방법으로 조작하면 자동적으로 연결이 해제될 것.

(2) 이륙 출발시 조종사에게 그 장치가 연결되어 있음을 반드시 경고함으로써 비행기의 운항을 제한할 것.

(b) 이 장치는 비행 중에 부주의하게 연결될 가능성을 방지하는 장치를 구비하여야 한다.

(a) 제3부의 제한하중요구조건 적합성은 다음 “가”항 및 “나”항과 같은 시험을 통해 입증해야 한다.

(1) 시험하중의 방향은 조종계통에 가장 심각한 하중을 유발하는 방향일 것.

(2) 주구조부의 장착에 사용하는 각각의 피팅, 풀리(Pulley) 및 브라켓의 시험을 포함할 것.

(b) 각(角)운동을 하는 조종계통 연결부에 대해서는 특별계수요구조건에 대한 적합성 여부를 해석 또는 개별적인 하중시험을 통해 입증하여야 한다.

조종계통에 규정된 제한하중의 80% 까지 조종사에게 조종력이 부과되며, 정상적인 운용시 조종계통의 동력작동부에 예상되는 최대하중까지 부과되는 조종계통은 다음과 같은 형상을 유발하지 않음을 작동시험으로 입증하여야 한다.

(a) 정체

(b) 과도한 마찰

(c) 과도한 변형

(a) 조종계통의 각 부분은 화물, 승객, 느슨하게 풀린 물체 또는 수분의 빙결에 의한 방해와 정체, 찍힘을 방지하도록 설계하고 장착하여야 한다.

(b) 조종실에는 조종계통 정체를 유발할 수 있는 장소로 이물질이 들어가지 않게 방지하는 수단이 있어야 한다.

(c) 케이블 또는 관(Tube)이 다른 부품과 닿는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다.

(d) 케이블계통 및 연결부위에 대해서는 25.689항 및 25.693항의 기준을 적용한다.

(a) 각각의 케이블, 케이블 피팅, 조임쇠(Turn Buckle), 꼬아 잇기(Splice) 및 활차는 승인을 받아야 하며 다음 기준을 적용한다.

(1) 직경이 3mm(1/8in) 이하인 케이블은 보조익, 승강타 또는 방향타계통에 사용할 수 없다.

(2) 각각의 케이블계통은 비행기의 운용조건 및 변화하는 온도에서 모든 행정구간에 걸쳐 장력에 위험한 변화가 생기지 않도록 설계하여야 한다.

(b) 활차의 종류 및 크기는 사용하는 케이블에 적합한 것이어야 한다. 모든 활차 및 톱니바퀴(Sprocket)는 케이블과 체인이 벗겨지거나 헝클어지지 않도록 보호덮개(Guards)가 있어야 한다. 각각의 활차는 케이블이 움직이는 평면과 평행하여 활차 테두리(Flange)에 케이블이 마모되지 않아야 한다.

(c) 페어리드는 케이블 방향이 3도 이상 변하지 않도록 장착하여야 한다.

(d) 하중을 받거나 운동하는 부분에 U자형 연결핀(Clevis Pin)을 사용하거나 코터핀(Cotter Pin)만으로 지탱하는 것은 조종계통에 사용하지 않아야 한다.

(e) 각(角)운동을 하는 부분에 장착하는 조임쇠는 전 행정에 걸쳐서 운동을 구속하지 않도록 장착하여야 한다.

(f) 페어리드, 활차, 단자(Terminal) 및 조임쇠는 육안검사가 가능한 설비가 있어야 한다.

볼베어링 및 로울러베어링 계통을 제외한 각(角)운동을 하는 밀고 당기는 방식의 조종계통 연결부위는 축받침으로 사용하는 가장 무른 재료의 극한 지지강도의 3.33 배 이상인 안전특별계수를 적용하여야 한다. 케이블을 사용하는 조종계통의 연결부위는 이 계수를 2.0까지 줄일 수도 있다. 볼베어링 및 로울러베어링은 승인된 정격값을 초과하는 곳에 사용하지 않아야 한다.

(a) 각 양력 조작장치는 조종사가 25.101(d)항에 규정된 이륙, 항로운항, 진입 또는 착륙위치로 놓을 수 있도록 설계하여야 한다. 자동위치조절장치 또는 하중제한장치에 의한 움직임을 제외하고는 양력 및 항력장치는 조종사가 별도의 주의를 기울이지 않아도 선택한 위치를 유지하여야 한다.

(b) 양력 및 항력장치는 부주의로 작동할 가능성이 없도록 설계하고 배치하여야 한다. 지상에서만 작동하는 양력 및 항력장치가 비행 중 작동되면 위험한 경우, 부주의한 작동을 방지하는 장치를 갖추어야 한다.

(c) 조종장치의 작동 및 자동위치 조절장치 또는 하중제한장치의 특성에 의해 조종면이 움직이는 비율은 비행기의 자세, 대기속도, 엔진 출력이 일정한 상태거나 변화할 때 만족할 만한 비행과 성능특성을 부여하여야 한다.

(d) 양력장치는 VF+16.7 km (VF+9.0 노트) 이하의 속도, 엔진의 최대연속출력으로 정상비행 중에 조종면을 완전히 펼친 위치로부터 접을 수 있도록 설계하여야 한다.

(a) 조종실내에서 분리된 조작이 가능한 각각의 양력 또는 항력장치는 위치를 조절하기 위해 조종사에게 현재의 위치를 지시하는 방법이 있어야 한다. 또한 비행특성 및 성능에 미치는 영향을 고려해서 조종사가 불안전한 비행이나 지상상태에 대한 예방 또는 대응이 가능하도록 양력 또는 항력장치의 비대칭 작동 또는 기타 기능불량을 지시하는 방법을 제공하여야 한다.

(b) 이륙, 항로운항, 진입 또는 착륙의 비행상태에 따른 양력장치 위치를 조종사에게 지시하는 방법이 있어야 한다.

(c) 착륙시의 위치이상으로 양력 및 항력장치를 펼칠 수가 있는 경우에는 그 조작장치에 펼칠 수 있는 범위를 분명하게 표시하여야 한다.

(a) 비행기의 플랩이나 슬랫 중 한쪽은 접히고 반대쪽은 펼쳐진 경우에도 안전한 비행특성이 있는 경우를 제외하고는 비행기의 대칭면에 대해 서로 반대의 위치에 있는 플랩이나 슬랫의 움직임은 기계적인 상호연결 또는 그것과 동등하다고 승인된 방법에 의해 동조되어야 한다.

(b) 날개의 플랩이나 슬랫 상호연결 혹은 이와 동등한 방법을 사용하는 경우에는, 비행기의 대칭면에 대해 한쪽에 있는 엔진이 정지하고 반대쪽에 있는 엔진은 이륙출력으로 비행하는 경우를 포함한 모든 비대칭 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

(c) 프로펠러 후류와 같은 상태에 노출되지 않는 플랩이나 슬랫을 가진 비행기는, 날개의 플랩이나 슬랫이 한쪽에서는 규정된 대칭비행상태에서 생기는 가장 심한 하중을 받고 반대쪽에서는 이 하중의 80%이하인 하중을 받는 부하를 고려한 구조로서 설계하여야 한다.

(d) 날개의 플랩이나 슬랫이 한쪽은 정체되어 움직일 수 없고 반대쪽은 움직임이 자유로운 상태에서 작동계통의 전 출력이 작용할 때 발생하는 부하를 고려하여 플랩의 상호연결장치를 설계하여야 한다.

다음과 같은 요구조건을 충족하는 이륙경보장치를 장착하여야 한다.

(a) 해당계통은 항공기가 안전하게 이륙할 수 없는(다음의 (1)항과 (2)항을 포함하는) 상태가 되면 이륙활주의 초기에 자동적으로 작동하여 음성 경보를 조종사에게 주어야 한다.

(1) 날개의 플랩이나 앞전의 고양력장치 위치가 이륙시의 허용범위를 벗어난 경우,

(2) 날개의 스포일러(25.671항의 요구조건에 적합한 가로방향 조종스포일러를 제외), 속도 제동장치 또는 세로방향 트림장치가 안전한 이륙을 보장하는 위치에 있지 않은 경우.

(b) 상기 (a)항에서 요구된 경보는 다음과 같은 경우가 될 때까지 계속되어야 한다.

(1) 안전하게 이륙할 수 있도록 상태가 변경될 때

(2) 조종사가 이륙활주를 중지하는 조치를 취했을 때

(3) 비행기가 이륙을 위해 회전했을 때

(4) 조종사가 인위적으로 경보를 껐을 때

(c) 이 계통을 동작시키기 위해 사용되는 방법은 증명과장에서 요구하는 이륙중량, 고도 및 온도의 범위에서 적절하게 작동하여야 한다.

착륙장치

(a) 주착륙장치는 이착륙시의 과부하(상방향 및 후방향에 작용하는 과부하를 가정)에 의해 손상되는 경우 다음을 유발하지 않도록 설계하여야 한다.

(1) 조종사 좌석을 제외한 승객 정원이 9인 이하인 비행기의 경우 기체 내부의 모든 연료계통에서 충분한 연료누출이 있을 때 화재발생.

(2) 조종사 좌석을 제외한 승객 정원이 10인 이상인 비행기의 경우 모든 연료계통에서 충분한 연료누출이 있을 때 화재발생.

(b) 조종사 좌석을 제외한 승객 정원이 10인 이상인 비행기의 경우 하나나 혹은 그 이상의 착륙장치가 펴지지 않은 상태로도 화재를 유발하는 충분한 연료누출이 발생할 수 있는 구조부위의 파손 없이 비행기가 포장된 활주로에 착륙할 수 있도록 설계되어야 한다.

(c) 본 절의 기준에 적합함은 분석이나 시험 또는 두 가지 모두를 사용하여 입증하여야 한다.

(a) 착륙하중을 결정할 때 필요한 착륙장치의 동력학적 특성에 관한 해석은 에너지 흡수시험을 통하여 확인되어야 한다. 시험은 해석이 25.473항에서 규정한 설계조건에 대해 타당함을 확인하기 위하여 수행된다.

(1) 제한설계조건에서의 에너지 흡수시험에 관한 형상은 최소한 설계착륙하중이나 설계이륙하중 중에서 착륙 시 더 강한 충격에너지를 내는 하중을 포함하여야 한다.

(2) 착륙장치 구성품의 시험 형태 및 시험 중에 적절한 저항 하중을 작용시키는 것은 타당하거나 보수적인 방법으로 제한 하중을 결정하여 일관된 방법으로 비행기 착륙조건을 모사하여야 한다.

(b) 접지충격을 받을 때 비행기 중량보다 작은 비행기 양력이 작용한다고 가정하고, 설계착륙중량에서 3.66m/s(12ft/s)의 강하속도로 모의시험을 행하여 충격흡수장치의 에너지 흡수능력이 여유가 있음을 증명하여야 한다. 이 경우 착륙장치는 파괴되지 않아야 한다.

(c) 본 항에서 규정한 시험 대신, 이전에 승인을 받은 설계중량에 있어서의 변경이나 작은 설계변경은 유사한 에너지 흡수 특성을 가지고 있는 기본적으로 동일한 착륙장치계통에 대해 수행된 이전의 시험에 기초하여 해석적 방법으로 입증을 할 수 있다.

(a) 일반 : 인입식 착륙장치를 가진 비행기는 다음 사항이 적용된다.

(1) 착륙장치 인입장치, 착륙장치 바퀴집 및 그 지지구조는 다음 1)항에서 3)항까지의 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

(i) 착륙장치가 접힌 위치에 있을 때, 비행상태에서 발생하는 하중

(ii) 1.6VS1(설계착륙중량으로 플랩은 진입위치)까지의 모든 비행속도에 있어서 착륙장치를 올림과 내림으로 발생하는 하중과 차륜이 1.3Vs(설계착륙중량으로 플랩은 진입위치)와 동일한 속도로 회전하기 때문에 생기는 마찰하중, 관성하중, 제동장치 비틀림 하중, 공기하중 및 회전하중을 조합한 하중

(iii) 플랩을 내린 상태에서 25.345(a)항에서 규정하는 하중계수까지의 하중

(2) 착륙장치, 인입장치 및 착륙장치 바퀴집을 포함한 비행기의 구조는 0.67 Vc까지의 모든 비행속도에서 착륙장치를 내릴 때 발생하는 비행하중에 견디도록 설계하여야 한다. 단, 해당 속도로 비행 중에 비행기를 감속하기 위한 다른 수단이 있는 비행기에는 적용되지 않는다.

(3) 착륙장치 바퀴집 및 그 작동장치와 그것들을 지지하는 구조는 상기 (1)항 및 (2)항에서 규정하는 비행속도와 하중계수, 그리고 해당 비행기에 인가되는 요우 기동을 고려하여 설계하여야 한다.

(b) 착륙장치의 잠금 : 비행중이나 지상에 있을 때 착륙장치를 내린 상태로 유지하는 확실한 수단이 있어야 한다.

(c) 비상조작 : 다음의 (1)항 또는 (2)항의 고장이 생긴 경우에도 착륙장치를 내리기 위한 비상조작 수단이 있어야 한다.

(1) 인입장치 계통에서 통상적으로 발생할 수 있는 고장

(2) 유압, 전기 또는 그것과 동등한 동력원중 한 개의 고장

(d) 작동시험 : 인입장치의 적절한 기능성을 작동시험으로서 증명하여야 한다.

(e) 위치 표시기 및 경보장치 : 인입장치를 가진 비행기는 바퀴위치 표시기(표시기를 작동시키기 위해 필요한 스위치 포함) 또는 착륙장치가 내림(또는 올림)의 위치로 고정된 것을 조종사에게 알려주는 장치가 있어야 하며, 이 장치는 다음 기준에 따라 설계하여야 한다.

(1) 스위치가 사용되는 경우에는 착륙장치가 완전히 내려지지 않았을 때 「내린 상태로 고정됨」, 또는 착륙장치가 완전히 접히지 않았을 때 「올린 상태로 고정됨」과 같은 잘못된 표시를 하지 않도록 착륙장치의 기계적인 계통에 배치하고 연결하여야 한다. 스위치는 실제 착륙장치의 잠금걸쇠나 잠금장치에 의해 작동되는 곳에 배치할 수 있다.

(2) 착륙장치가 내린 상태로 고정되지 않았을 때 착륙을 시도하면 계속해서 또는 주기적으로 반복해서 운항승무원에게 청각적인 경고를 주어야 한다.

(3) 경고는 착륙을 포기하고 재 상승하거나 착륙장치가 고정될 때까지 충분한 시간동안 계속되어야 한다.

(4) 상기 (2)항에서 규정된 경고는 운항승무원이 본능적으로 부주의하게 또는 습관적인 행동 등에 의해 인위적으로 차단하는 수단이 없어야 한다.

(5) 청각신호를 발생하는 장치는 오작동이나 결함이 없도록 설계하여야 한다.

(6) 경고장치의 작동을 방해할 수 있는, 착륙장치 청각경고를 못하게 하는 계통들의 결함은 발생하지 않아야 한다.

(f) 바퀴집 내부의 장비 보호 : 비행기의 안전한 운항에 필수적인 장비품이 바퀴집에 위치하였다면, 다음과 같은 손상효과로부터 보호되어야 한다.

(1) 과열에 의해서는 타이어가 파열되지 않음이 입증되지 않은 경우, 타이어 파열

(2) 벗겨진 쓰레드에 의해서는 손상되지 않음이 입증되지 않는 경우, 타이어 쓰레드 손실

(a) 각각의 주륜(主輪)과 전륜(前輪)은 승인된 것이어야 한다.

(b) 아래의 상태에서 각 차륜의 정격 최대 정하중은 정적 지면반력 이상이어야 한다.

(1) 설계최대중량 상태

(2) 임계중량중심 상태

(c) 각 차륜의 정격 최대제한하중은, 적용되는 기술기준 part 25의 지상하중 요구조건으로 결정된 방사선방향의 최대제한하중 이상이어야 한다.

(d) 과압으로 인한 파열방지 : 차륜 및 타이어 조립체에 대한 과도한 압력으로 인하여 생길 수 있는 차륜결함 및 타이어 파열을 방지할 수 있는 장치가 각 차륜에 대하여 있어야 한다.

(e) 제동차륜 : 각 제동차륜은 25.735항의 적용규정을 만족하여야 한다.

(a) 착륙장치 축에 한 개의 차륜 및 타이어가 장착되어 있는 경우, 다음과 같을 때 승인된 정격하중을 초과하지 않고 임계조건에서 승인된 정격속도를 초과하지 않는 적절한 타이어를 차륜에 장착하여야 한다.

(1) 주륜 타이어는 비행기중량(최대중량까지) 및 중량중심위치가 가장 불리한 조합일 때 의 하중

(2) 전륜(前輪) 타이어는 (b)(1)항에서 규정하는 지면반력에 상당하는 하중

(b) 전륜 타이어에 적용되는 지면반력은 다음과 같이 규정된다.

(1) 비행기 중량(최대 주기장 중량까지) 및 중량중심위치가 가장 불리한 조합이고, 중량중심에 1.0g의 힘을 아래방향으로 가할 때, 타이어의 정적인 지면반력. 이 하중이 타이어 정격하중을 초과하지 않아야 한다.

(2) 비행기 중량(최대 착륙중량까지) 및 중량중심위치가 가장 불리한 조합이고, 중량중심에 아래방향으로 1.0g의 힘과 전방으로 0.31g인 힘을 가할 때, 타이어의 지면반력. 이 경우 반력은 정역학 법칙에 의해 이러한 지면 반작용을 발생할 수 있는 제동장치를 가진 각 차륜에서 수직하중의 0.31배인 항력 반작용이 전륜과 주륜에 분배되어야 한다. 이러한 전륜 타이어 하중은 타이어 정격하중의 1.5배를 초과하지 않아야 한다.

(3) 비행기 중량(최대 주기장 중량까지) 및 중량중심위치가 가장 불리한 조합이고, 중량중심에 아래방향으로 1.0g의 힘과 전방으로 0.20g인 힘을 가할 때, 타이어의 지면반력. 이 경우 반력은 정역학 법칙에 의해 이러한 지면 반작용을 발생할 수 있는 제동장치를 가진 각 차륜에서 수직하중의 0.20배인 항력 반작용이 전륜과 주륜에 분배되어야 한다. 이러한 전륜 타이어 하중은 타이어 정격하중의 1.5배를 초과하지 않아야 한다.

(c) 이중식 또는 이중복식과 같이 착륙장치 축에 한 개 이상의 차륜 및 타이어가 장착되어 있는 경우, 다음과 같을 때 승인된 정격하중을 초과하지 않고 임계조건에서 승인된 정격속도를 초과하지 않는 적절한 타이어를 차륜에 장착하여야 한다.

(1) 각 주륜 타이어는 (a)(1)항에서 규정하는 하중의 1.07배

(2) 각 전륜 타이어는 (a)(2)항, (b)(1)항, (b)(2)항 및 (b)(3)항에서 규정한 하중

(d) 인입식 착륙장치에 장착한 각각의 타이어는 사용 중 예상되는 해당 형식의 최대 크기에서 타이어와 주변의 구조 또는 계통이 접촉하지 않도록 주위의 구조 및 계통들과 충분한 간격이 있어야 한다.

(e) 승인된 최대이륙중량이 34,000kg(75,000lbs)를 초과하는 비행기의 경우, 제동장치가 있는 차륜에 장착되는 타이어는 건조한 질소 또는 불활성임이 입증된 다른 기체로 충진시켜야 하며, 이 때 타이어 내의 혼합기체에 포함된 산소의 체적비율은 5% 이하가 되어야 한다. 단, 타이어가 열을 받더라도 내부 재질이 휘발성 기체를 생성하지 않거나, 타이어의 온도에 의해 불안전한 상태가 발생하지 않는 수단이 있음이 입증된 경우에는 해당되지 않는다.

(a) 승인 : 차륜 및 제동장치로 구성되는 각 조립체는 승인을 받은 것이어야 한다.

(b) 제동계통 용량 : 제동계통 및 그 관련 계통과 구성품은 다음을 만족하도록 설계하고 제작하여야 한다.

(1) 전기식, 공압식, 유압식 또는 기계식 연결요소나 전달요소에 결함이 발생하는 경우 또는 하나의 유압원 혹은 기타 제동장치를 구동하도록 에너지를 공급하는 공급원을 상실한 경우에 25.125항에서 정해지는 착륙거리의 2배 미만인 제동 롤 정지거리에서 비행기가 멈출 수 있어야 한다.

(2) 제동장치나 그 부근에서 결함이 발생한 후에 제동유압계통의 유체 손실은 지상에서나 비행 중에 위험한 화재를 일으키거나 지속하게 하는 정도의 양이 되지 말아야 한다.

(c) 제동장치의 조작 : 제동장치의 조작은 다음을 만족하도록 설계하고 제작하여야 한다.

(1) 조작 시 과도한 조작력을 요구하지 않을 것.

(2) 자동제동계통이 장착되어 있다면 다음과 같은 장치가 있어야 한다.

(i) 해당 계통을 작동시키고 작동해제 시키는 장치

(ii) 조종사가 수동 제동장치를 사용하여 자동제동계통의 작동을 멈출 수 있는 장치

(d) 주차 제동장치 : 한 개 엔진은 최대추력 상태이고 나머지 엔진 하나 혹은 모두가 지상에서 최대 공회전 추력인 상태가 가장 위험한 상태로 상호 조합되었을 때 비행기는 건조하고 편평한 포장 활주로에서 구르는 것을 방지할 수 있도록 주차 제동장치를 가지고 있어야 한다. 주차 제동장치는 조작장치를 주차 위치로 놓았을 때 추가적인 조작이 없어도 구름을 방지할 수 있어야 한다.

(e) 미끄럼 방지계통 : 미끄럼 방지계통을 장착한 경우에는 다음을 만족하여야 한다.

(1) 추가 조작 없이도 예상되는 모든 활주로 상태에서 원활하게 작동하여야 한다.

(2) 자동제동계통이 장착된 경우에 항상 이에 우선하여 작동하여야 한다.

(f) 운동에너지 용량

(1) 설계착륙정지 : 설계착륙정지는 최대착륙중량에서의 착륙정지를 의미한다. 각 차륜, 제동장치 및 타이어 조립체에 대해서 설계착륙정지 시의 제동 운동에너지 흡수 요건을 결정하여야 한다. 제동장치에 대해 정해진 마모범위에 걸쳐서 운동 에너지 수준보다 작지 않은 흡수 능력을 차륜, 제동장치 및 타이어 조립체가 가지고 있음을 동력계 시험으로서 실증하여야 한다. 비행기 제조업체의 제동 요구조건으로부터 산출한 에너지 흡수율이 만족되어야 한다. 평균 감속은 3m/sec2(10ft/sec2)보다 작지 말아야 한다.

(2) 최대 운동에너지 가속-정지 : 최대 운동에너지 가속-정지는 비행기의 이륙중량과 속도가 가장 치명적인 상태로 조합되어 있을 때의 이륙단념을 의미한다. 각 차륜, 제동장치 및 타이어 조립체에 대해 가속-정지 제동 운동에너지 흡수 요건을 결정하여야 한다. 제동장치에 대해 정해진 마모범위에 걸쳐서 운동 에너지 수준보다 작지 않은 흡수 능력을 차륜, 제동장치 및 타이어 조립체가 가지고 있음을 동력계 시험으로서 실증하여야 한다. 비행기 제조업체의 제동 요구조건으로부터 산출한 에너지 흡수율이 만족되어야 한다. 평균 감속은 1.8m/sec2(6ft/sec2)보다 작지 말아야 한다.

(3) 가장 엄격한 착륙정지 : 가장 엄격한 착륙정지는 비행기의 착륙중량과 속도가 가장 치명적인 상태로 조합되어 있을 때의 정지를 의미한다. 각 차륜, 제동장치 및 타이어 조립체에 대해 가장 엄격한 착륙정지 제동 운동에너지 흡수 요건을 결정하여야 한다. 제동장치의 열 싱크가 완전히 마모되는 한계로 정해진 값에서 운동 에너지 수준보다 작지 않은 흡수 능력을 차륜, 제동장치 및 타이어 조립체가 가지고 있음을 동력계 시험으로서 실증하여야 한다. 가장 엄격한 착륙정지는 발생 가능성이 아주 없는 결함 상태에 대해서 또는 최대 운동에너지 가속-정지 에너지가 더 엄격한 경우에는 고려할 필요가 없다.

(g) 고 운동 에너지 동력계 정지 후의 제동장치 조건 : (f)항에서 요구하는 고 운동 에너지 정지에 대한 실증에 이어, 3분 동안 주차 제동장치가 즉시 그리고 완전히 작동할 때 주차 제동장치를 적용하고 최소 5분간 타이어나 차륜 및 제동장치 조립체에 대한 화재를 포함하여 비행기의 안전과 완전한 탈출을 저해할 수 있는 어떠한 상태도 발생하지 않음을(또는 정지 중에 발생하지 않음을) 실증하여야 한다.

(h) 저장에너지 계통 : (b)(1)항의 규정에 적합함을 입증하기 위하여 저장 에너지 계통을 사용하는 경우에는 사용 가능한 저장 에너지를 비행 승무원에게 지시하여 주는 장치가 있어야 한다. 사용 가능한 저장 에너지는 다음의 조항을 실행하기에 충분한 양이어야 한다.

(1) 미끄럼 방지 계통이 작동하지 않을 때 최소 6개의 제동장치를 완전히 작동시켜야 한다.

(2) 비행기운용을 인가 받은 모든 활주로 표면 조건에서 미끄럼 방지 계통이 작동할 때 비행기를 완전히 정지시킬 수 있을 것.

(i) 제동장치 마모 지시계 : 열 싱크가 허용 가능한 한계까지 마모되었을 때 각 제동장치 조립체에 이를 지시하여 주는 장치가 있어야 한다. 이 장치는 신뢰성이 있고 쉽게 볼 수 있는 것이어야 한다.

(j) 과열 파열 방지 : 제동장치 온도 상승으로 인한 차륜의 결함, 타이어 파열 또는 이 모두를 방지할 수 있는 장치가 각 제동 차륜에 있어야 한다. 또한 모든 차륜은 25.731(d)항의 요건을 만족하여야 한다.

(k) 호환성 : 비행기 및 해당 계통과의 차륜 및 제동장치 조립체 호환성이 실증되어야 한다.

스키는 승인된 것이어야 한다. 각 스키의 정격 최대제한하중은 기술기준 Part 25에서 적용되는 지상하중 요구조건에 의해 결정된 최대제한하중 이상이어야 한다.

플로트(floats) 및 선체(hulls)

주 플로트는 다음 기준에 적합한 것이어야 한다.

(a) 민물에서 수상기 또는 수륙양용기의 최대중량을 지지하기 위해 필요한 부력을 80% 초과하는 부력.

(b) 체적이 거의 동일한 다섯 개 이상의 방수구획실이 있을 것.

각각의 주 플로트는 승인된 것으로 25.521항의 기준에 적합하여야 한다.

(a) 선체(hull)는 인접한 어느 두개의 구획실이 침수되어도 험한 민물에서 전복 가능성을 최소화하기 위해 확실한 안전성의 여유를 제공하도록 충분한 방수구획실과 선체(hull)의 부력 및 보조 플로트(타이어가 있는 경우, 이를 포함)가 있어야 한다.

(b) 구획간의 통로를 마련하기 위해서 방수 문이 있는 격벽을 사용할 수도 있다.

승객, 승무원 및 화물을 위한 설비

(a) 조종실 및 그 장비품은 최소의 운항승무원(25.1523항의 기준에 따라 설정됨)이 과도한 주의를 기울이거나 피로하지 않게 임무를 수행할 수 있도록 설비하여야 한다.

(b) 25.779(a)항에 열거한 주조종장치(케이블 및 조종간은 제외)는 최소의 운항승무원(25.1523항의 기준에 따라 설정됨)중 어느 승무원 또는 조종장치의 모든 부분을 프로펠러를 고려하여 배치하여야 한다. 이는 프로펠러 회전면의 전후 5°각도를 이루는 프로펠러 허브 중심선에 의해 생성되는 표면과 내측 프로펠러의 회전면 사이 구역에는 배치하지 않는 것을 의미한다.

(c) 부조종사를 위한 설비가 있다면 각각의 조종석에서 동등하고 안전하게 비행기를 조종할 수 있어야 한다.

(d) 조종실은 비 또는 눈이 오는 중에 비행하는 경우에도 승무원을 혼란시키거나 또는 구조부위를 손상하는 누수가 없도록 설계하여야 한다.

(e) 조종실 장비품의 진동 및 소음특성이 비행기의 안전한 운항을 방해하지 않아야 한다.

조종실과 객실 사이에 잠글 수 있는 문을 장착한 비행기는 다음 기준을 고려하여야 한다.

(a) 승객의 최대 좌석수가 20인 이상인 비행기는 승무원과 승객이 비상탈출구로 가기 위해 이 문을 사용할 필요가 없도록 비상탈출구를 설계하여야 한다.

(b) 조종실 문이 정체되는 경우에도 운항승무원이 조종실에서 객실로 직접 들어갈 수 있는 방법이 있어야 한다.

(c) 조종승무원이 무능력하게 되었을 경우에는 비행보조자가 조종실에 들어갈 수 있는 비상방법이 있어야한다.

(a) 비가 오지 않는 상태

비가 오지 않는 경우에 대해 다음 기준을 적용한다.

(1) 조종실은 충분히 넓은 투명하고, 일그러지지 않는 시야를 제공하고 조종사가 지상활주, 이륙, 진입 및 착륙을 포함하는 비행기의 모든 운용한계 기동을 안전하게 수행할 수 있어야 한다.

(2) 조종실은 최소 운항승무원(25.1523항의 기준에 따라 설정된)의 통상 임무를 방해하는 직사광선이나 반사광의 영향을 받지 않아야 하며 이것을 비가 오지 않는 날의 주간비행시험 및 야간비행시험으로 입증하여야 한다.

(b) 비가 오는 상태

비가 오는 경우에 대해 다음 기준을 적용한다.

(1) 비행기의 통상적인 비행자세에 있어서 비행경로를 따라 정․부 조종사가 충분히 넓은 시야를 확보하도록 비가 오는 상황에서 전면창의 투명한 부분을 유지하는 수단이 있어야 한다. 이 수단은 다음의 (i)항 과 (ii)항의 상태 하에서 승무원이 계속되는 주의를 기울이지 않아도 작동하도록 설계하여야 한다.

(i) 호우상태에서, 고양력장치를 접고 1.5VSR1까지 증속

(ii) 결빙조건에서 비행 인증을 받고자 하는 경우에는 25.1419항에 명시된 결빙조건

(2) 정조종사를 위해서 다음 (i)항 또는 (ii)항의 기준에 적합한 것을 구비하여야 한다.

(i) 객실이 여압되지 않았을 때, 상기 (b)(1)항에서 규정한 상태에서 열 수 있고 “가”항에서 규정한 시계를 제공하며, 조종사의 시계를 방해하는 여러 가지 요소로부터 충분히 보호될 수 있는 창

(ii) 심한 우박에 의한 손상 가능성을 고려하여 상기 (b)(1)항에 규정된 상태에서도 깨끗한 시계를 유지할 수 있는 대체 수단

(c) 전면창 및 측면창의 내측이 흐려지는 현상

비가 오는 상태를 포함한, 비행기가 운용되는 모든 내외부의 대기상태에 있어서, (a)항에 규정된 시계를 제공하는 전면창 및 측면창 내측의 흐려짐을 방지하는 수단이 있어야 한다.

(d) 각 조종석에는 조종사가 외부 시계성과 계기관찰의 최적 조합을 얻기 위해 좌석위치를 결정할 수 있도록 고정된 표시 또는 다른 안내지침이 있어야 한다. 점등식 표시나 안내지침을 사용하는 경우에는 25.1381항의 기준을 만족하여야 한다.

(a) 내측 유리판은 파편이 생기지 않는 재료를 사용하여야 한다.

(b) 조종사 정면에 있는 전면 유리창 및 지지구조는 조종사가 통상적인 임무를 수행할 때, 1.8kg(41b)의 조류가 비행경로를 따라서 25.335(a)항에 의해 선정된 해면고도 기준의 VC값과 같은 상대속도로 충돌해도 관통되지 않고 견딜 수 있어야 한다.

(c) 위험한 전면창 파편 발생 가능성이 극히 적다는 것을 해석 또는 시험으로 입증하지 않는 한, 조류충돌 때문에 생기는 전면창 파편으로 인한 조종사의 위험을 최소화하는 수단이 있어야 한다. 다음과 같은 조종실 내의 각 투명한 창에 대해 이 항목의 적합성을 입증하여야 한다.

(1) 비행기의 전면에 있는 창

(2) 기축에 대해 15°이상의 경사가 있는 창

(3) 파편이 조종사에게 위험을 미치는 위치에 있는 창

(d) 여압장치를 구비한 비행기의 전면창 및 측면창은 연속적이고 주기적인 여합하중, 사용재료의 고유한 특성, 재질 및 온도 및 온도차이의 영향 등을 포함한 고고도 비행의 특이한 요소들을 기초로 설계하여야 한다. 전면창 및 측면창은 장착 또는 관련계통에서 하나의 결함이 있더라도, 객실 여압차이에 의한 최대하중과 임계 공력압 및 온도효과를 조합한 하중에 견딜 수가 있어야 한다. 이 경우, 운항승무원(25.1523항의 규정에 의해 설정된)이 결함을 확실히 인식하고, 비행기의 안전운항을 위해 적절한 운용한계에 따라 객실여압을 최대 값에서 객실고도 4.500m(15,000ft) 이하로 감소시키는 것을 가정해도 좋다.

(e) 조종사 전방의 전면창은 어느 단위 창의 시계가 불량한 경우, 조종사석에 있는 조종사가 하나 이상의 나머지 창을 사용하여 계속적으로 안전한 비행 및 착륙을 할 수 있도록 구성하여야 한다.

(a) 모든 조종장치는 편리한 조작을 보장하고 혼동 및 부주의한 조작을 방지하도록 배치하여야 한다.

(b) 조종실 조종장치의 작동방향은 25.779항의 요구조건에 적합하여야 한다. 가능한 한 다른 조종장치의 작동에 포함되는 운동감각은 비행기 또는 작동되는 부분의 작동효과와 일치하여야 한다. 회전시켜서 조작하는 조종장치는 끈 상태에서 최대작동 위치까지 시계방향으로 작동하도록 하여야 한다.

(c) 조종장치는 신장이 1m 58cm(5ft 2in)부터 1m 91cm(6ft 3in) 사이인 운항승무원이 좌석벨트와 어깨끈(장착되어 있는 경우)을 조여서 착석하고 있을 때, 최소 운항승무원(25.1523항의 기준에 따라 설정된)의 피복이나 조종실 구조부위에 닿지 않고 조작범위 내에서 자유로운 조작이 가능하도록 조종석을 고려하여 배치하여야 한다.

(d) 엔진 조작의 혼동을 피하기 위해 각 엔진을 위한 동일한 조종장치를 배치하여야 한다.

(e) 플랩 및 기타 보조 양력장치의 조작장치는 쓰로틀 후방의 받침대(Pedestal) 중앙 상부 또는 받침대 중심선의 우측으로 착륙장치 조작장치에서 후방으로 25cm (10in) 이상 떨어진 곳에 배치하여야 한다.

(f) 착륙장치 조작장치는 쓰로틀 전방에 있어야 하며, 안전벨트 및 어깨끈(장착되어 있는 경우)을 조여서 착석하고 있는 각 조종사가 조작할 수 있어야 한다.

(g) 조작장치 손잡이는 25.781항에서 규정하는 형태의 것이어야 한다. 조작장치 손잡이들은 같은 색이어야 하며, 다른 목적으로 사용되는 조작장치 손잡이 및 주위의 조종실 색과 대비되어야 한다.

(h) 최소 운항승무원(25.1523항의 기준에 의해 설정된)의 일원으로서 항공기관사가 필요한 비행기는 운항승무원이 서로를 방해하지 않고 각자의 임무를 효과적으로 수행할 수 있도록 배치한 항공기관사의 좌석을 구비하여야 한다.

조종실 조종장치는 다음과 같이 조작하고 작동하도록 설계하여야 한다.

(a) 공기역학적인 조종장치

(1) 주조종장치

조종장치 | 조 작 | 효 과

보조익 | 오른쪽(시계방향)으로 | 우익이 내려감

승강타 | 후방으로 | 기수가 올라감

방향타 | 오른쪽페달 전방으로 | 기수가 오른쪽으로

(2) 2차 조종장치

조종장치 | 조 작 | 효 과

플랩 (또는 보조 양력장치) | 전방으로 | 플랩을 올림

후방으로 | 플랩을 내림

트림 탭 (또는 동등한 것) | 회전 | 조종장치 축에 평행한 비행기 축을 기준으로 같은 방향 회전

(b) 동력장치 및 보조 조작장치

(1) 동력장치 조작장치

조종장치 | 조 작 | 효 과

출력 또는 추력 | 전방 | 전방추력 증가

후방 | 후방추력 증가

프로펠러 | 전방 | 회전수 증가

혼합기 조작장치 | 전방 또는 위로 | 농도를 진하게 함

기화기 공기예열장치 | 전방 또는 위로 | 차갑게 함

과급기 | 전방 또는 위로 | 낮은 송풍

(터보 과급기) | 전방, 위 또는 시계방향 | 압력 증가

(2) 보조 조작장치

조종장치 | 조 작 | 효 과

착륙장치 | 아래 방향 | 착륙장치 내림

조종실 조종장치의 손잡이는 다음 그림과 같은 일반적인 형태와 일치하여야 한다. 단, 모양이나 비율이 꼭 같을 필요는 없다

(a) (a) 일반사항. 본 절은 문, 해치, 여닫이 창문, 접근용 패널, 커버 등을 포함한 여닫이를 위하여 공구가 필요하지 않는 동체 외부의 문에 적용한다.

또한 본 절은 Part 25에 명시된 파손조건 하에서의 이차 벌크헤드로 기능하도록 설계된 벌크헤드를 포함하여 여압 벌크헤드를 관통하는 해치 또는 문에 적용한다.

이러한 문은 여압 또는 비여압 비행 상태를 모두 고려하여 본 절의 요건에 적합해야 하며, 다음과 같이 설계되어야 한다. :

(1) 각 문은 기계적인 고장 또는 단일 구조 요소의 파손으로 인하여 비행 중 문이 열리는 것을 방지하는 기능이 구비되어야 한다.

(2) 잠금장치가 풀릴 경우 위험해 질 수 있는 문의 경우 여압 및 비여압 비행 상태에서 비행 중 문이 완전히 닫히고, 걸려있고, 잠긴 상태가 풀릴 가능성이 극히 희박하도록 설계되어야 한다. 이것은 안전성 해석을 통하여 입증되어야 한다.

(3) 문의 작동 시스템의 각 요소들은 오작동을 발생시킬 가능성이 있는 잘못된 조립이나 조정의 가능성이 최소화 될 수 있도록 설계하거나 또는 확실하고 영구적인 표식을 하여야 한다.

(4) 문의 잠금 상태나 걸림 상태를 풀 수 있는 모든 전원은 비행 전에 자동적으로 잠금장치나 걸림장치와 분리되어야 하고, 비행 중 문에 전원을 회복시킬 수 없어야 한다.

(5) 각각의 제거 가능한 볼트, 스크루, 너트, 핀 또는 기타 제거 가능한 패스너는 25.607항의 잠금 요건을 만족해야 한다.

(6) 25.807(h)항에서 명시된 특정 문은 25.809항부터 25.812항까지의 비상출구 관련 요건을 만족해야 한다.

(b) 사람에 의한 열림. 비행 중 사람의 부주의한 행동으로 인하여 문이 열리는 것을 방지할 수 있는 수단이 구비되어야 한다. 또한 비행 중 사람이 의도적으로 문을 열 수 있는 가능성을 최소화하도록 설계 시 예방조치를 취하여야 한다. 예방조치로서 보조장치를 사용하는 경우에는 이러한 장비들 및 관련 시스템은 다음과 같이 설계되어야 한다.

(1) 단일고장으로 인해 하나 이상의 출구가 열리지 말아야 한다.그리고

(2) 착륙 이후에 출구가 열리는 것을 방해하는 고장의 가능성이 희박해야 한다.

(c) 여압손실방지수단. 여압을 받고 있는 문이 완전히 닫혀서 래치가 걸리고 잠겨진 상태가 아니라면, 비행기 여압이 불안전한 상태까지 손실되는 것을 막을 수 있는 수단이 있어야 한다.

(1) 이러한 수단은 발생 가능성이 거의 없을 것으로 입증되지 않은 단일고장 또는 복합적인 고장 이후에도 기능을 할 수 있도록 설계되어야 한다.

(2) 문이 어떤 위치에 있더라도 열려진 상태로 여압 손실을 계속 방지할 수 있거나 안전하게 문을 닫고 래치를 걸 수 있다면, 본 절의 (h)항에서 규정하는 조건을 충족하는 문은 전용 여압손실 방지 수단을 구비할 필요는 없다. 이것은 단일결함 및 단일 오작동의 경우에 대해 입증하여야 한다. 단, 다음의 경우는 예외로 한다.

(ⅰ) 걸림장치의 고장 또는 오작동 상태에서 문을 닫은 후 래치를 걸 필요가 없을때. 또한

(ⅱ) 이물질 또는 걸림장치의 고장으로 인한 재밍 시 여압 하중으로 인하여 재밍된 문 또는 걸림장치가 위험한 상황을 발생시키지 않음을 입증하는 경우 문은 닫히고 걸릴 필요가 없다.

(d) 걸림 및 잠김. 걸림 및 잠김 장치는 다음과 같이 설계되어야 한다. :

(1) 각각의 문을 걸 수 있는 수단이 구비되어 있어야 한다.

(2) 걸림 및 그 작동 장치는 모든 비행 및 지상 하중 조건에서 걸림 장치를 풀 수 있는 힘 또는 토크의 발생 경향이 없도록 설계되어야 한다. 이에 추가하여 걸림 장치는 걸림 위치에서 걸림 상태를 보호할 수 있는 수단이 포함되어야 한다. 이 수단은 잠금 장치와 독립적이어야 한다.

(3) 여압을 받는 문의 최초 열림 방향이 안쪽이 아닌 문은 다음을 충족하여야 한다.

(ⅰ) 각 걸림장치에는 독립적인 잠금장치가 있어야 한다.

(ⅱ) 가능한 한 걸림장치에 가까운 위치에 잠금장치가 위치해야 한다. ; 그리고

(ⅲ) 여압비행 중 잠금장치에 단일고장이 발생하더라도 문을 고정하는 걸림장치를 잠금장치가 훼손하지 말아야 한다.

(4) 문의 최초 열림 방향이 안쪽이면서 문의 걸림장치가 해제되는 경우 위험을 초래할 수 있다면, 걸림장치가 풀리는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다. 잠금장치는 걸림장치에 단일 고장이 발생하더라도 문이 열리지 않도록 걸림상태를 충분히 유지하여야 한다.

(5) 걸림장치가 걸림 위치에 있지 않을 경우에는 잠금장치를 잠금위치로 할 수 없어야 한다.

(6) 잠금장치가 잠금위치에 있는 경우 걸림장치가 풀리지 말아야 한다. 잠금은 다음으로 인한 제한하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(ⅰ) 걸림장치가 수동으로 작동될 때 작동자가 가할 수 있는 최대 힘 ;

(ⅱ) 걸림 작동기가 장착되어 있는 경우 작동기 ;

(ⅲ) 걸림장치와 관련 구조물 간의 상대 운동

(7) 잠금장치가 풀리더라도 위험을 초래하지 않는 문의 경우에는 본 절의 (d)(3)항부터 (d)(6)항의 요건을 만족하는 잠금장치가 요구되지 않는다.

(e) 경고, 주의 및 지시. 문은 다음을 표시할 수 있는 수단이 있어야 한다. :

(1) 작동자가 각 문을 작동시키는 위치에는 닫힘, 걸림 및 잠금이 완료되었음을 확실히 표시하는 수단이 있어야 한다.

(2) 걸림장치가 풀릴 경우 위험을 초래할 수 있는 문에 대해서는 각 작동자의 작동 위치에서 문이 완전히 닫히고 걸렸으며 잠기지 않은 상태임을 확실히 표시하는 수단이 있어야 한다.

(3) 문이 완전히 닫히고, 걸리고, 잠기지 않은 경우 조종실 내의 조종사에게 이를 표시하는 시각적 방법이 구비되어야 한다. 이 방법은 다음의 문에 있어서 고장 또는 복합적인 고장이 발생하더라도 닫힘, 걸림 및 잠김에 관한 잘못된 표시를 나타내지 말아야 한다.

(ⅰ) 여압을 받으면서 최초 열림 방향이 안쪽이 아닌 문; 또는

(ⅱ) 걸림이 풀릴 경우 위험해질 수 있는 문

(4) 문이 완전히 닫히고 걸리고 잠기지 않았으며 열릴 경우 비행기의 안전한 이륙 및 착륙에 방해가 되는 경우에는 이륙 활주 전 또는 초기 이륙 활주 중에 음성경고를 조종사에게 주어야 한다.

(f) 육안 검사 수단. 문의 걸림장치가 풀릴 경우 위험해 질 수 있는 문의 경우 문이 완전히 닫히고, 걸리고, 잠겼음을 확실하게 확인할 수 있는 육안 검사 수단이 구비되어야 한다.

이 수단은 운항 중의 조명상태에서 영구적으로 식별할 수 있는 방식이거나 점멸등 또는 이와 동등한 광원에 의하여 식별할 수 있는 방식이어야 한다.

(g) 정비용 문, 탈착식 비상출구 및 점검창. 정비 또는 비상탈출의 경우를 제외하고 통상적으로 사용하지 않는 문 및 점검창은 다음 사항에 적합할 필요는 없다.

(1) 여압을 받지 않으며 비행 중 열려도 위험을 초래하지 않는 점검창의 경우에는 본 절의 (a)항부터 (f)항까지의 요건에 적합할 필요가 없다. 그러나 비행 중 부주의하게 열리는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다.

(2) 안쪽 방향으로 열리는 탈착식 비상출구로서 정비목적이나 비상탈출의 목적 외에 정상 상태에서는 제거되지 않는 출구 및 조종실의 열림이 가능한 창문의 경우에는 본 절의 (c)항 및 (f)항에 적합할 필요가 없다.

(3) 본 절의 (h)항의 조건에 적합한 정비용 문 및 문에 정비용 목적으로 사용을 제한한다는 게시물이 부착된 문의 경우에는 본 절의 (c)항 및 (f)항에 적합할 필요가 없다.

(h) 위험성이 없는 문. 본 절의 목적상 다음에 대하여 모두 적합성을 입증하는 경우에는 비행 중 문의 걸림장치가 풀리더라도 위험하지 않는 것으로 간주된다. :

(1) 문이 1/2 psi 이상의 압력을 받고 있을 때 걸림장치에 의하여 문이 구속되지 않더라도 여압실 내의 문이 완전히 닫힘 상태로 유지되는 문. 의도적이거나 부주의로 인한 상황과 관계없이 사람에 의한 열림은 본 결정 사항에 관계가 없다.

(2) 비여압 비행 상태 또는 여압 비행 상태에서 열리는 문의 경우 문은 비행기의 내부에 남아있거나, 비행기에 붙어 있어야 한다. 본 결정은 비여압 비행 상태 또는 여압 비행상태 중 의도적인 열림 및 부주의한 열림 모두를 고려해야 한다.

(3) 비행 중 걸림장치의 풀림으로 인하여 객실 내의 여압이 불안전한 수준까지 감압되어서는 안된다. 이 부분에 대한 안전평가는 탑승자에 대한 생리적인 영향까지도 포함되어야 한다.

(4) 비행 중 열린 문으로 인하여 비행기의 안전한 이착륙이 방해될 수 있는 공기역학적 간섭이 발생해서는 안 된다.

(5) 비행기는 문이 열린 상태에서도 구조설계 요건을 충족하여야 한다. 본 평가에는 25.629항의 공탄성 요건과 본 장의 Subpart C의 구조강도 요건을 포함해야 한다.

(6) 걸림장치의 풀림이나 문의 열림으로 인하여 다른 시스템이나 구조물과의 간섭이 발생해서 안전한 비행 및 착륙을 방해하지 말아야 한다.

(a) 만 2세 이상의 모든 탑승자를 위한 좌석(걷지 못하는 사람을 위한 침대)을 구비하여야 한다.

(b) 이착륙 중에 탑승자가 점유할 수 있는 위치에 있는 좌석, 침대, 안전벨트, 어깨끈 및 그 주변 부품은 비상착륙 중에 25.561항 및 25.562항에 규정된 관성력에 의해서 중상을 입지 않도록 탑승자가 이러한 장비들을 적절히 사용할 수 있게 설계하여야 한다.

(c) 좌석 및 침대는 승인을 받아야 한다.

(d) 비행기의 중심선을 포함하는 수직면과 18°이상의 각도를 이루는 좌석에 있는 탑승자는 팔, 어깨, 머리 및 척추를 지지하는 에너지 흡수가 가능한 자리와 안전벨트를 사용하거나 또는 다칠 수 있는 모든 물체에 머리가 닿지 않도록 하는 어깨끈과 안전벨트를 사용함으로써 머리가 다치지 않도록 보호되어야 한다. 기타 다른 좌석의 탑승자는 안전벨트나 다음 사항 중 한가지 이상을 채택하여 각 좌석의 안면각도, 적절한 형식과 위치로서 머리가 다치지 않도록 보호되어야 한다.

(1) 다칠 수 있는 모든 물체에 머리가 닿지 않도록 하는 어깨끈

(2) 머리가 충돌할 수 있는 반경내의 모든 다칠 수 있는 물체 제거

(3) 팔, 어깨, 머리 및 척추를 지지하는 에너지 흡수가 가능한 자리

(e) 침대는 앞부분에 보호끝판, 칸막이 또는 이와 동등한 수단이 있어야 하며, 이 것이 25.561항에 규정된 전방 관성력을 받을 때 탑승자의 정적인 하중 반작용을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다. 침대는 비상상태에서 사용하는 사람이 다칠 수 있는 각이나 또는 돌기물이 없는 것이어야 한다.

(f) 좌석, 침대 및 그 지지구조, 안전벨트 또는 어깨끈과 그 부착점은 해당 항공기의 모든 비행 및 지상하중상태(25.561항에서 규정하는 비상착륙 상태를 포함)에서 탑승자, 좌석, 안전벨트, 어깨끈의 반작용력, 관성력과 최대하중계수를 고려하여 설계하여야하며, 이때 탑승자의 몸중량은 77kg(170lb)으로 산정한다. 또한 다음 기준을 적용한다.

(1) 좌석, 침대 및 그 지지구조의 구조적인 해석 및 시험은 규정된 비행, 지상 및 비상착륙상태에 의해 결정된 앞방향, 옆방향, 아랫방향, 윗방향 및 뒷방향의 임계하중이 별도로 작용한다고 가정하거나, 규정방향에 대해서 요구되는 강도를 대체할 수 있는 복합된 하중을 사용하여 결정하여야 한다.

(2) 조종사용 좌석은 25.395에서 규정하는 조종력을 작용시킴에 따라 생기는 반력을 고려하여 설계하여야 한다.

(3) 좌석을 기체구조에 부착하는 것과 안전벨트 또는 어깨끈을 좌석이나 기체구조에 부착하는 강도를 결정할 때는, 25.561에서 규정하는 관성력에 계수 1.33(25.625항에 규정된 피팅 계수 대신)을 곱해야 한다.

(g) 조종실내의 각 좌석에는 구속장치를 착용하고 앉아 있을 때, 운항승무원이 하나의 체결점을 풀어서 모든 필요한 조종실 임무를 수행할 수 있는 안전벨트와 어깨끈이 복합된 구속장치가 있어야 한다. 이러한 복합 구속장치는 이것을 사용하지 않을 때 비행기 조종 및 비상시 긴급탈출을 방해하지 않도록 고정되는 수단이 있어야 한다.

(h) 이착륙 중에 객실승무원이 사용하도록 객실 내에 지정된 좌석은 다음을 만족하여야 한다.

(1) 승객이 비상탈출하는 다른 위치가 있는 경우를 제외하고 객실바닥 높이인 비상구에 가까울 것. "A" 또는 “B" 형태의 각 비상구 가까운 곳에는 객실승무원 좌석이 한 개씩 있어야 한다. 다른 승무원 좌석은 객실바닥 높이인 비상구에 따라 편리한대로 균등하게 분포시킬 것.

(2) 객실바닥 높이인 비상구가 요구하는 근접성을 유지한다면 객실승무원이 책임구역을 직접 육안으로 확인할 수 있도록 위치를 넓히는 것도 가능하다.

(3) 좌석을 사용하지 않을 때는 통로 또는 출구 사용을 방해하지 않는 상태일 것

(4) 앉아 있는 사람이 서비스 구역 , 수화물 보관 칸, 서비스 장비 등에서 이탈하는 물체로 인해 다칠 가능성이 최소화 되도록 위치시킬 것.

(5) 팔, 어깨, 머리 및 척추를 지지하는 에너지 흡수가 가능한 자리로서 앞을 보거나 또는 뒤쪽을 보도록 설계할 것.

(6) 하나의 체결점으로 풀 수 있는 안전벨트와 어깨끈이 복합된 구속장치가 있어야 한다. 이것을 사용하지 않을 때 비행기 조종 및 비상시 긴급탈출을 방해하지 않도록 고정되는 수단이 있어야 한다.

(i) 안전벨트에는 금속으로 된 잠금장치가 있어야 한다.

(j) 좌석 뒤편에 견고한 손잡이가 없다면 기상이 나쁜 상태에서 통로를 이동할 때 몸을 가눌 수 있도록 통로를 따라 손잡이나 가로막대(Rail)를 구비하여야 한다.

(k) 정상비행 중에 자리에 앉아 있거나 움직이는 사람이 다칠 수 있는 돌출부분은 덧대어 놓아야 한다.

(l) 운항규정에 의해 요구되는 감독자용 좌석은 필요한 노선탑승심사를 수행하기 위한 사용 적합성을 입증하여야 한다.

(a) 화물, 수화물, 기내휴대품 및 장비(구명정 등)의 적재칸과 기타의 적재칸은 표시된 최대 적재물 중량, 규정된 비행 및 지상하중상태와 25.561(b)항에서 규정하는 비상착륙상태에 따른 적절한 최대하중계수에서 임계하중분포를 고려하여 설계하여야 한다. 단, 비행기의 모든 탑승자 아래 또는 앞쪽에 위치한 적재칸에는 비상착륙상태의 힘을 적용하지 않아도 된다. 조종사석을 제외한 승객좌석이 10인 이상인 비행기는, 승객의 편의를 위한 좌석 밑과 머리 위의 적재칸을 제외한 모든 객실내의 적재칸이 완전히 닫혀야 한다.

(b) 상기 (a)항에서 규정하는 하중에서 적재칸의 내용물이 한쪽으로 몰리면서 위험해지는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다. 객실 및 조종실의 적재칸에 거는 방식의 문을 사용하는 경우, 사용 중에 예상되는 마모 및 노화를 고려하여 설계하여야 한다.

(c) 화물실에 전등을 장착하는 경우, 전구가 화물과 접촉되지 않도록 장착하여야 한다.

(a) 객실, 조종실 및 조리실내의 중량물(비행기의 형식설계의 일부인 것)은 규정된 비행 및 지상하중상태와 25.561(b)항에서 규정하는 비상착륙상태에 따른 적절한 최대하중계수에서 한쪽으로 몰리면서 위험해지는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다.

(b) 인터폰 고정장치는 25.561(b)(3)항에서 규정하는 하중계수를 받을 때에도 인터폰이 원래의 위치에 그대로 있도록 설계하여야 한다.

(a) 흡연이 금지된 경우에는 객실에 앉아있는 모든 승객이 읽기 쉬운 금연표시(placard)가 적어도 한 개 이상 있어야 한다. 흡연이 허용되고 객실이 조종실과 분리되어 있는 경우에는 흡연이 금지되는 시점을 알리는 금연표시등(No-smoking sign)이 적어도 한 개 이상 있어야 한다. 금연표시등은 운항승무원이 조작할 수 있어야 하고, 금연표시등이 들어오면 모든 가능한 객실조명 상태에서 객실에 앉아있는 모든 승객이 읽을 수 있어야 한다.

(b) 안전벨트 착용표시는 운항승무원이 조작할 수 있어야 하고, 착용표시등이 들어오면 모든 가능한 객실조명 상태에서 객실에 앉아있는 모든 승객이 읽을 수 있어야 한다.

(c) 가연성 폐기물을 버리기 위해 사용하는 용기의 뚜껑이나 그 근처에는 담배 등을 버리는 것이 금지되어 있음을 알리는 표시를 하여야 한다.

(d) 화장실에는 “금연” 또는 “화장실내 금연” 표시를 입구 양쪽 눈에 잘 띄는 곳에 부착하여야 한다.

(e) 글자 대신에 신호 또는 표시의 의미를 명확히 표현하는 부호를 사용할 수도 있다.

사용 중에 젖을 수 있는 모든 바닥표면은 미끄러지지 않는 특성이 있어야 한다.

(a) 조종실 보안 : 운항규정에 의해 요구되는 조종실 문은 다음을 고려하여 설계하여야 한다.

(1) 조종실과 탑승자 구역을 격리하는 벌크헤드, 도어 및 기타의 접근 가능한 경계는 승인되지 않은 사람이 강제적으로 침입하려는 것을 방지할 수 있고, 300 Joule (221.3 foot-pounds)의 충격에 견딜 수 있어야 한다.

(2) 조종실과 탑승자 구역을 격리하는 벌크헤드, 도어 및 기타의 접근 가능한 경계는 같은 접근 가능한 손잡이[원형 손잡이(doorknob) 및 핸들형 손잡이(handle) 포함]은 가해지는 250 Joule (1,113N)의 인장하중을 견딜 수 있어야 한다.

(3) 조종실과 탑승자 구역을 격리하는 벌크헤드, 도어 및 기타의 접근 가능한 경계는 국제기준(U.S.A. National Institute of Justice(NIJ) 규격 0101.04 "Ballistic Resistance of Personal Body Armor", 레벨 Ⅲa)과 동등한 수준의 소형무기의 사격(small arms fire) 및 파편형 무기(fragmentation devices)에 의한 관통을 견딜 수 있어야 한다.

(b) 최대 승객 60명 이상 또는 최대 총중량 45,359 kg (100,000 lb) 이상으로 승인받는 비행기는 다음과 같은 폭발장치(explosive device) 또는 방화장치(incendiary device)에 의한 영향을 차단할 수 있어야 한다.

(1) 연기로부터 조종실 보호

연기, 증기, 유독 가스가 조종실로 들어오지 않도록 하기 위한 수단이 마련되어야 한다.

(2) 연기로부터 객실 보호

연기, 증기, 유독 가스로 인해 객실 내 승객이 의식을 잃게 되는 초기 결합 용적 농도인 일산화탄소 0.59% 및 이산화탄소 1.23%가 초과되지 않도록 하기 위한 수단이 마련되어야 한다.

(3) 화물실 화재 진압

소화제(extinguishing agent)는 화재를 진압할 수 있어야 한다. 모든 화물실 화재진압 계통은 분사시스템에 대한 지지대 구조물의 이동 또는 인접 물체의 이동을 포함한 다음의 영향에 견딜 수 있어야 한다.

(i) 131.1 m/s (430 ft/s) 속도로 움직이는 직경 12.7 mm (0.5 inch)의 알루미늄 구에 의한 충격 또는 손상

(ⅱ) 투영 표면적이 0.37 m2 (4 ft2) 이상인 구성품의 경우 103.4 kPa (15 lb/ft2)의 압력하중. 한쪽 치수가 1.22 m (4 ft) 이상인 경우 길이가 1.22 m (4 ft)인 것으로 가정한다.

(ⅲ) 소화제 분사시스템과 그 부착물 사이에 상대운동이 발생할 수 있는 곳에서 분사시스템을 따라 단일지점 가격(single point force)이 작용하여 0.152 m (6 inch) 이동 (다만, 동체 외형에 의해 제한되는 경우는 예외 한다)

(ⅳ) 본 (b)(3)(i) 부터 (ⅲ)의 조항은 (c)(2)항에 따라 컴포넌트가 다중화 설계되고 격리된 경우 또는 화물실에서 원격 위치에 장착된 경우에는 적용하지 않는다.

(c) 최대 승객 60명 이상 또는 최대 총중량 45,359 kg (100,000 lb) 이상으로 승인받는 비행기는 다음을 만족하여야 한다.

(1) 최소 위험 폭탄 장소(LRBL)

비행기는 폭발로부터 비행에 필수적인(flight-critical) 구조물 및 계통을 가장 잘 보호할 수 있도록 폭탄 또는 기타 폭발장치를 집어넣을 수 있는 지정된 장소를 갖추어야 한다.

(2) 계통 생존성

(i) 실행 불가한 경우를 제외하고, 지속적인 안전한 비행 및 착륙에 필요한 비행기의 다중화 계통은 물리적으로 최소한 다음과 같은 직경을 갖는 구만큼 격리되어야 한다.

여기서 는 25.365(e)(2)의 정의에 따름

D는 1.54 m (5.05 feet)를 초과하지 않아도 됨

구만큼의 격리는 동체내의 모든 곳에 적용되어야 한다. 반구만큼의 격리는 전방 벌크헤드 부분 및 객실 후방 벌크헤드 부분 및 화물실에 적용하는 것으로 제한한다.

(ⅱ) 본 (c)(2)(i)를 적용하기가 불가능한 경우, 해당 계통의 생존성을 극대화하기 위한 다른 설계 예방조치가 취해져야 한다.

(3) 수색이 용이한 내장재 설계

다음 영역에 해당하는 비행기 객실의 설계 특징은 무기, 폭발물, 기타 물건의 은닉을 어렵게 하거나 단순한 검사로 쉽게 발견할 수 있게 하여야 한다.

(i) 상단 짐칸(overhead bins)의 윗부분은 통로에서 육안으로 단순한 탐색으로 물체를 쉽게 찾을 수 있도록 설계되어야 한다. 체적 129 cm2 (20 in2) 이상의 물체를 은닉시키는 것이 어렵도록 하는 설계는 본 요건을 충족한다.

(ⅱ) 변기는 직경 50.8 mm (2.0 inch) 이상의 고체 물체를 통과시킬 수 없도록 설계되어야 한다.

(ⅲ) 구명조끼 또는 관련 저장 장소는 만진 흔적이 명백히 드러나도록 설계되어야 한다.

(d) 예외 적용

화물용으로만 사용하는 수송비행기는 본 항의 (b)(1), (b)(3), 및 (c)(2)만을 충족하여도 된다.

비상설비

(a) 비상착수설비에 대한 증명이 요구되는 경우에는 비행기가 25.807(e)항, 25.1411항 및 25.1415(a)항의 기준에 적합하여야 한다.

(b) 물위에 비상착륙을 할 때, 비행기의 움직임에 의해 탑승자가 즉시 부상을 입거나 또는 탈출하는 것이 불가능하게 되는 가능성을 최소화하는 것과 비행기의 일반적인 특성을 비교하는 실질적인 설계평가가 이루어 져야 한다.

(c) 물위에 착륙할 때 비행기에 일어나는 상태를 모형시험이나 비상착수특성이 알려져 있는 유사한 형식의 비행기를 비교하는 방법으로 조사하여야 한다. 이때 공기 흡입구, 플랩, 돌출물 기타 비행기의 유체역학적 특성에 영향을 미칠 수 있는 모든 요소를 고려하여야 한다.

(d) 물위에 착륙할 때에 예상되는 통상적인 수상조건에서 탑승자 전원이 비행기를 떠나서 25.1415항의 기준에 의한 구명정을 탈 때까지 비행기가 떠 있는 것과 균형 잡는 것이 가능함을 입증하여야 한다. 부력과 균형을 계산하여 이에 대한 적합성을 입증하는 경우, 구조부위 파손 및 침수를 적절히 고려하여야 한다. 연료방출장치를 장착한 비행기의 연료탱크가 누설 없이 비상착수를 견딜 수 있다고 예측되는 경우에는 방출 가능한 연료체적을 부력체적으로 고려할 수 있다.

(e) 물위에 착륙할 때 비행기에 일어나는 상태((c)항 및 (d)항에서 규정하는)에서 출구문과 창문의 파괴로 인한 영향을 고려하지 않는 경우에는 출구문과 창에 발생 가능한 최대 국부압력에 견디도록 설계하여야 한다.

(a) 충돌 착륙시 비행기에 화재가 나는 것을 고려하여, 객실 및 조종실에는 착륙장치를 편 상태에서도 접은 상태와 마찬가지로 신속한 탈출이 가능한 비상수단이 있어야 한다.

(b) 예비

(c) 승객정원이 44인을 넘는 비행기는, 모의 비상 상황으로 운용 규칙에서 요구하는 승무원 수를 포함하는 최대 탑승객이 90초 이내에 비행기에서 지상으로 탈출할 수 있다는 것을 입증하여야 한다. 이 요구조건에 대한 적합성은 부록 J.에 규정된 시험기준으로 실물 시험을 함으로써 입증하여야 하나, 해석과 시험을 조합하여 실물 시험과 동등한 자료를 얻을 수 있다고 국토교통부장관이 인정하는 경우에는 해석과 시험을 조합하여 입증할 수 있다.

(d) 예비

(e) 예비

(a) 형식 : 비상탈출구의 형식은 다음과 같다.

(1) 형식 I : 폭 61cm(24in) 이상, 높이 122cm(48in)이상인 사각형의 탈출구로, 모서리는 반지름이 20cm(8in) 이하인 둥근 형태이며, 높이가 객실바닥면과 같아야 한다.

(2) 형식 II : 폭 51cm(20in) 이상, 높이 112cm(44in)이상인 사각형의 탈출구로, 모서리는 반지름이 17cm(7in) 이하인 둥근 형태일 것. 형식 II 비상탈출구는 그 높이가 객실바닥면과 같아야 하지만, 주익 위에 있는 경우에는 문턱의 높이가 기체 안쪽에서는 25cm(10in)이하, 기체 바깥쪽으로는 43cm(17in) 이하인 것이 허용된다.

(3) 형식 III : 폭 51cm(20in) 이상, 높이 91cm(36in) 이상인 사각형의 탈출구로, 모서리는 반지름이 17cm(7in) 이하인 둥근 형태이며, 문턱의 높이가 기체내부 쪽에서 50cm(20in)이하인 것. 탈출구가 주익 위에 있는 경우에는, 문턱의 높이가 기체 바깥쪽으로 69cm(27in) 이하인 것.

(4) 형식 IV : 폭 48cm(19in)이상, 높이 66cm(26in)이상인 사각형의 탈출구로, 모서리는 반지름이 16cm(6.3in) 이하인 둥근 형태이며, 턱의 높이가 기체 안쪽에서는 74cm(29in)이하, 기체 바깥쪽으로는 91cm(36in) 이하인 문으로서 주익 위에 배치함.

(5) 동체하부 비상탈출구 : 객실에서 여압격벽과 동체하부 표피를 통과하는 탈출구. 이 탈출구의 크기와 물리적인 형태는, 비행기의 착륙장치를 내리고 통상적인 지상 자세에 있을 때 적어도 형식 I 비상탈출구 이상의 탈출능력을 가지도록 결정한다.

(6) 꼬리부분 비상탈출구 : 객실에서 여압격벽과 여압격벽후방으로 열리며, 꼬리부분을 통하여 비상 탈출이 가능한 형태의 탈출구로써 꼬리부분 탈출구를 여는 방법은 간단명료하고, 일회 조작만으로 가능할 것.

(7) 형식 A : 폭 107cm(42in) 이상, 높이 183cm(72in) 이상인 사각형의 탈출구로 모서리는 반지름이 17cm(7in) 이하인 둥근 형태이며 높이가 객실바닥면과 같다.

(8) 형식 B : 폭 81cm(32in) 이상, 높이 183cm(72in)이상인 사각형 탈출구로 모서리는 반지름이 15cm(6in) 이하인 둥근 형태이며 높이가 객실바닥면과 같다.

(9) 형식 C : 폭 75cm(30in) 이상, 높이 121cm(48in)이상인 사각형의 탈출구로 모서리는 반지름이 25cm(10in) 이하인 둥근 형태이며 높이가 객실바닥면과 같다.

(b) 내딛는 거리 : 본 절에서 규정하는 내딛는 거리는 요구되는 탈출구 밑부분부터 육안이나 촉감으로 찾을 필요 없이 충분히 크고 기체 밖으로 뻗은 유용한 발판까지의 실제거리를 말한다.

(c) 규격보다 큰 비상탈출구 : 본 절에서 규정한 것보다 큰 탈출구는 형태에 상관없이(사각형이 아니어도 무방함) 규정된 탈출구가 통과할 수 있는 크기로서 기체 안쪽과 바깥쪽 턱의 높이가 기준에 적합하다면 이를 사용할 수 있다.

(d) 비대칭. 한쌍으로 이루어진 출구는 완전히 대칭이거나 동일한 크기일 필요는 없으나, 본 절의 (g)항의 규정에 따른 승객 좌석수는 2개의 출구 중 더 작은 것을 기준으로 해야 한다.

(e) 균등성 : 출구는 승객의 좌석분포를 고려하여 균등하게 배치하여야 한다.

(f) 위치

(1) 승객용 비상탈출구는 승객들이 접근할 수 있어야 하고 승객의 탈출에 가장 효과적인 수단을 제공할 수 있는 곳에 위치하여야 한다.

(2) 비행기에 동체하부 또는 꼬리부분 비상탈출구가 없고 각 측면에 오직 한 개씩의 객실 바닥높이 탈출구가 있는 경우에는 다른 위치가 보다 효과적인 승객탈출 수단을 제공하지 않는 한, 객실의 뒤쪽 부분에 있어야 한다.

(3) 비행기가 승객운송과 화물수송을 하는 복합사양이 아니고 각 측면에 한 개 이상의 객실 바닥높이 탈출구가 있는 경우에는 객실의 양쪽 전후방 끝부분에 바닥 높이 탈출구가 한 개 이상씩 배치되어야 한다.

(4) 동체 각각의 측면에 하나 이상의 승객용 비상 탈출구가 요구되는 비행기의 경우, 승객용 탈출구는 동체의 같은 객실의 같은 측면에서 가장 인접한 승객용 비상 탈출구로부터 60ft 이상 떨어져서는 안 된다. 이 때 가장 가까운 출입구 사이의 거리는 비행기의 길이 방향 축에 평행하게 측정하여야 한다.

(g) 요구되는 형식 및 수량 : 허용되는 최대 승객 좌석수는 동체 양쪽에 설치하는 탈출구의 형식과 수량에 따른다. 다음 (g)(1)항에서 (g)(9)항까지 제한되는 경우를 제외하고, 동체 양쪽에 설치하는 특정 형식의 탈출구 별로 허용되는 최대 승객 좌석수는 다음 표와 같다.

탈출구 형식 | 최대 승객 좌석수

형식 A | 110

형식 B | 75

형식 C | 55

형식 I | 45

형식 II | 40

형식 III | 35

형식 IV | 9

(1) 승객 정원이 1∼9인승인 비행기는 기체 양쪽에 형식 IV나 그 보다 큰 주익위로 통하는 출구가 한 개 이상씩 구비해야 한다. 만약, 주익위로 통하는 출구가 없는 경우에는 기체 양쪽에 형식 III 규격보다 큰 탈출구가 기체 양쪽에 한 개 이상씩 구비해야 한다.

(2) 승객 정원이 9인승을 초과하는 비행기는 모든 출구가 형식 III 이거나 그 보다 커야 한다.

(3) 승객 정원이 10∼19인승인 비행기는 기체 양쪽에 형식 III 나 그 보다 큰 탈출구가 한 개 이상씩 있어야 한다.

(4) 승객 정원이 20∼40인승인 비행기는 기체 양쪽에 형식 II 나 그 보다 큰 탈출구가 두개 이상씩 있어야 한다.

(5) 승객 정원이 41∼110인승인 비행기는 기체 양쪽에 두개 이상씩의 출구가 있어야 하며, 그 중 한 개는 형식 I 이거나 그 보다 커야 한다.

(6) 승객 정원이 110인승을 초과하는 비행기는 기체 양쪽에 형식 I 나 그 보다 큰 탈출구가 두개 이상씩 있어야 한다.

(7) 형식 III의 출구에 허용되는 최대 승객수는 70명이며 기체 양쪽에 3인 이하의 좌석으로 분리된 두개의 형식 III의 출구에 허용되는 최대 승객수는 각각 65명이다.

(8) 형식 A나 형식 B, 또는 형식 C인 출구를 구비한 경우에는 기체 양쪽에 형식 C 또는 그 보다 큰 탈출구가 두개 이상씩 있어야 한다.

(9) 동체하부 탈출구나 꼬리부분 탈출구가 장착되었으며, 비행기의 착륙장치가 하나 이상 붕괴되어 출구에 가장 불리한 상태로 비행기가 위치한 상태에서 출구의 탈출비율이 최소한 형식 III와 동일한 경우에는, 다음과 같은 승객 정원 증가를 허용한다.

(i) 동체 하부 탈출구의 경우, 12명 추가 허용

(ii) 폭 50cm(20in) 이상, 높이 152cm(60in) 이상이고, 모서리의 반지름이 17cm(7in) 이하인 둥근 형태로서 높이가 객실바닥면과 같은 꼬리부분 출구가 압력격벽 내에 있으며, 25.810(a)항에서 규정하는 승인된 보조수단이 있는 경우에는, 25명 추가 허용

(iii) 발을 올려서 내려딛는 것을 기준으로 할 때, 형식 III 비상탈출구 이상의 규격인 꼬리부분 출구가 압력격벽 내에 있고 출구의 입구 상단과 객실바닥면 사이의 거리가 142cm(56in) 이상인 경우에는, 15명 추가 허용

(h) 기타 출구 : 다음의 출구들은 25.809항부터 25.812항까지의 비상출구 관련 요건을 만족해야 하며, 다음과 같은 출구에 쉽게 접근할 수 있어야 한다.

(1) 최소 요구 비상탈출구 외에 여분으로 설치된 객실 내의 각 비상탈출구

(2) 객실에서 접근 가능하며 형식 II 출구 크기 이상이나 폭은 117cm(46inch)보다 작은 바닥 높이의 문이나 출구

(3) 기타의 동체하부 또는 꼬리부분 탈출구

(i) 승객용 비상착수 탈출구 : (g)항의 기준에 따른 비상탈출구 요구조건을 만족하지 않은 비행기는 비상착수증명의 해당여부에 관계없이, 다음과 같은 요구조건에 따른 비상착수 탈출구가 있어야 한다.

(1) 조종사를 제외한 승객정원이 9인 이하인 비행기의 경우에는 수면 위에 위치하는 형식 IV 출구규격 이상인 출구가 비행기 양쪽에 하나 이상씩 있어야 한다.

(2) 조종사를 제외한 승객정원이 10인 이상인 경우에는 수면 위에 위치하는 출구가 비행기 한 면에 하나 있어야 한다. 이 출구는 적어도 35인긍 비행기에 해당하는 형식 III 출구의 치수보다 커야 한다. 이러한 출구가 비행기의 객실에 두 개 이상 설치되어 있는 경우 양 면에 하나씩 설치한다. 비상착수 상태에서 탈출성능이 향상되었음을 입증하는 다른 수단이 있거나 보다 큰 출구를 사용하는 경우에는, 출구 당 승객수의 비율을 증가시킬 수 있다.

(3) 수면 위에 위치하는 측면출구를 설치할 수 없는 경우에는 쉽게 접근이 가능한 해치(Hatch)를 비행기 상부에 요구되는 측면출구의 개수만큼 장착해야 한다. 해치의 크기는 형식 III 출구규격 이상이어야 한다. 단, 조종사를 제외한 비행기의 승객정원이 35인 이하인 경우에는 요구되는 형식 III 의 측면출구 두개를 상부 해치 한 개로 대체할 수 있다.

(j) 조종승무원 비상 탈출구 : 승객용 비상탈출구가 조종석 부근에 있으나, 조종승무원이 편리하고 쉽게 접근할 수 없는 비행기와 승객수가 20인 이상인 비행기의 경우에는 조종석 내에 비상탈출구가 위치하여야 한다. 이러한 출구는 조종승무원의 신속한 탈출이 가능하도록 충분한 크기와 적당한 위치에 있어야 한다. 비행기의 각 측면에 하나의 출구가 있거나 또는 대안으로 상부에 해치(hatch)가 있어야 한다. 일반 조종승무원에 의해 탈출 용도로 충분히 사용할 수 있음을 입증하지 않으면, 각 탈출구는 적어도 48 × 50 cm(19 × 20 in)의 직사각형 형태로 주변의 장해물 없이 열려야 한다.

(a) 조종사용 비상탈출구를 포함한 모든 비상탈출구는 기체 외벽에 장착된 움직이는 문 또는 해치 형태로 되어야 하며, 바깥쪽으로 열릴 때 장애물이 없어야 한다. 추가적으로, 각각의 비상탈출구에는 비상탈출구가 닫힌 경우에도 외부 상황을 조망 할 수 있는 수단이 구비되어야 한다. 이때, 외부 상황을 조망할 수 있는 수단은 비상탈출구 또는 인접한 부분에 위치하여야 하며, 비상탈출구와 외부조망 수단 사이에는 장애물이 없어야 한다. 외부 조망 수단은 착륙장치가 펼쳐져 있거나 부러진 상태에서 모든 등화가 점등되어 있을 때 탈출승객의 지상 도달 예상 지역을 조망할 수 있어야 한다.

(b) 비상탈출구는 비행기 내부와 외부에서 열 수 있어야 한다. 단, 조종실에 용이하게 들어갈 수 있는 승인된 다른 출구가 있는 경우에는 조종실에 있는 열리는 창문을 사용한 비상탈출구는 비행기 외부에서 열 수 없어도 좋다. 기체의 변형이 없는 경우 다음과 같은 상태에서 모든 비상탈출구를 열 수 있어야 한다.

(1) 정상지상자세 및 한 개 이상의 착륙장치가 파손된 각각의 비행기 자세

(2) 열기 위한 장치를 작동한 후 탈출구가 완전히 열릴 때까지 시간은 10초 이내

(3) 비행기 내 비상탈출구 방향으로 승객들이 혼잡하게 몰려있는 경우

(c) 비상탈출구를 여는 방법은 간단명료하고 특별한 노력을 필요로 하지 않는 것이어야 하며, 비상탈출구는 어둠속에서도 비상탈출구에 도달하고 이를 작동할 수 있도록 잘 정돈되고 표시되어 있어야 한다. 조종사용 비상탈출구의 경우, 비상탈출구의 작동방법에 대한 훈련을 받은 승무원이 간단명료하게 열 수 있는 경우에는, 조종사용 비상탈출구를 내부에서 열 때 순차적인 조작(두개의 손잡이, 고리 조작 혹은 안전장치 해제 등과 같은)이 요구될 수도 있다.

(d) 비상상태에서 두개 이상의 출구를 개방하는 주계통이 단일 동력공급이나 동력작동계통인 경우에는 각각의 출구는 주계통이 고장난 상황에서 (b)항의 기준에 적합한 것이어야 한다. 주계통이 고장난 후, 탈출구를 수동으로 여는 것도 허용된다.

(e) 비상탈출구는 (b)항 및 (c)항의 요구조건에 적합함을 시험, 또는 해석과 시험을 조합하는 방법으로 입증하여야 한다.

(f) 모든 출입문의 위치는 관련 운용 절차에 따른 작동 시 이를 사용하는 사람이 프로펠러로 인한 위험성이 없는 곳에 설치되어야 한다.

(g) 비상탈출구는 가벼운 충돌착륙에 의해 기체가 변형된 경우에도 정체될 가능성을 최소화하기 위한 설비가 있어야 한다.

(h) 대형 터보제트 여객기의 운항규정에 의해 요구되는 동체하부 출입구 및 꼬리부분 출입구는 다음 내용을 구비하여야 한다.

(1) 비행 중에 열리는 것이 불가능하도록 설계, 제작할 것.

(2) 비행 중에 열리는 것이 불가능하도록 설계 및 제작되었다는 것을 명시한 76.2cm (30in) 떨어진 위치에서 읽을 수 있는 식별표시를 출구를 여는 장치 가까운 곳에 게시할 것.

(i) 각각의 비상탈출구는 비상시에 비상탈출구가 열림 상태가 되는 경우 비상탈출구를 열림 상태로 유지할 수 있는 수단이 구비되어야 한다. 비상탈출구가 열림 상태로 유지되는 경우 비상탈출구를 열림 상태로 유지하기 위한 별도의 조작이 요구되지 않아야 하며, 열림 상태의 유지를 해지하기 위해서는 능동적인 조작이 요구되도록 설계되어야 한다.

(a) 출구가 날개위로 나지 않은 형식 A, 형식 B, 형식 C 및 기타의 비상탈출구는 비행기가 착륙장치를 내린 지상상태에서 출구의 높이가 지상으로부터 1.8m(6ft)를 넘는 비행기의 경우에는 탑승자가 지상으로 내리는 것을 돕기 위한 승인된 보조수단이 있어야 한다.

(1) 승객용 비상탈출구의 보조수단은 자립식 미끄럼대 또는 이와 동등한 것이어야 하며, 형식 A 또는 형식 B인 탈출구의 경우에는 대피하는 사람이 동시에 두 줄로 나올 수 있어야 한다. 또한, 보조수단은 다음 (i)항부터 (v)항까지의 기준에 적합하게 설계되어야 한다.

(i) 보조수단은 자동적으로 펼쳐지는 것이어야 하고 탈출구를 여는 장치를 기내에서 작동시킨 때부터 완전히 열리는 중에 보조수단이 펼쳐지기 시작하여야 한다. 단, 여객 출입구 또는 서비스 문으로의 기능을 갖는 비상탈출구는 비상상태가 아닌 경우에 기내 또는 기외에서 정상적인 방법으로 열 때는 보조수단이 펼쳐지지 않는 방법을 강구하여야 한다.

(ii) 형식 C 탈출구에 장착되는 보조수단을 제외하고는 펼치기 시작한 후 6초 이내에 자동적으로 완전히 펼쳐져야 한다. 형식 C 탈출구에 장착되는 보조수단은 펼치기 시작한 후 10초 이내에 자동적으로 완전히 펼쳐져야 한다.

(iii) 보조수단의 길이는 한 개 또는 그 이상의 착륙장치가 파괴된 때에도 완전히 팽창했을 때 그 밑부분이 땅에서 지지됨으로써 탑승자가 안전하게 탈출할 수 있어야 한다.

(iv) 설비는 가장 불리한 방향에서 초속 12.9m(25노트)의 바람이 부는 상태에서 펼쳐질 수 있어야 하고, 완전히 펼쳐진 후에는 지상에서 한 사람의 도움으로 탑승자가 안전하게 지상으로 탈출할 수 있도록 계속 유지되어야 한다.

(v) 실물 크기의 모형이나 실제 비행기에 장착한 상태에서 보조수단의 펼침 및 팽창시험을 연속하여 5회 수행하여야 하며, 이때 실패가 없어야 하고 5회의 시험 중 적어도 3회는 하나의 대표 표본으로 수행하여야 한다. 표본 장비는 25.561(b)항에서 규정하는 관성력을 받은 후에도 계통의 주 팽창수단으로 펼쳐지고 팽창되어야 한다. 요구되는 시험 중에 계통의 일부가 고장나거나 적절하게 작동하지 않는 경우에는, 고장 또는 기능불량 원인을 완전하게 수정한 후 펼침 및 팽창시험을 연속하여 5회 수행하여야 하며, 이때 실패가 없어야 한다.

(2) 승무원용 비상탈출구의 보조수단은 사용목적에 적합함이 입증된 밧줄이나 또는 다른 장치이어도 좋다. 보조수단이 밧줄 또는 이와 동등하다고 승인된 장치인 경우에는, 다음 (i)항과 (ii)항을 만족하여야 한다.

(i) 비상탈출구 상부 또는 그보다 높은 구조 부재에 장착하여야 한다. 조종사의 비상탈출 창문에 있는 장치는 보관상태, 부착점 등이 비행 중에 조종사 시계를 감소시키지 않는 승인된 위치에 장착하여야 한다.

(ii) 밧줄과 그 부착점은 181kg(400lb)의 정적인 하중에 견딜 수 있어야 한다.

(b) 형식 A 또는 형식 B 탈출구가 주익 위에 위치하고 턱이 있는 경우에는 객실에서 날개까지 보조 수단이 있어야 한다. 단, 보조수단이 없더라도 주익 위로 출구가 있지 않은 같은 형식의 탈출구와 승객 대피율이 같거나 크다는 것을 입증하는 경우에는 적용되지 않는다. 보조수단이 요구되는 경우에는 출구가 열림과 동시에 자동적으로 펼쳐져서 똑바로 서야 한다. 형식 C 탈출구에 장착되는 보조수단은 펼치기 시작한 후 10초 이내에 팽창이 완료되어야 한다. 그 외에는 펼치기 시작한 후 6초 이내에 팽창이 완료되어야 한다.

(c) 모든 주익상의 탈출구는 탈출경로를 설정하여야 하며, 플랩 표면이 미끄럼대로서 적절한 경우 외에는 미끄럼 방지 표면으로 덮어야 한다. 탈출경로 상에 대피자의 탈출 경로 표시가 없는 경우에는 다음 (1)항과 (2)항을 충족하여야 한다.

(1) 형식 A 또는 형식 B인 승객 비상탈출구의 탈출경로 또는 두개의 형식 III 승객 비상탈출구의 공통 탈출경로는 폭이 106cm(42in) 이상이어야 하며, 다른 승객 비상탈출구의 탈출경로와는 61cm(24in) 이상의 간격이 있어야 한다.

(2) 탈출경로의 표면은 최소한 80% 이상의 반사율이 있어야 하며, 표면에 대해 5:1 이상의 대비율(Contrast ratio)로서 표시되어야 한다.

(d) 주익위로 탈출구가 있으며, 비행기가 착륙장치를 내린 상태로 지상에 있는 경우, (c)항에서 규정하는 탈출경로가 끝나는 지점에서 지면까지의 높이가 183cm(6feet) 이상인 형식 C 출구와 기타 다른 형식의 탈출구의 경우에는 대피자가 지면에 내리기 위한 보조수단을 제공하여야 한다.

(1) 탈출경로가 플랩 위에서 끝나는 경우에는 플랩을 이륙이나 착륙위치로 놓고 지면으로부터의 거리를 측정하여 그 중에서 큰 값을 탈출 경로의 끝 높이로 설정한다.

(2) 보조수단은 한 개 또는 그 이상의 착륙장치가 파괴되고, 가장 불리한 방향에서 초속 12.9m(25노트)의 바람이 부는 상태에서도 지지되고 사용할 수 있어야 한다.

(3) 형식 A 또는 형식 B인 승객 비상탈출구의 탈출경로를 제공하는 보조수단은 대피자가 동시에 두 줄로 탈출할 수 있어야 하며, 기타 다른 형태의 탈출구의 보조수단은 탈출경로가 요구하는 만큼의 평행한 줄로서 대피자가 탈출하 수 있어야 한다.

(4) 형식 C 탈출구의 탈출경로를 제공하는 보조수단은 출구가 열리는 시점으로부터 10초 이내에 자동적으로 펼쳐져야 하고, 기타 다른 형식 탈출구의 탈출경로를 제공하는 보조수단은 펼치지는 시점으로부터 10초 이내에 자동적으로 펼쳐져야 한다.

(e) 승객용 비상 탈출구로 승인된 출입문에 일체형 스텝(step)이 장착된 경우 스텝(step)은 다음의 조건에서 승객의 효과적인 비상 탈출에 장애가 없도록 설계되어야 한다.

(1) 문, 일체형 스텝(step) 및 작동장치는 25.561(b)(3)항에 명시된 관성력을 받고 있으며, 관성력은 주위 구조물에 상대적으로 각각 작용하고 있음.

(2) 비행기는 지상에서 정상 자세로 위치하고 있으며, 착륙장치가 하나 이상 붕괴되어 있는 각각의 자세

(a) 승객용 비상탈출구에는 도달방법 및 여는 방법을 명확히 표시하여야 한다.

(b) 승객용 비상탈출구의 식별표시 및 위치는 객실폭 만큼의 거리에서 인식할 수 있는 것이어야 한다.

(c) 짙은 연기가 있는 상태에서 탑승객이 비상탈출구 위치를 찾을 수 있는 방법이 강구되어 있어야 한다.

(d) 승객용 비상탈출구 위치는 탑승객이 주 객실통로를 따라서 접근할 때 볼 수 있는 표시로 나타내야 한다. 다음 (1)항부터 (3)항까지에서 규정하는 표시를 해야 한다.

(1) 각 승객용 비상탈출구에 가까운 통로 위쪽, 또는 머리위 공간이 낮을 경우는 보다 실용적인 다른 위쪽에 승객용 비상탈출구 위치 표시가 있어야 한다. 단, 표시를 통해 탈출구를 쉽게 볼 수 있다면, 두 개 이상의 탈출구를 한 개의 표시만으로도 나타낼 수 있다.

(2) 각 승객용 비상탈출구 옆에는 승객용 비상탈출구 표시를 해야 한다. 단, 표시를 통해 각 탈출구를 쉽게 찾을 수 있다면 두 개 이상의 탈출구를 한 개의 표시만으로 나타낼 수 있다.

(3) 격벽 또는 칸막이 반대방향에 있어서 눈에 띄지 않는 비상탈출구를 표시하기 위해 객실 전후방 시야를 방해하는 격벽 또는 칸막이 위에 표시를 해야 한다. 단, 이 장소에 표시를 하는 것이 불가능할 경우 다른 적당한 장소에 표시를 해도 무방하다.

(e) 기내의 탈출구 조작손잡이 위치 및 여는 방법은 다음 (1)항에서 (3)항까지의 방법으로 표시하여야 한다.

(1) 승객용 비상탈출구에는 76cm(30in) 거리에서 읽을 수 있는 표시가 탈출구 또는 가까운 곳에 있어야 한다.

(2) 형식 A, 형식 B, 형식 C, 또는 형식 I 승객용 비상탈출구의 조작손잡이는 다음 (i)항 또는 (ii)항과 같은 것이어야 한다.

(i) 160 마이크로람베르트(Micro- Lamberts) 이상의 초기 광도를 가진 발광성 손잡이

(ii) 비상탈출구에 탑승객이 운집한 경우에도 비상등에 의해 적절한 조명을 받고, 눈에 잘 띄는 위치에 있을 것.

(3) 예비

(4) 손잡이를 회전해서 여는 잠금장치가 있는 형식 A, 형식 B, 형식 C, 형식 I 또는 형식 II 승객용 비상탈출구에 대해서는 다음 (i)항부터 (iii)항까지의 표시

(i) 화살표 폭이 1.9cm(3/4in)이상이고 머리폭은 축의 2배이며, 손잡이 길이의 3/4에 해당하는 반경으로 70°이상 연장된 원호 형태의 적색화살표

(ii) 손잡이를 끝까지 조작하여 잠금장치를 해제했을 때, 탈출구 손잡이 중심선이 화살표 끝점에서 ±2.5cm(±1in) 이내에 있을 것.

(iii) 화살표 끝점 가까운 곳에 높이가 2.5cm(1in)이고 적색인 “열림”이라는 단어를 수평으로 표시할 것

(f) 비행기 외부에서 열 수 있어야하는 비상탈출구는 및 이러한 사항과 여는 방법을 기체외부에 표시하여야 한다. 또한, 다음 (1)항부터 (3)항까지의 기준을 적용한다.

(1) 기체 측면의 승객용 비상탈출구를 나타내는 외부 표시로 5cm(2in) 넓이의 유색 선으로 탈출구 윤곽을 나타내야 한다.

(2) 유색선을 포함한 기체 외부 표시는 주변 동체표면 가운데에서 용이하게 식별되도록 대조되는 색이어야 한다. 어두운 색의 반사율이 15% 이하인 경우에는 밝은색 반사율이 45% 이상이 되도록 대조시켜야 한다. “반사율”이란 물체가 받는 광량에 대해 반사하는 비율을 말한다. 어두운 색의 반사율이 15%를 넘는 경우는, 그 반사율과 밝은 색의 반사율은 30%이상 차이가 있어야 한다.

(3) 동체하부 탈출구 또는 꼬리부분 탈출구와 같은 기체 측면에 있지 않은 탈출구는, 외부에서 여는 방법과 지침을 눈에 잘 띄도록 적색으로 표시하여야 한다. 단, 기체표면색 때문에 적색이 눈에 띄지 않는 경우에는 밝은 황연색(Chrome Yellow)으로 표시하여야 한다. 기체의 한쪽에서만 열 수 있는 경우에는 반대쪽에 그 내용을 눈에 잘 띄도록 표시하여야 한다.

(g) 상기(d)항에 의해 요구되는 표시에는 “비상탈출구” 대신 “출구”라는 단어를 사용할 수 있다.

(a) 비상조명 시스템은 주 조명계통과는 독립적으로 작동될 수 있도록 장착되어야 한다. 단, 비상조명계통의 동력원이 주 조명계통의 동력원과 독립된 경우, 일반적인 객실내부 조명원은 비상조명계통과 주 조명계통에서 공통으로 사용할 수 있다. 비상조명계통은 다음 (1)항과 (2)항에 적합하여야 한다.

(1) 비상탈출구 표시 및 그 위치를 나타내는 표시의 조명, 일반적인 객실 조명, 비상탈출구 구역의 내부 조명 및 바닥 가까이의 탈출경로 표시

(2) 외부 비상조명 구비

(b) 비상탈출구 표시

(1) 조종사석을 제외한 승객정원이 10인 이상인 비행기에 있어서는 다음 (i)항 및 (ii)항의 요구조건에 적합하여야 한다.

(i) 25.811(d)(1)항에서 규정하는 승객용 비상탈출구 위치표시 및 25.811(d)(2)항에서 규정하는 승객용 비상탈출구 표시는 조명이 있는 백색바탕에 높이 3.8cm (1.5in)이상의 적색문자 또는 보편적인 상징(이미지)로 표시하여야 하며, 문자를 제외한 면적이 135㎠(21in2) 이상이어야 한다. 조명이 있는 바탕과 문자의 명암대비는 10:1 이상이어야 한다. 문자 획의 높이와 폭의 비율은 6:1～7:1 이어야 한다. 이 표시들은 밝기가 85.65cd/m2(25foot-lambert)이상인 바탕을 비추는 전기적인 내부조명이 있어야하며, 바탕 명암 대비가 3:1 이하인 것이어야 한다.

(ii) 25.811(d)(3)“항에서 규정하는 승객용 비상탈출구 표시는 백색바탕에 높이 3.8 cm(1.5in)이상인 적색문자로 표시하여야 하며, 문자를 제외한 면적이 135㎠(21in2) 이상이어야 한다. 이 표시는 전기적인 내부조명이 있거나 또는 전기적이 아닌 방법에 의한 발광성이 있어야 하며, 초기 광도가 1.27cd/m2(400 microlambert) 이상이어야 한다. 전기적이 아닌 방법에 의한 발광성이 있는 표시는 배경과 문자색을 반대로 할 수 있다.

(2) 조종사석을 제외한 승객정원이 9인 이하인 비행기는 25.811(d)(1)항, (2)항 및 (3)항에서 정하는 표시를 높이 5cm(2in) 이상의 백색바탕에 높이 2.5cm(1in) 이상인 적색문자로 표시하여야 한다. 이 표시는 전기적인 내부조명이 있거나 또는 전기적이 아닌 방법에 의한 발광성이 있어야 하며, 초기 광도가 0.509cd/m2(160microlambert) 이상이어야 한다. 전기적이 아닌 방법에 의한 발광성이 있는 표시는 배경과 문자색을 반대로 할 수 있다.

(c) 객실 내에는 일반적인 조명이 제공되어야 하고, 조명의 밝기는 주 승객통로의 중심선과 주 통로간의 교차점에서 좌석팔걸이 높이로 102cm(40in) 간격으로 측정할 때 평균 조도는 0.54룩스(0.05Foot Candle) 이상이어야 하며, 각각의 측정값은 0.11룩스(0.01 Foot Candle)이상이어야 한다. 주 승객통로는 기체의 가장 앞부분에 있는 승객용 비상탈출구(또는 탑승자 좌석)부터 가장 뒤쪽의 승객용 비상탈출구(또는 탑승자 좌석)까지의 기체 길이방향 통로를 말한다.

(d) 승객용 비상탈출구에 도달하기 위한 주 통로와 탈출구 사이의 통로바닥에는 조명이 있어야 하며, 조명의 광도는 승객 탈출경로의 중심선을 따라 바닥과 평행하게 15cm(6in)이내의 높이로 측정하였을 때, 0.21룩스(0.02 Foot Candle) 이상이어야 한다.

(e) 객실통로 바닥으로부터 1.2m(4ft) 이상 높이의 모든 조명원을 전부 인식할 수 없는 경우에도 승객의 비상탈출을 안내하기 위해, 바닥에 인접한 비상탈출 경로 표시를 해야 한다. 바닥에 인접한 비상탈출 경로표시는 밤에 캄캄할 때 승객이 다음 (1)항 및 (2)항과 같이 할 수 있어야 한다.

(1) 승객이 좌석을 떠난 후 가장 가까운 탈출구 또는 좌석 전방 및 후방 탈출구까지의 비상탈출 경로를 객실 통로 바닥을 따라 육안으로 확인할 수 있을 것.

(2) 객실바닥으로부터 1.2m(4ft) 이하의 높이에 있는 표시 및 시각적 특징만을 참조함으로써, 비상탈출경로에 의해 각 탈출구를 용이하게 확인할 수 있을 것.

(f) 한 개의 보조수단 만을 지원하며 비행기의 주 비상 조명계통과는 독립적이고, 보조수단이 작동될 때 자동적으로 작동하도록 설비된 부계통((h)항의 기준에 따라 구비되는 부계통)을 제외한 다른 비상 조명계통은 다음의 (1), (2) 및 (3)와 같이 설계하여야 한다.

(1) 조명은 조종 승무원실과 정규 객실승무원 좌석에 쉽게 도달할 수 있는 객실 내의 장소에서 수동으로 작동할 수 있어야 한다.

(2) 비상조명 조작 장치가 “준비(Armed)”되지 않은 상태에서 비행기에 전원을 공급할 때, 점등하는 운항승무원 경고등이 있어야 한다.

(3) 조종실 조작장치에는 "켬(On)" "끔(Off)" 및 “준비(Armed)” 위치가 있고, 조종실에서 “준비” 위치로 놓거나 또는 조종실이나 객실승무원석에서 “On" 상태로 놓은 경우, 비행기의 통상 전력공급이 중단(충돌착륙으로 기체 일부분이 옆으로 절단되고 분리되어 전력공급이 중단된 경우는 제외)된 때에는 점등되어 켜져 있어야 한다. 조작 장치에는 조작 장치가 “준비” 또는 “켬” 위치에 있을 때, 부주의하게 변경되지 않는 보호 장치가 있어야 한다.

(g) 다음과 같은 외부 비상조명장치가 있어야 한다.

(1) 주익 위에 있는 비상탈출구의 조명은 다음과 같아야 한다.

(i) 대피자가 객실 밖으로 첫발을 내디딘다고 생각되는 장소, 면적이 0.18㎡(2ft2)인 구역의 조도는 0.32룩스(0.03 Foot Candle) 이상일 것. 이 때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다.

(ii) 25.810(c)항에서 정한 탈출경로 중 출구로부터 가장 멀리 떨어진 지점으로부터 미끄럼 방지 부분을 따라 30% 위치까지 광도를 측정했을 때, 형식 A 날개 비상구의 경우에는 107cm(42inch) 이상, 기타 형식의 날개 비상구의 경우에는 61cm(24inch) 이상의 폭에 걸쳐 0.53룩스(0.05 ft candle) 이상의 조도가 나와야 한다. 이때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다.

(iii) 비행기가 착륙장치를 내린 상태에서 대피자가 설정된 탈출경로를 사용하여 최초로 지면에 닿을 것으로 예상되는 지표면의 조도는 0.32룩스(0.03 Foot candle) 이상일 것. 이 때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다.

(2) 25.810(a)항의 기준에 의해 탑승자가 지면으로 내리는 것을 돕기 위한 보조 장치가 요구되지 않는 주익 위에 있지 않은 비상탈출구의 조명은 비행기가 착륙장치를 내린 상태에서 대피자가 최초로 객실 외부의 지면에 닿을 것으로 예상되는 지표면에서의 조도가 0.32룩스(0.03 Foot candle) 이상이되도록 해야 한다. 이때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다.

(h) 탑승자가 지면에 내리는 것을 돕는 25.810(a)항 및 25.810(d)항에서 규정하는 보조장치는 보조장치의 작동을 비행기에서 볼 수 있도록 조명이 구비되어 있어야 한다.

(1) 외부 비상조명으로 보조장치를 비추는 경우 비행기의 착륙장치가 한 개 또는 그 이상이 파손된 자세로 대피자가 설정된 탈출경로를 사용하여 최초로 지면에 닿을 것으로 예상되는 보조수단의 지면쪽 끝에서 조도는 0.32룩스(0.03 Foot candle) 이상일 것. 이 때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다.

(2) 한 개의 보조수단 만을 지원하며 비행기의 주 비상 조명계통과는 독립적이고 보조수단이 완전히 펼쳐진 때 자동적으로 작동하는 비상조명 부계통은 다음 (i)항 및 (ii)항과 같아야 한다.

(i) 적재 장소에 의해 부정적인 영향을 받지 않아야 한다.

(ii) 비행기의 착륙장치가 한 개 또는 그 이상이 파손된 자세로 대피자가 설정된 탈출경로를 사용하여 최초로 지면에 닿을 것으로 예상되는 보조수단의 지면쪽 끝에서 조도는 0.32룩스(0.03 Foot candle) 이상일 것. 이 때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다.

(i) 각 비상조명장치의 동력공급은 비상착륙 후 최악의 환경조건에서 요구되는 조명도를 10분 이상 제공하여야 한다.

(j) 비상조명계통의 동력공급원으로 축전지를 사용하는 경우 비행기의 주 전원계통으로 충전해도 좋다. 단, 충전회로는 회로의 결함으로 인해 부주의한 방전이 발생하지 않도록 설계되어야 한다.

(k) 축전지, 전선 연결장치, 전구 및 스위치 등을 포함한 비상조명계통의 구성부품은, 25.561(b)항에서 규정하는 관성력을 받은 후에도 정상적으로 작동하여야 한다.

(l) 비상 조명계통은 충돌착륙으로 기체 일부분이 옆으로 절단되고 분리된 후에도 다음의 (1)항～(3)항에 적합하도록 설계된 것이어야 한다.

(1) 본 절에서 규정하는 모든 전기적인 비상조명은 작동되지 않는 것이 25% 이하일 것. (분리로 인한 직접 파손 포함)

(2) 25.811(d)(2)항에서 규정하는 비상탈출구 표시에 전기적인 조명이 사용되는 경우 절단에 의해서 직접 손상된 것 외에는 작동 상태로 남아 있을 것.

(3) 절단에 의해서 직접 손상한 것을 제외하고 비행기 각 측면에는 외부 비상용 등화 한 개 이상이 작동하고 있을 것.

각각의 요구되는 비상탈출구는 승객이 접근할 수 있어야 하고 효과적인 탈출수단을 제공할 수 있는 곳에 위치하여야 한다. 비상탈출구의 배치는 가능한 균등해야 하며 승객의 분포를 고려해야 하지만, 객실 양쪽에 있는 탈출구의 크기나 위치가 대칭일 필요는 없다. 비행기에 기체하부 탈출구나 꼬리부분 탈출구가 없고 기체 양쪽에 오직 하나씩의 객실높이 탈출구만 있다면, 다른 위치가 승객에게 보다 효과적인 탈출수단을 제공할 수 있는 경우 외에는, 탈출구가 객실 뒤쪽으로 치우쳐 있어야 한다. 승객과 화물을 동시에 수송하는 형태의 비행기를 제외하고, 양쪽 측면에 객실높이 탈출구가 하나 이상씩인 비행기는 객실의 앞, 뒤 양끝에 최소한 하나의 탈출구를 배치하여야 한다. 또한 다음 (a)항에서 (f)항까지의 기준을 만족하여야 한다.

(a) 각각의 승객좌석과 가장 가까운 주요 통로로부터 형식 A, 형식 B, 형식 C, 형식 I 혹은 형식 II 비상탈출구까지 유도하는 통로가 있어야 한다. 형식 A 또는 형식 B 비상탈출구까지 유도하는 통로는 장애물이 없어야 하며, 폭은 91cm(36in) 이상이어야 한다. 각 승객의 좌석으로부터 형식 C, 형식 I 혹은 형식 II 비상탈출구까지 유도하는 통로는 장애물이 없어야 하며, 폭은 51cm(20in) 이상이어야 한다. 주 통로가 한 개뿐이라면, 각 형식 A, 형식 B 탈출구는 승객이 주 통로를 따라서 앞과 뒤 양쪽에서 탈출구까지 올 수 있도록 배치하여야 한다. 두개 이상의 주 통로가 있는 경우에는, 주 통로들 사이에는 폭 51cm(20in) 이상인 장애물이 없는 연결통로가 있어야 한다. 또 다음과 같은 것이 있어야 한다.

(1) 가장 가까운 주 통로와 형식 A 또는 형식 B 탈출구 사이의 통로로 직접 유도하는 연결통로

(2) 가장 가까운 주 통로와 형식 I, 형식 II 또는 형식 III 탈출구 사이의 통로 근처로 즉시 유도하는 연결통로. 단, 두개의 형식 III 탈출구가 승객열 세 개 이내에 인접해 있을 때는, 가장 가까운 주 통로로부터 탈출구 사이의 통로 근처로 유도하는 한 개의 연결통로를 사용할 수 있다.

(b) 승무원이 승객탈출을 돕기 위한 다음과 같은 적절한 공간이 있어야 한다.

(1) 승객을 돕기 위해 설정된 공간은 객실바닥에 승무원이 선채로 대피자들을 돕기에 충분한 사각형의 공간이어야 하며, 승객을 돕는 공간으로 인하여 탈출구에서 요구되는 장애물 없는 통로의 폭이 감소되지 않아야 한다.

(2) 25.810(a)항에서 규정하는 승객이 탈출구로부터 지면으로 내리는 보조수단 여부에 상관없이, 형식 A 또는 형식 B 탈출구 양쪽에는 승무원이 승객을 돕기 위한 보조 공간이 있어야 한다.

(3) 각각의 형식 C, 형식 I, 형식 II 비상탈출구가 설치된 80석 이상의 비행기에는 25.810(a)항에서 규정하는 승객이 탈출구로부터 지면으로 내리는 보조수단에 관계없이 승무원이 승객을 돕기 위한 보조 공간이 승객통로 한쪽에 제공되어야 한다.

(4) 25.810(a)항에서 규정하는 승객이 탈출구로부터 지면으로 내리는 보조수단이 요구되어지는 경우 각각의 형식 C, 형식 I, 형식 II 비상탈출구에는 승무원이 승객을 돕기 위한 보조 공간이 승객통로 한쪽에 제공되어야 한다.

(5) 25.807(d)(3)(ii)항의 규정에 따라 25석의 추가 좌석인가를 위하여 설치한 항공기 꼬리 부분의 출구의 경우, 25.810(a)항에서 요구하는 보조수단이 필요하다면 승무원이 승객을 돕기 위한 보조공간이 있어야 한다.

(6) 각각의 보조공간에는 다음과 같은 조건에서 승무원의 위치를 지지해 주기 위한 하나 이상의 손잡이가 장착되어야 한다.

(i) 보조수단을 수동으로 작동 시(해당되는 경우)

(ii) 승객들의 탈출 중 승객지원 시

(c) 형식 III 또는 형식 IV 탈출구에는 다음과 같은 것이 있어야 한다.

(1) 가장 가까운 통로로부터 각 탈출구까지 접근로가 있어야 한다. 또한, 승객정원이 60인승 이상인 비행기의 형식 III 탈출구에는 다음 (i)항, (ii)항과 같은 접근로가 있어야 한다.

(i) 다음 (ii)항과 같은 접근로가 없다면, 2열 이하의 좌석을 포함한 통로의 출구 쪽에, 좌석에 인접한 폭 25cm(10in) 이상인 장애물이 없는 통로로서 접근할 수 있어야 한다. 또는 3열 좌석을 가진 경우에는 폭이 51cm(20in) 이상이어야 한다. 통로의 폭은 출구에 인접한 좌석으로부터 가장 불리한 위치에 있는 물체와의 거리를 측정하여야 한다. 요구되는 통로의 중심선은 탈출구의 중심선과 12cm(5in) 이상의 차이가 있지 않아야 한다.

(ii) 좌석 열 사이에서는, 폭이 25cm(10in) 또는 51cm(20in)인 하나의 통로를 탈출구 근처의 장애물이 없는 공간으로 유도하는 폭 15cm(6in) 이상인 두 개의 통로로 대신할 수 있다. 통로의 폭은 출구에 인접한 좌석으로부터 가장 불리한 위치에 있는 물체와의 거리를 측정하여야 한다. 탈출구 주위 공간, 바닥부터 천장까지(또는 측면 적재칸 밑면까지), 기내에서 가장 좁은 좌석의 폭 보다는 넓은 탈출구 안쪽부분, 통로 앞쪽과 뒤쪽의 모서리 부분에는 장애물이 없어야 한다. 탈출구 출구는 앞쪽과 뒤쪽에 장애물이 없는 공간이 반드시 있어야 한다.

(2) 접근로 외에 추가 요구조건

(i) 승객 정원이 20인 이상인 비행기는, 탈출구를 열 때 장애물이 없어야 하며, 탈출구로부터 기내에서 가장 좁은 좌석의 폭 보다는 넓은 거리를 기준으로, 좌석, 침대, 또는 다른 돌기물(가장 불리한 위치에 있는 좌석 등받이 포함) 때문에 방해가 되지 않아야 한다.

(ii) 승객 정원이 19인 이하인 비행기는, 탈출구 효율성을 유지할 수 있는 보상요소가 있다면, 이 영역에 적은 장애물이 허용된다.

(3) 승객 정원에 상관없이 형식 III 비상탈출구에는 다음과 같은 게시물이 있어야 한다.

(i) 탈출구 가까운 곳에 있는 좌석에 앉아서 탈출구로 향하는 통로를 보고있는 승객이 읽을 수 있을 것

(ii) 탈출구 손잡이 사용법을 포함한 탈출구를 여는 적절한 방법을 정확히 기술하거나 설명한 것

(iii) 탈출구가 착탈식 뚜껑인 경우에는 뚜껑의 중량과 장탈 후 위치할 적절한 장소를 명시할 것

(d) 객실 내 승객좌석에서 어떤 비상탈출구에 가기 위해 객실사이 통로를 통과해야 하는 경우에는 그 통로에 장애물이 없어야 한다. 하지만 통과가 자유로운 경우에는, 커튼을 사용할 수 있다.

(e) 항공기 이륙과 착륙 시 승객이 앉을 수 있는 승객 좌석과 승객용 비상탈출구 사이에 탈출경로(객실 복도, 연결통로, 통로 포함)를 가로지르는 문을 설치하지 않아야 한다.

(f) 조종실 좌석을 제외한 항공기 이륙과 착륙 시 승무원이 앉을 수 있는 승무원 좌석에서 비상탈출구로 통하기 위하여 문을 통과해야 한다면 해당 문은 열린 상태로 고정하는 수단이 있어야 한다. 고정 수단은 문이 주위구조와 관련된 25.561(b)항에서 규정하는 극한 관성력을 받을 때 가해지는 하중을 견딜 수 있어야 한다.

승객 좌석사이의 승객용 통로 폭은 다음 표의 값 이상이어야 한다.

승객 정원수 | 승객용 통로 폭의 최소값

바닥에서 64cm (25in)미만인 곳 | 바닥에서 64cm (25in)이상인 곳

10인 이하 | 30cm(12in)※ | 38cm(15in)

11인에서 19인까지 | 30cm(12in) | 51cm(20in)

20인 이상 | 38cm(15in) | 51cm(20in)

※ 국토교통부장관이 요구하는 시험에 의해 입증된 경우에는 규정보다 좁은 것이 허용되지만, 그 값은 23cm(9in) 이상이어야 한다.

승객용 통로가 한 개밖에 없는 비행기는 통로 양쪽 옆의 좌석이 각각 세 개를 초과할 수 없다.

활주 또는 비행 중에는 사용하고 이착륙 중에는 사용하지 않는 서비스실이 기내의 객실바닥 아래에 있는 비행기는 다음사항이 적용된다.

(a) 각 객실바닥 아래 서비스실에는 사용자가 통상적인 조명상태 또는 비상조명상태에서 객실부분으로 신속하게 탈출하기 위한 비상 탈출경로가 양쪽 끝에 한 개씩(또는 충분히 떨어진 두 개) 있어야 한다. 탈출경로는 기력을 잃은 사람의 탈출에 적합하여야 한다. 탈출경로 사용을 동력장치에 의존하지 않아야 한다. 탈출경로는 화재, 기계적 혹은 구조적인 손상, 사람이 위에 서 있거나 기대고 있기 때문에 폐쇄될 가능성을 최소화하도록 설계하여야 한다. 비행기 주 전원계통 또는 주 조명계통이 고장난 경우 객실바닥 아래 서비스실에는 자동적으로 비상조명이 제공되어야 한다.

(b) 조종실과 객실바닥 아래 서비스실 사이에는 양방향 음성통신 수단이 있어야 한다.

(c) 통상 및 비상상태에서 조종실이나 객실바닥 높이인 비상 탈출구에 있는 승무원이 객실바닥 아래 서비스실 사용자에게 비상사태를 경보하고 서비스 실 사용자가 이를 들을 수 있는 음성 비상경보장치가 있어야 한다.

(d) 좌석벨트를 착용하여야 하는 상황에서 객실바닥 아래 서비스실 사용자가 이를 용이하게 감지할 수 있는 방법이 있어야 한다.

(e) 비행기에 공공 안내장치가 있는 경우에는 객실바닥 아래 서비스실에 스피커가 있어야 한다.

(f) 객실바닥 아래 서비스실에 탑승이 허용되는 사람을 위한 좌석에 앉았을 때, 최대비행하중을 견딜 수 있는 25.785(d)항의 기준에 적합한 좌석이 있어야 한다. 이 좌석은 앞쪽 또는 뒤쪽을 향하여야 한다.

(g) 사람이나 물품을 운반하기 위해서 객실바닥 아래 서비스실과 객실 사이에 장치한 동력식 승강장치는 다음 (1)항에서 (3)항까지의 기준에 적합하여야 한다.

(1) 비상정지버튼을 제외한 승강장치 바깥에 있는 승강기 조종스위치는 승강장치 문이나 다음 (3)항에 따라 요구되는 뚜껑이 열려있는 경우에 승강장치가 작동하지 않도록 설계하여야 한다.

(2) 조작 즉시 승강장치를 정지시키는 비상정비 버튼을 승강장치 내부와 아래, 위 각 입구에 설치하여야 한다.

(3) 승강장치가 어떠한 위치에 있더라도 사람이 승강장치에서 탈출할 수 있도록 내부 및 외부에서 도구 없이 열 수 있는 뚜껑이 있어야 한다.

모든 화장실 문은 화장실 내에 사람이 갇히지 않도록 설계되어야 한다. 잠금장치가 설치되어 있는 경우 특별한 공구의 도움 없이도 화장실 밖에서 잠금을 풀 수 있어야 한다.

환기계통 및 난방계통

(a) 객실 및 승무원실은 환기하여야 하며 승무원실은 승무원이 과도의 고통 또는 피로를 느끼는 것 없이 그 임무를 수행할 수 있도록 충분한 양[승무원 1인당 0.283㎥/min(10ft3/min)이상의 신선한 공기를 공급해서 환기하여야 한다.

(b) 승무원실 및 객실의 환기용 공기에는 유해한 또는 위험한 농도의 가스증기가 존재하지 않아야 한다. 이 요건에 적합하기 위해서 다음 기준을 적용한다.

(1) 일산화탄소의 농도는 용적에서 1/20,000 이상으로 되면 위험한 농도로 간주된다. 소정의 일산화탄소 탐지법을 이용해서 시험해도 좋다.

(2) 비행 중 탄산 Gas의 농도는 승객 또는 승무원이 거주하는 객실에서 용적(해면상당량)의 0.5%를 초과하지 않음을 증명하여야 한다.

(c) 환기계통, 난방계통, 여압계통 또는 기타의 계통 및 장치가 예상되는 고장 또는 기능불량이 일어났을 경우에 있어서 (b)항에서 규정하는 조건을 만족시키는 것이 가능하도록 설치해 두어야 한다.

(d) 승무원실에 위험한 양의 연기가 축적될 염려가 있는 경우에는 먼저 완전히 여압하고 그 후 안전한계 이하로 감압하지 않아도 되는 연기를 기체 밖으로 방출하는 것이 가능해야 한다.

(e) 하기(f)항의 기준에 의한 경우를 제외하고 다른 공간 및 장소에 공급되는 환기용 공기의 양 및 온도에 관한 것이란 별도로 다음의 공간 및 장소에 있는 자가 그 공간 및 장소에 공급되는 환기용 공기의 양 및 그 온도를 제어하는 것이 가능한 장치를 설계하여야 한다.

(1) 승무원실

(2) 승무원실 이외의 승무원용의 공간 및 장소. 단, 승무원용의 공간 및 장소가 모든 작동조건에서 다른 공간 및 장소와 공기의 교환에 의해 환기되는 경우를 제외

(f) 이하의 모든 조건이 만족되는 경우는 다른 공간에 공급되는 환기용 공기의 양 및 그 온도에 관한 것이란 별도로 승무원이 승무원실에 공급되는 환기용 공기의 양 및 그 온도를 제어하는 것이 가능한 장치는 필요하지 않다.

(1) 승무원실 및 객실의 용적의 합계가 22.6㎡(800 ft3) 이하의 경우

(2) 승무원실 및 객실을 흐르는 공기의 출입구 및 통로가 온도의 변동을 2.8℃(5℉) 이내로 되도록 배치되고, 양실 내의 승무원에게 적당히 환기가 되고 있는 경우

(3) 온도 및 환기의 제어장치는 승무원이 움직이는 위치에 있는 경우

(g) 임의로 주어진 온도에서 노출된 시간은 예상하지 못한 고장이 발생한 상태에서 다음의 그래프를 초과하지 않음을 입증하여야 한다.

(a) 비행중의 객실의 오존농도가 다음의 값을 넘지 않는 것이 증명되어야 한다.

(1) 기압고도 9,750m(32,000ft)이상의 비행에 있어서는 비행 중 어떠한 때에도 해면상 기준으로 환산해서 용적의 0.25 ppm(100만분율)

(2) 기압고도 8,230m(27,000ft) 이상의 비행에 있어서는 3시간의 시간평균으로 해면상으로 환산해서 용적의 0.1 ppm(100만분율)

(b) 이 항에 있어서 해면상 환산이란 25℃, 760mm 수은주의 상태를 말한다.

(c) 비행기의 운용수준 및 성능한계에 근거한 해석 또는 시험에 의해 다음의 “가”항 또는 “나”항에 적합하다는 것이 증명하여야 한다.

(1) 상기 (a)항의 한계를 넘는 객실 오존농도로 되는 고도까지 비행기가 운용되지 않을 것.

(2) 오존제어장치를 포함 비행기의 환기장치가 상기 (a)항의 한계 이하로 객실 내의 오존 농도를 유지할 것.

연소가열기는 승인된 것이어야 한다

여압계통

(a) 여압실 및 비행 중 사람이 사용하는 부분은 정상운용상태의 비행기 최대운용고도에서 객실여압고도가 2,400 m(8,000 ft) 이하로 되도록 설비하여야 한다.

(1) 7,600 m(25,000 ft) 이상의 고도에서의 운용에 대해서 증명을 얻으려고 하는 비행기에 있어서는 여압계통의 예상되는 고장 또는 기능불량이 일어난 경우에 있어서 4,500 m(15,000 ft) 이하의 객실여압고도를 유지할 수 있어야 한다.

(2) 비행기는 여압계통의 고장 또는 기능불량으로 인한 감압 후 다음을 초과하는 객실여압고도에 승객들이 노출되지 않아야 한다.

(i) 2분이상의 7,600 m(25,000 ft) 이상의 고도

(ii) 모든 기간 중 12,100 m(40,000 ft)

(3) 동체구조, 엔진 및 계통의 고장에 따른 객실 감압을 충분히 고려하여야 한다.

(b) 여압실에는 객실여압을 제어하기 위하여 적어도 다음의 제어장치 및 지시기를 장착하여야 한다.

(1) 압축기가 발생하는 것이 가능한 최대유량의 경우에 정(+)의 압력차를 미리 결정된 값에 자동적으로 제한하는 두 개의 감압밸브. 이들의 감압밸브의 각각의 능력은 하나라도 고장나면 압력차가 상당한 정도의 상승을 초래하는 것이 아니어야 한다. 또한 압력차는 외기압보다 객실의 압력이 높은 때에 정(+)으로 한다.

(2) 비행기 구조를 파손하는 부(-)의 압력차로 되는 것을 자동적으로 막는 두 개의 안전밸브 (또는 그것과 동등의 것). 단, 그 기능불량을 방지하는 것이 가능한 설계의 경우에는 한 개의 안전밸브만을 설비하여도 된다.

(3) 압력차를 급격히 영까지 감소시키는 장치

(4) 소요 실내의 압력 및 환기율을 유지하는 것이 가능하도록 흡입공기량 혹은 배출 공기량 또는 그 양자를 제어하기 위한 자동 또는 수동 조정기

(5) 조종사 또는 기관사에게 압력차, 실내압력고도 및 실내 압력고도의 변화율을 지시하는 계기

(6) 압력차 및 실내압력고도가 안전한계치 또는 미리 정해둔 값을 넘는 경우에 조종사 또는 기관사에게 그것을 알리는 경보지시기. 적절한 경계표시를 부착한 객실 압력차 지시계는 압력차에 대해서 경보지시기로 간주한다. 객실압력고도가 3,000m(10,000ft)이상으로 된 때에는 승무원에게 경보를 주는 청각 또는 시각에 의한 신호(객실고도 지시장치의 타에 장착한)는 실내 압력고도에 대해서 경보지시기로 간주한다.

(7) 비행기 구조가 최대 감압밸브 위치까지의 압력차와 착륙하중과의 조합에 대해서 설계되어 있지 않은 경우에는 그것을 조종사 또는 기관사에게 경고하는 게시판

(8) (b)(5)항, (b)(6)항 및 25.1447(c)항에서 규정하는 장비가 필요로 하는 압력감지기 및 압력감지계통의 배치 또는 설계는 객실 및 승무원실(이층 및 객실 아래의 조리실을 포함) 어느 것인가 하나에 있어서 실내압력의 손실이 생긴 경우에 있어서도 필요한 산소공급장치가 자동적으로 탑승자의 앞에 출현하는 장치가 감압에 의해서 위험이 현저히 증대하는 시간적 지체없이 작동하도록 한 것이어야 한다.

(a) 강도시험 : 출입구 문, 창 및 모든 밸브를 포함한 모든 여압실은 25.365(d)항에서 규정하는 압력차에 대해서 압력용기로서의 시험을 하여야 한다.

(b) 기능시험 : 다음의 (1)항부터 (4)항까지에서 규정하는 기능시험을 행하여야 한다.

(1) 조절밸브의 부작동의 경우를 고려해서 감압밸브 및 안전밸브 그리고 비상방출 밸브의 기능 및 능력의 시험

(2) 증명을 얻으려고 하는 최고고도까지의 각 고도에 있어서 일어나는 압력, 온도 및 습도의 모든 조건하에서 여압계통의 모든 부분이 올바르게 작동하는 것을 증명하는 시험

(3) 비행기의 정상적 상승 및 강하 그리고 단계적 상승 및 강하에 있어서 압력공급장치, 압력유량조절기, 지시기와 경보장치기능을 증명하기 위한 비행시험의 경우 상승률 및 강하율은 증명을 얻으려고 하는 최고도까지의 각 고도에 있어서 비행기의 운용한계 내에서 얻어진 최대상승율 및 최대강하율로 하여야 한다.

(4) 상기 (3)항에서 규정하는 비행시험을 행한 후에도 모든 출입구 문 및 비상탈출구가 지장 없이 개폐할 수 있는 것을 증명하기 위한 시험

화재방지

(a) 휴대용 소화기

(1) 객실에는 사용에 편리한 위치에 적어도 다음 수량의 휴대용 소화기가 구비되어야 한다.

휴대용 소화기의 최소 수량

승객수 | 소화기 수량

7 ∼ 30인 | 1

31 ∼ 60인 | 2

61 ∼ 200인 | 3

201 ∼ 300인 | 4

301 ∼ 400인 | 5

401 ∼ 500인 | 6

501 ∼ 600인 | 7

601 ∼ 700인 | 8

(2) 승무원실에는 사용에 편리한 위치에 적어도 한대의 소화기가 구비되어 있어야 한다.

(3) A급 또는 B급의 화물 또는 수하물실 그리고 비행 중 승무원 출입이 가능한 모든 E급 화물실에는 용이하게 이용 가능한 휴대용 소화기를 구비하여야 한다.

(4) 객실 상부 또는 하부에 위치한 각 취사실에는 사용에 편리한 위치에 적어도 한대의 소화기가 구비되어 있어야 한다.

(5) 휴대용 소화기는 승인된 것이어야 한다.

(6) 승객 31 ∼ 60인 비행기의 객실에는 적어도 한대, 승객 61인 이상인 비행기의 객실에는 적어도 2대의 소화기(소화제로서 Halon 1211 또는 이와 동등한 것)가 구비되어야 한다. 소화제의 종류는 소화기를 사용하려고 하는 곳에서 발생 가능한 화재의 종류에 대해서 적당한 것이어야 한다.

(7) 각 소화기에 요구되는 소화제의 양은 가능한 화재의 종류에 대해서 적당한 것이어야 한다.

(8) 객실에서 사용하려고 하는 소화기는 위험한 유독가스의 농도를 최소로 하도록 설계된 것이어야 한다.

(b) 고정소화장치 : 고정소화장치를 필요로 하는 곳에서는 다음의 기준을 적용한다.

(1) 소화장치는 다음의 (i)항 및 (ii)항에 적합하도록 장착하여야 한다.

(i) 객실에 침투할 것으로 예상되는 소화제는 인체에 해를 미치지 않는 것일 것.

(ii) 소화제를 발사한 경우에 구조물에 손상을 주는 것이 없는 것.

(2) 소화장치는 장소의 용적 및 환기율을 고려해서 그 장소에서 발생할 수 있는 모든 종류의 화재에 대항할 수 있을 만한 충분한 능력을 가진 것이어야 한다.

각각의 승무원 및 객실을 위한 구획은 다음과 같은 기준이 적용된다.

(a) 비행기의 승객수용능력에 관계없이 승무원 및 객실의 각 공간에 이용되는 재료(재료의 끝마무리 또는 장식면을 포함)는 부록F의 part I 요건 또는 이와 동등한 시험요건을 만족하는 것이어야 한다.

(b) 예비

(c) 비행기의 승객수용능력에 관계없이 좌석 쿠션(운항승무원용 좌석 쿠션을 제외)은 (a)항의 기준에 적합함과 동시에 기술기준 Part 25 부록 F의 Part II 또는 이와 동등한 시험요건에 적합하여야 한다.

(d) 하기 (e)항의 설비를 제외하고, 20인 이상을 수용하는 다음과 같은 비행기의 내부는 (a)항의 인화성 요건을 만족함과 동시에 기술기준 Part 25 부록 F의 Part IV 및 V의 시험요건에 적합하여야 한다.

(1) 조명렌즈와 창을 제외한 내부천정과 벽 판넬

(2) 객실안전을 향상시키는데 필요한 투명 판넬 이외의 칸막이

(3) 수납식 카트와 표준 컨테이너의 노출된 표면을 포함한 조리실 구조물 및 모든 컨테이너 또는 수납식 카트가 모두 수납되지 않은 경우 생기는 벽면의 공간

(4) 좌석 밑의 잡지와 지도 같은 소형 물품들을 저장하는 부분 이외의 대형 캐비닛 및 객실 수납공간

(e) (d)항의 요건에서 제외된 조종실, 조리실, 화장실, 승무원 휴게실, 캐비닛 및 수납공간 등의 구획 내부는 비상 착륙 조건 시 닫혀있을 수 있는 문 또는 이와 동등한 방법으로 객실에서 격리되어 있어야 한다.

(f) 화장실에서는 금연이며, 만약 승무원 또는 승객을 위해 할애된 특정 구역에서의 흡연이 허락된 경우라면 적당한 수량의 밀폐식 장탈 가능한 재떨이를 흡연구역으로 지정된 모든 좌석에 구비하여야 한다.

(g) 비행기의 특정 구역이 흡연구역으로 지정된 것과는 상관없이 화장실에는 화장실문의 입구 또는 입구와 가까운 곳에 밀폐식 장탈 가능한 재떨이를 눈에 잘 띄게 설치하여야 한다. 단 재떨이가 각 화장실의 객실 방향으로부터 쉽게 보일 경우 하나 이상의 화장실 문에 하나의 재떨이만을 설치할 수 있다.

(h) 가연성 쓰레기 처분용 용기는 최소한 화염에 저항하는 재료로 구성되고 밀폐되어야 하며 일반적인 사용 중 발생할 수 있는 화재를 억제할 수 있어야 한다. 운용 중 예상되는 마모, 부적절한 배치 및 환기 상태 등의 모든 조건에서 그러한 화재를 억제할 수 있는 용기의 성능을 시험에 의해 입증하여야 한다.

승객 20인 이상의 비행기는 다음과 같이 설계하여야 한다.

(a) 각 화장실은 연기감지 시스템 또는 이와 동등한(조종실에 경고등 장치 또는 승무원에 즉시 감지될 수 있는 객실에 경고등 또는 경고음) 장치를 장착 하여야 한다.

(b) 화장실안에 설치된 수건, 종이 또는 쓰레기를 위한 용기에 대하여 고정용 소화장치를 장착하여야 한다. 소화기는 그러한 용기 안에서 화재가 발생한 경우 자동적으로 방출될 수 있도록 설계되어야 한다.

각각의 화물실에는 다음의 규정을 적용한다.

(a) 화물실은 25.857항의 요건에 적합한 것이어야 한다.

(b) 25.857항에서 규정하는 B급에서 E급까지의 화물실은 보호막(liner)이 있어야 하며, 보호막은 비행기의 구조로부터 분리(부착되어 있을 수 있다)되어야 한다.

(c) C 및 D등급 화물실의 천정과 측면 보호막(liner)판은 부록 F의 Part III 또는 이와 동등한 방법에 의해서 시험을 하여야 한다.

(d) 화물실을 구성하는데 사용되는 모든 다른 재료들은 부록 F의 Part I 또는 이와 동등한 방법에 의해서 시험을 하여야 한다.

(e) 조종계통, 배관, 장비품, 부속기기 등으로 그 손상 또는 파괴가 비행기의 안전한 운항에 영향을 미치는 요소가 화물실에 설치되어 있지 않아야 한다. 이들이 다음 기준에 적합하도록 보호되어 있는 경우에는 예외로 한다.

(1) 화물실 내에서 적재물의 움직임에 의해 손상을 받지 않을 것

(2) 이들이 파손 또는 파괴되어도 화재가 발생할 위험이 없을 것

(f) 화물실은 화물에 의해 화재방지기능이 손상되지 않도록 설비되어야 한다.

(g) 화물실내의 열원은 화물에 점화되는 일이 없도록 차단하고 격리하여야 한다.

(h) 다음 (1)항부터 (3)항까지의 사항이 25.857항의 기준에 적합한 것을 증명하기 위해서 비행시험을 행하여야 한다.

(1) 화물실로의 접근성이 용이할 것.

(2) 승무원 또는 승객이 사용하는 장소에 위험한 양의 연기 또는 소화제의 침투가 없을 것.

(3) C급 화물실에서 소화제가 소산될 것.

(i) 이들 시험 중 어느 한 화물실에 화재가 발생한 경우 소화 중 또는 소화 후 화물실내의 연기탐지기 또는 화재탐지기가 부적절하게 작동하지 않는다는 것을 증명하여야 한다. 단, 객실의 소화장치가 동시에 작동하도록 설계되어 있는 경우 이 기준은 적용되지 않는다.

(j) 화물실 전력 배선 연결 시스템의 구성품은 25.1721항의 요구조건을 만족하여야 한다.

(a) 동체에 장치된 단열/방음 재료는 부록 F의 Part VI의 화염 전파시험기준 또는 기타 승인된 대등한 요구조건에 적합하여야 한다. 이 요구조건은 부록 F의 Part I에 정의된 소형 부품에는 적용되지 않는다.

(b) 20인 이상의 승객 수용 능력을 가진 비행기의 경우, 비행기 동체의 하부에 설치된 (동체에 재료를 체결하는 수단을 포함한) 단열/방음 재료는 부록 F의 Part VII의 화염 전파저항 시험 기준 또는 기타 승인된 대등한 시험 요구조건을 만족하여야 한다. 이 요구조건은 감항당국이 화재 관통 저항성과 관련이 없다고 판단한 단열/방음 설치에는 적용되지 않는다.

(a) A급 화물실 : A급 화물실이란 다음의 (1)항 및 (2)항의 조건에 적합한 것을 말한다.

(1) 그 장소에 화재가 발생한 경우에 승무원이 좌석에 앉은 상태로 용이하게 발견할 수 있을 것.

(2) 비행 중 화물실의 모든 장소에 용이하게 도달할 수가 있을 것.

(b) B급 화물실 : B급 화물실이란 다음의 (1)항부터 (4)항까지의 조건에 적합한 화물실을 말한다.

(1) 비행 중 승무원이 휴대용 소화기를 가지고 화물실의 모든 장소에 도달해서 소화작업이 행해질 수 있는 충분한 통로를 가질 것.

(2) 실내의 통로에서 작업 중 위험한 양의 연기, 화재 또는 소화제가 승무원 또는 승객이 사용하는 통로에 침입하지 않을 것.

(3) 조종사 또는 기관사에게 화재의 발생을 경고하기 위해서 각각 별개 계통의 승인된 연기탐지기 또는 화재탐지기가 장착되어 있을 것.

(4) 예비

(c) C급 화물실 : C급 화물실이란 A급 화물실 또는 B급 화물실의 요건에 적합하지는 않지만 다음 (1)항부터 (5)항까지의 조건에 합치한 화물실을 말한다.

(1) 조종사 또는 기관사에게 화재의 발생을 경고하기 위해서 각 별개 계통의 승인된 연기탐지기 또는 화재탐지기가 장착되어 있을 것.

(2) 조종실로부터 조작이 가능한 승인된 고정소화장치 또는 화재진압계통이 장착되어 있을 것.

(3) 위험한 양의 연기, 화재 또는 소화제가 승무원 또는 승객이 사용하는 곳에 침입하는 것이 없도록 설비되어 있을 것.

(4) 소화제가 C급 화물실에서 발생하는 어떠한 화재도 억제할 수 있도록 각 실내에서 환기 및 통풍의 조작이 가능하도록 설비되어 있을 것.

(5) 예비

(6) 예비

(d) 예비

(e) E급 화물실 : E급 화물실이란 화물의 운반에만 공급되는 비행기의 화물실이며 다음의 (1)항부터 (5)항까지의 조건에 적합한 화물실을 말한다.

(1) 예비

(2) 조종사 또는 기관사에게 화재의 발생을 경고하기 위해서 각각 별개 계통의 승인된 연기탐지기 또는 화재탐지기가 장착되어 있을 것.

(3) 당해 화물실내에의 또는 당해 화물실내에서의 환기용 기류를 차단하기 위한 설비를 장착하고 있을 것. 또한, 이 장치의 조작장치는 승무원실내에서 승무원이 용이하게 조작 가능한 위치에 설치되어 있을 것.

(4) 위험한 양의 연기, 화염 또는 유해 가스를 조종실로부터 방출하는 장치가 구비되어 있어야 한다.

(5) 요구되는 승무원 비상탈출구들은 어떠한 화물적재조건 하에서도 접근할 수 있어야 한다.

화물실에 연기 또는 화재검출설비의 증명이 요구되는 경우에는 당해 설비를 가진 각 화물실은 다음의(a)항부터 (d)항까지의 기준에 적합한 것이어야 한다.

(a) 검출계통은 화재의 발생 후 1분 이내에 승무원에게 시각에 의한 지시를 주는 것이어야 한다.

(b) 검출계통은 비행기의 구조적 안전성이 저하하는 온도보다 충분히 낮은 온도에서 화재를 검출하는 것이 가능한 것이어야 한다.

(c) 승무원이 비행 중 각 화재검출회로의 기능을 점검하는 방법이 있어야 한다.

(d) 검출계통의 유효성은 모든 승인된 운용형태 및 운용상태에 대해서 증명되어야 한다.

(a) 연소가열기의 방화구역 : 다음 연소가열기의 방화구역은 25.1181항부터 25.1191까지 그리고 25.1195항부터 25.1203까지에 해당하는 기준에 의해 방화설비를 해 두어야 한다.

(1) 가열기의 주변구역에서 다음의 (i)항 또는 (ii)항의 위험성이 있는 가연성 유체계통부품(가열기용 연료계통은 제외)을 포함한 구역

(i) 가열기가 기능불량으로 될 때 손상될 염려가 있는 것.

(ii) 누설될 때 가연성 유체 또는 증기가 가열기 있는 곳까지 흘러 들어갈 염려가 있는 것.

(2) 가열기의 주변구역에서 누설될 때 연료 또는 가연성증기가 구역 내에 침입할 염려가 있는 피팅을 가진 가열기용 연료계통을 포함한 구역

(3) 환기용 공기통로 중 연소실 주변의 부분, 단, 승무원실내 또는 객실내의 환기용 공기통로에는 소화장치를 설치할 필요가 없다.

(b) 환기용 공기도관 : 방화구역을 지나는 환기용 공기도관은 제1종 내화성 재료로 제작한 것이어야 하며 다음 기준을 적용한다.

(1) 가열기 후류의 환기용 공기도관은 가열기내에서 발생한 어떠한 화재도 도관 내에서 외부로 나오지 않도록 하는데 충분한 거리가 되도록 제1종 내화성구조의 재료로 하여야 한다. 단, 제1종 내화성재료의 밸브 또는 기타 동등의 효과가 있는 장치를 이용해서 격리 가능한 경우 이 제한은 없다.

(2) 환기용 공기도관 중 가연성 유체계통이 위치하는 구역을 지나는 부분은 가연성 유체계통의 어느 부분이 기능불량으로 되어도 가연성 유체 또는 가연성 증기가 환기용 공기에 들어가는 것이 없도록 하든가 또는 그와 같은 계통에서 격리해 두어야 한다.

(c) 연소용 공기도관 : 연소용 공기도관은 역화 또는 역화가 전파해도 손상을 받지 않도록 충분한 거리가 되도록 제1종 내화성 구조의 재료로 하여야 하며 다음 기준을 적용한다.

(1) 연소용 공기도관은 환기용 공기와 통하지 않아야 한다. 단, 역화 또는 역화에 의한 화재가 가열기 또는 그 부속부품의 기능불량 또는 역류상태를 포함한 어떠한 운용상태에 있어서도 환기용 공기에 들어가지 않는 것이 증명되는 경우 이 제한은 없다.

(2) 연소용 공기도관은 제거하지 않고 가두어 두면 가열기를 파괴시키는 역화를 급속히 제거하는 것을 방해하는 것이 아니어야 한다.

(d) 가열기 조작장치(일반) : 가열기 조작장치의 각 부품, 조작계통의 배관 또는 안전조작장치 위쪽의 중앙부에 물 또는 얼음이 위험한 만큼 축적되는 것을 방지하는 장치가 있어야 한다.

(e) 가열기 안전조작장치 : 각 연소가열기에는 다음의 안전조작장치를 장착하여야 한다.

(1) 다음에 게재한 상태로 된 경우에 연소가열기에서 떨어진 곳에서 당해 연소가열기의 점화 및 연료공급을 자동적으로 차단하고, 그 위치에 유지하는 장치를 설치하여야 한다. 이 장치는 공기온도, 공기유량 및 연료유량의 정규 연속제어기와 독립한 것이어야 한다.

(i) 열교환기의 온도가 안전한계를 넘은 경우

(ii) 환기용 공기온도가 안전한계를 넘은 경우

(iii) 연소용 공기유량이 안전운용에 부적당하게 된 경우

(iv) 환기용 공기유량이 안전운용에 부적당하게 된 경우

(2) 각 가열기에 설치된 상기(1)항의 기준에 적합한 장치는 다음 기준에 적합한 것이어야 한다.

(i) 비행기 안전운항의 필수 열량을 공급하는 다른 가열기를 위한 부품과 독립한 것이어야 한다.

(ii) 승무원이 재 시동할 때까지 가열기를 폐지의 위치에 유지하여야 한다.

(3) 비행기의 안전운항에 필요 불가결한 열량을 방출하는 가열기가 상기 (e)(1)항에서 규정하는 자동장치의 작동에 의해 차단된 경우에 그것을 승무원에게 지시하는 경보장치를 설치하여야 한다.

(f) 공기흡입구 : 연소용 및 환기용 공기흡입구는 다음의 (1)항 또는 (2)항의 조건하에서 어떠한 운용상태에 있어서도 가연성 유체 또는 가연성 증기가 가열기계통에 들어가는 것이 없도록 배치하여야 한다.

(1) 가열기 계통의 정상 작동 중

(2) 가열기 계통 이외의 부품의 기능불량의 결과

(g) 가열기의 배기계통 : 가열기의 배기계통은 25.1121항 및 25.1125항의 기준에 적합한 것이어야 한다. 또 가열기의 배기계통의 설계에는 다음 사태의 발생을 막기 위해서 연소생성물을 안전하게 기체 외부로 배출할 수 있는 설비가 되어야 한다.

(1) 배기계통에서 그 주변의 장소로 연료가 누설하는 것.

(2) 배기계통 주변의 장비품 또는 구조로 배기가스가 닿는 것.

(3) 가연성 유체계통을 가진 곳에 배기계통이 배치되어 있는 경우에 배기계통에 의해 가연성 유체가 인화하는 것.

(4) 제거하지 않고 밀폐해 두는 경우 가열기를 파괴시키는 역화의 급속한 차단이 배기계통에 의해 방해되는 것.

(h) 가열기의 연료계통 : 가열기의 연료계통은 가열기의 안전조작에 영향을 미치는 동력장치 연료계통의 모든 기준에 적합한 것이어야 한다. 환기용 기류 중에 있는 가열기 연료계통의 각 부품은 그 부품에서 누설하는 연료가 환기용 기류에 들어가지 않도록 차단장치를 해야 한다.

(i) 연료의 배출장치 : 연료실 또는 열교환기 내에 연료가 축적된 경우 그것을 안전하게 배출하기 위한 장치를 구비하여야 한다. 단, 다음 기준을 적용하여야 한다.

(1) 고온에서 작동하는 배출장치의 각 부는 가열기의 배기계통과 같은 방법으로 보호하여야 한다.

(2) 배출장치는 어떠한 운용상태에 있어서도 위험할 만큼의 얼음이 축적되지 않도록 보호하여야 한다.

(a) 가연성 유체계통에서 누설에 의해 가연성의 유체 또는 증기가 유입될 염려가 있는 구역에는 이들 유체 또는 증기의 인화 염려 및 인화한 경우에 일어나는 위험을 최소로 하기 위한 설비를 구비하여야 한다.

(b) 상기 (a)항에 대한 적합성은 계산 또는 시험을 통해 증명하여야 한다. 이때 다음의 각 항을 고려하여야 한다.

(1) 누설원, 경로 및 누설을 검출하는 수단

(2) 가연성 또는 흡수성 물체의 영향을 고려한 가연성 유체의 특성

(3) 전기계통의 결함장비품의 과열 및 방화장치의 결함을 포함하여 예상되는 발화원

(4) 유체흐름 차단 장비품의 작동정지, 제1종 내화성 재료에서의 봉입 또는 소화제의 사용 등, 화재를 제어하거나 소화하는데 이용 가능한 장치

(5) 비행의 안전 임계 부품의 화재 및 열에 견디는 성능

(c) 유체의 화재를 방지 또는 대체하는데 승무원의 행동이 필요한 경우(장비품의 작동정치 또는 소화기의 작동 중) 승무원에 경보를 주기 위하여 빠르게 작동하는 장치를 구비하여야 한다.

(d) 가연성 유체계통에서의 누설에 의해 가연성의 유체 또는 증기가 유입할 염려가 있는 구역을 명시하고, 결정해 두어야 한다.

지정된 방화구역 또는 방화구역에 있어서 화재의 영향을 받는 그 인접구역에 있는 필수 조종계통, 엔진마운트 및 기타 구조부재는 제1종 내화성 재료에서 구성되는가 또는 화재의 영향에 견뎌내도록 보호되어야 한다.

(a) 나셀 중심성의 나셀 직경 내에서의 후방표면은 최소한 제2종 내화성재료로 되어야 한다.

(b) 상기 (a)항의 기준은 지정 방화구역 또는 나셀의 엔진실의 열, 불 또는 불꽃에 의해 쉽게 영향을 받지 않는 후방표면에는 적용하지 않는다.

(a) 전기계통 구성품:

(1) 전기계통의 구성품은 25.831(c)항 및 25.863항의 화재 및 연기 보호 규정에 적합하여야 한다.

(2) 비상 절차 시 사용되는 화재 위험 구역에 설치된 장치는 내화성이 있는 것이어야 한다.

(3) 전설연결시스템(EWIS) 구성품은 25.1713항의 요구조건을 만족하여야 한다.

(i) 가연성 유체 배관으로부터 격리되어 있을 것

(ii) 일반적인 케이블 절연체에 추가적으로 전기적 절연, 가요관 또는 동등한 장치로 감싸져야 한다.

(4) 기체의 임의의 지역에 장착된 전기선 및 전기 케이블의 절연물은 부록 F, Part I의 적절한 기준에 따라 시험할 때 자기 소화성이 있어야 한다.

(b) 가연성 증기나 유체를 포함하고 있을 수 있는 펌프의 방출부 쪽에 장착되어 있으며, 화재위험구역에 위치하고 있는 각각의 진공 공기계통의 도관 및 연결부위는 25.1183의 규정에 적합하여야 한다. 화재위험구역에 위치하고 있는 그 이외의 진공 공기 계통의 구성품은 적어도 내화성이 있어야 한다.

(c) 산소 장비 및 배관은 다음에 적합하여야 한다.

(1) 화재위험구역 내에 위치해서는 아니 된다.

(2) 화재위험구역에서 발생하거나 방출되는 열로부터 보호되어야 한다.

(3) 정상적인 운용 중 또는 임의의 계통의 고장이나 기능 불량으로 인하여 생길 수 있는 윤활유, 유체 또는 증기 축적물에 산소로 인하여 발화되지 않도록 장착되어야 한다.

기타요건

지상에 있어서 비행기가 수평위치에 있는 때를 결정하는 수단을 설계하여야 한다.

(a) 프로펠러 익단에 가까운 비행기의 각 부분은 프로펠러에서 생기는 진동 및 프로펠러에서 떨어지는 얼음 충돌에 충분히 견디는 강도와 강성을 가져야 한다.

(b) 발생된 가장 심한 얼음의 충격을 견딜 수 있는 것이 증명되지 않는 한 프로펠러 익단에 가까운 장소에 창을 배치하지 않아야 한다.

(a) 정전기에 대비한 전기적 본딩 및 정전기 보호는 다음의 현상을 유발할 있는 정전기 전하의 축적이 최소화되도록 설계하여야 한다.

(1) 전기적 쇼크로 인한 인적 상해

(2) 가연성 증기의 발화

(3) 장착된 전기장치나 전자장치에 대한 간섭

(b) 이 절의 (a)항에 대한 적합성은 다음과 같은 방법으로 입증할 수 있다.

(1) 기체구조물과의 적정한 전기적 본딩

(2) 비행기, 사람 또는 장착된 전기 및 전자시스템에 위험을 주지 않도록 정전기 전하를 방출시킬 수 있는 기타의 인정 가능한 수단을 구비

Subpart E - 동력장치

일반

(a) 이 Subpart에서의 동력장치에는 다음 구성품들을 포함한다.

(1) 추진에 필요한 구성품,

(2) 주요 추진장치의 제어에 영향을 미치는 구성품, 또는

(3) 일상적인 검사 또는 창정비 시점까지 주요 추진장치의 안전성에 영향을 미치는 구성품.

(b) 동력장치

(1) 동력장치는 다음의 규정에 적합하도록 장착하여야 한다.

(i) 기술기준 Part 33의 33.5항에서 규정한 장착 지침

(ii) 이 기술기준에서 적용되는 기준

(2) 장착 구성품은 일상적인 검사 또는 창정비 시점까지 계속적인 안전 작동이 보장되도록 구성하고 배열하여 장착해야 한다.

(3) 필요한 검사 또는 정비를 위해 접근이 가능하도록 장착하여야 한다.

(4) 주요 장착 구성품은 비행기의 다른 부품들과 전기적으로 연결되어야 한다.

(c) 동력장치와 보조동력장치 장착에서는 비행기의 안전운항을 위태롭게 하는 단독 결함이나 고장, 또는 복합 결함의 가능성이 없음을 입증하여야 한다. 단, 결함 가능성이 극히 적을 경우, 구조 요소물의 결함은 고려하지 않아도 좋다.

(d) 보조동력장치의 장착은 이 Subpart 의 해당 기준에 적합하여야 한다.

(a) 엔진의 형식증명

(1) 모든 엔진은 형식증명이 있어야 하며, 기술기준 Part 33에서 규정한 요구조건에 적합하여야 한다.

(2) 각 터빈 엔진은 다음 중 하나에 적합하여야 한다.

(i) 기술기준 Part 33의 33.76, 33.77 및 33.78항의 규정에 관한 내용 중 국토교통부장관이 필요하다고 판단하여 제정한 특수요건

(ii) 예비

(iii) 예비

(iv) 유사한 장착위치에서 외부 물질 유입으로 인하여 불안전한 상태를 초래하였던 적이 없음을 입증하여야 한다.

(b) 엔진의 격리 : 동력장치들은 엔진에 영향을 미치는 계통이나 엔진의 결함 또는 고장상태에서도 다음과 같은 상태를 유발하지 않으면서 작동이 가능하도록 배열하고 서로 격리되어 있어야 한다.

(1) 다른 엔진의 계속적인 안전운전 방해

(2) 계속적인 안전운전을 위한 승무원의 긴급한 조작 요구

(c) 엔진 회전의 제어 : 비행 중에 엔진들의 회전을 개별적으로 정지시키는 수단이 있어야 한다. 단, 터빈 엔진에 있어서는 엔진회전이 계속되면 비행기의 안전이 위태롭게 될 수 있는 경우에만 회전정지 장치를 장착한다. 화염에 노출될 수 있는 방화벽 옆에 위치한 엔진에 장착되는 정지장치 및 재시동 장치의 구성품은 최소한 내화성이 있어야 한다. 유압식 프로펠러 페더링 장치를 이러한 목적에 사용하는 경우, 페더링 유관은 페더링 작동 중에 예상되는 운용조건에서 최소한 내화성이 있는 것이어야 한다.

(d) 터빈 엔진 장착 : 터빈 엔진 장착에 대한 요구조건은 다음과 같다.

(1) 엔진 로터가 파손되거나 엔진내부에서 발생한 화재가 엔진 덮개를 통과하여 진전되는 경우에 대비하여 비행기의 피해를 최소화 할 수 있도록 설계상의 예방책을 강구하여야 한다.

(2) 동력장치 계통과 엔진 조종장치, 시스템, 계기 등은 터빈로터의 구조에 불리한 영향을 미치는 운용한계가 가동 중에 초과되지 않도록 설계되어야 한다.

(e) 재시동 특성

(1) 비행 중에 어느 엔진이라도 재시동할 수 있는 수단이 갖추어져 있어야 한다.

(2) 비행 중 엔진 재시동을 위한 고도-속도 영역선도가 설정되어야 하며, 각 엔진은 해당 영역선도에서 재시동 능력을 갖추어야 한다.

(3) 터빈 엔진을 장착한 비행기에서 비행 중에 모든 엔진이 정지되었을 때, 최소 풍차상태 (Windmilling) 속도에서 엔진 점화에 필요한 전력을 충분히 공급하지 못하는 경우에는 비행 중 엔진 점화와 재시동을 위해 엔진 구동식 발전기 계통과 독립된 별도의 전원장치를 구비하여야 한다.

(f) 보조동력장치 : 모든 보조동력장치는 승인이 된 것이거나 사용 용도에 해당하는 등급에 따른 요구조건 적합한 것이어야 한다.

이륙 중에 어떤 엔진이 정지하였을 때, 작동하는 다른 엔진의 동력 또는 추력을 자동으로 조정하는 엔진동력 제어계통의 장착에 대해 승인을 받고자하는 형식증명 신청자는 이 장의 부록 I에서 규정하는 요구조건을 충족해야 한다.

(a) 모든 프로펠러는 형식증명이 있어야 한다.

(b) 엔진 출력과 프로펠러 축의 회전속도는 프로펠러의 인증한계를 초과할 수 없다.

(c) 프로펠러블레이드 피치 조정계통을 구성하는 각 부품은 기술기준 part 35의 35.42항의 요구조건에 적합하여야 한다.

(d) 프로펠러블레이드가 파손되거나 허브의 결함으로 이탈하는 경우 비행기에 대한 위험을 최소화하기 위한 설계상의 예방책이 강구되어 있어야 한다. 이때 고려해야 할 위험 상황에는 파손되거나 이탈한 블레이드가 충돌할 때와 불균형으로 인해 구조 및 치명적인 계통이 손상되는 경우를 포함시켜야 한다.

(a) 실제로 측정하거나 유사한 장착 상태에서 측정한 값과 비교하여 모든 정상운용 상태에서 프로펠러블레이드의 진동으로 생기는 응력의 크기를 결정하여야 한다.

(b) 이때 정한 진동응력의 크기는 안전한 계속 운전을 위해 입증된 한도를 초과하지 않아야 한다.

보다 작은 간격으로도 안전하다고 입증되지 않는 한, 프로펠러의 여유간격들은 비행기의 중량이 최대이고 중량중심의 위치와 프로펠러피치의 위치가 가장 불리한 상태일 때 다음 값들 보다 작지 않아야 한다.

(a) 지면과의 여유간격 : 착륙장치가 정적으로 수축된 상태에서의 수평 이륙 자세와 주행 자세 중에서 가장 작은 지면과의 여유 간격은 전륜식 비행기는 17.78 cm(7 in), 후륜식 비행기는 22.86 cm(9 in) 이상이어야 한다. 또한, 수평이륙 자세에서 임계 타이어가 완전히 파열되고 착륙장치 스트러트가 지면에 닿은 경우에도 프로펠러와 지면사이에 충분한 간격이 유지되어야 한다.

(b) 수면과의 여유간격 : 보다 작은 간격으로도 25.239(a)항에 대한 적합성이 입증되지 않는 한, 프로펠러와 수면 사이에는 최소한 45.72 cmn) 이상의 여유간격이 있어야 한다.

(c) 기체구조와의 여유간격

(1) 프로펠러블레이드의 끝부분과 비행기 구조 사이에는 최소한 1인치(2.54cm)의 여유간격이 있어야 하며 유해한 진동을 예방하기 위해 필요한 만큼의 간격이 추가되어야 한다.

(2) 프로펠러블레이드 또는 커프(Cuff)와 비행기에 고정되어 있는 부품 사이에 축방향으로 최소한 0.5인치(1.27cm) 이상의 여유간격이 있어야 한다.

(3) 프로펠러의 기타 회전 부위 또는 스피너와 비행기에 고정되어 있는 부품 사이에 여유간격이 있어야 한다.

(a) 결빙이 예상되는 곳에서 사용하고자 하는 비행기에는 결빙이 되면 엔진을 위험한 상태에 빠뜨릴 수 있는 보기나 프로펠러에 결빙이 일어나지 않게 하거나 결빙을 제거하는 수단이 갖추어져 있어야 한다.

(b) 프로펠러의 제빙에 가연성 유체를 사용하는 경우 25.1181항부터 25.1185항까지와 25.1189항의 기준을 적용 받는다.

(a) 터보제트 역추력장치

(1) 지상에서만 작동하도록 되어있는 역추력장치를 비행 중에 작동시키는 경우 엔진이 비행 아이들(Idle) 추력 이상으로 작동하지 않도록 설계하여야 한다. 또한 다음 사항들을 시험이나 분석 또는 두 가지 방법 모두를 사용하여 입증하여야 한다.

(i) 작동이 되는 역추력장치는 정방향 추력 위치로 회복될 수 있어야 한다.

(ii) 역추력장치가 어느 위치에 있더라도 계속적인 안전비행과 착륙을 할 수 있어야 한다.

(2) 비행 중에 사용하도록 되어있는 역추력장치의 경우, 지상에서의 작동을 포함하여 예상되는 비행기의 모든 운용상태에서 역추력장치의 정상적인 사용이나 결함(가능한 복합적인 결함을 포함한)으로 인하여 비행기가 불안전한 상태가 되지 않도록 설계하여야 한다. 결함 가능성이 극히 적을 경우, 구조 요소물의 결함은 고려하지 않아도 좋다.

(3) 역추력장치가 고장나는 경우 엔진추력이 비행아이들(Idle) 추력 이상으로 올라가지 못하도록 조치하는 수단이 있어야 한다. 단, 운용 중에 예상되는 가장 위험한 역추력 조건에서도 공기역학적인 수단만으로 방향조종성을 유지할 수 있는 정방향 추력보다 더 큰 추력을 낼 수 있는 경우는 예외로 한다.

(b) 프로펠러 역추력장치

(1) 지상에서만 작동하도록 되어있는 역추력장치는, 예상되는 모든 운용조건에서 원하지 않는 역추력을 유발시키는 결함(복합결함 포함) 또는 고장이 발생하지 않도록 설계하여야 한다. 가능성이 극히 적을 경우, 구조 요소물의 결함은 고려하지 않아도 좋다.

(2) 프로펠러블레이드를 저피치 비행위치에서부터 저피치 정상비행일 때의 피치보다 훨씬 작은 피치까지 변화시키는 프로펠러 시스템에 대해서는 결함분석이나 시험, 또는 두 가지 방법 모두를 통하여 요구사항에 대한 적합성은 입증할 수 있다. 분석에 있어서는 프로펠러 및 관련 장착 부분품에 대한 미연방항공규정(FAR §35.21) 에 대한 적합성을 입증하기 위해 작성한 분석자료를 포함시키거나 첨부할 수 있다.

터보제트엔진에 장착하는 역추력장치는 기술기준 Part 33의 33.97항의 요구조건을 충족해야 한다.

터보프로펠러로 추진되는 비행기의 프로펠러 항력제한 장치는 정상 또는 비상 작동시 결함이나 고장이 발생하더라도 25.937항에 따라 설계한 비행기의 프로펠러 항력을 초과하지 않도록 설계하여야 한다. 발생 가능성이 극히 적을 경우, 항력제한 장치의 구조 요소물에 대한 결함은 고려하지 않아도 좋다.

(a) 터빈엔진의 작동 특성은 비행기 및 엔진의 운용한계 범위에서 정상 및 비상 작동 중 유해한 특성(실속, 서지 또는 엔진정지 등)이 위험할 정도로 나타나지 않음을 비행시험을 통해 파악하고 입증하여야 한다.

(b) 예비

(c) 터빈엔진의 공기 흡입장치는 정상 운전 중에 공기 흐름을 왜곡시켜 엔진에 유해한 진동을 발생하지 않아야 한다.

가변식 흡입구 또는 배기 장치를 채용하는 비행기는 다음 항목들을 충족해야 한다.

(a) 공기흡입구, 엔진(추력증강장치가 있는 경우 이것을 포함하여) 및 배기구로 구성되는 일체의 시스템은 모든 영역의 엔진회전속도와 추력, 엔진 공기흡입구와 배기구 형상 등을 포함한 승인된 모든 운용 조건에서 적절하게 작동함을 입증하여야 한다.

(b) 이러한 장치의 작동(발생 가능한 고장의 경우를 포함한)으로 발생하는 비행기의 공기역학적 제어에 대한 동역학적 효과로 인해 비행기의 운용한계나 구조적인 한계를 벗어나지 않도록 하기 위한 조종사의 특별한 조종기술, 경각심, 또는 조종강도를 요구하는 상황이 유발되지 않아야 한다.

(c) 상기(b)항에 대한 적합성 입증에서 요구되는 조종사 조종력의 강도는 25.143(e)항과 25.143(f)항에 제시된 조건에서 25.143(d) 항에 제시된 조종력 한계를 초과하지 않아야 한다.

비행기가 25.333항에서 규정하는 비행 영역선도 내에서 감속할 때, 엔진이나 비행 중 사용하도록 승인된 보조동력장치, 또는 이와 관련된 모든 계통과 구성품에는 위험한 고장이 생기지 않아야 한다. 이것은 감속하는데 예상되는 최장 시간동안에 걸쳐 입증되어야 한다.

(a) 일반 : 모든 유체 분사장치는 엔진의 의도된 운영조건 하에서 적절한 기능을 발휘할 수 있도록 설정된 유체의 분사율과 압력으로 유체를 공급할 수 있어야 한다. 결빙될 수 있는 유체의 경우, 유체의 결빙으로 인하여 비행기를 손상시키거나 비행기의 성능에 악영향을 미치지 않도록 설계되어야 한다.

(b) 유체탱크 : 모든 증강장치의 유체탱크는 다음 요구사항에 적합하여야 한다.

(1) 운용 중 예상되는 진동, 관성력, 유체 및 구조적인 하중을 파괴 없이 견딜 수 있어야 한다.

(2) 비행기 내부에 장착되는 탱크는 누유 또는 파괴 없이 최대 작동압력의 1.5배에 해당하는 내부 압력을 견딜 수 있어야 한다.

(3) 환기구가 있는 경우, 환기는 모든 정상비행조건에서 효과적으로 이루어져야 한다.

(4) 예비

(5) 유체탱크는 탱크 용량의 2% 이상의 팽창 공간이 있어야 한다. 비행기의 정상 지상 자세에서 유체의 공급 시 유체가 이 팽창 공간에 부주의하게 채워지는 것이 불가능해야 한다.

(c) 다음 (1)항 또는 (2)항에 해당하는 경우, 증강장치 배출구는 25.1455항의 기준에 따라 설계하고 위치시켜야 한다.

(1) 증강장치의 유체가 결빙될 수 있는 경우

(2) 비행중 또는 지상 운용 중 유체가 배출될 수 있는 경우

(d) 각 엔진에 사용하는 추력증강 장치용 유체 탱크의 가용 용량은 추력증강 용액을 사용하는 비행기가 승인된 절차에 따라 운용하는데 있어 충분한 용량이 되어야 한다. 용액 소모량은 요구되는 엔진 출력에 맞추어 승인된 최대 소모율을 근거로 산정하여야 하며, 산정 시 온도에 따른 엔진 성능의 영향과 요구되는 용액의 량을 변경시킬 수 있는 기타 여타의 요소들을 고려해야 한다.

(e) 본 절은 연료 분사장치에는 적용하지 않는다.

연료계통

(a) 연료계통은 인증된 모든 기동과 엔진과 보조동력장치의 사용이 허용되는 조건을 포함한 모든 예상 운용조건에서 엔진 및 보조동력장치의 적절한 기능을 위해 설정된 유량 및 압력으로 연료흐름이 이루어지도록 구성하고 배치하여야 한다.

(b) 모든 연료계통은 내부에 들어간 공기가 다음과 같은 상태를 유발하지 않도록 배치하여야 한다.

(1) 왕복엔진의 20초 이상의 출력 중단

(2) 터빈엔진의 운전정지

(c) 터빈 엔진의 각 연료 시스템은 초기에 26.7℃(80℉)에서 포화상태에 이른 연료에 리터당 0.198cc(0.75cc/gal)의 비율로 물을 넣고 운용 중에 예상되는 최악의 결빙조건에서 냉각시킨 연료를 사용하더라도 정상적인 유량 및 압력을 보이며 지속적으로 작동할 수 있어야 한다.

(d) 터빈 엔진을 장착한 비행기의 연료 시스템은 기술기준 Part 34에 따른 연료배출과 관련한 요구조건을 충족해야 한다.

(a) 연료시스템 기능의 적절성은 예상되는 모든 운용조건에서 국토교통부장관이 필요하다고 보는 시험과 분석을 통하여 입증되어야 한다. 필요한 경우, 비행기의 연료시스템이나 또는 연료시스템의 작동 특성을 재현하는 시험장치를 사용하여 시험을 수행하여야 한다.

(b) 열교환기에서 연료를 이용하는 경우, 이 열교환기의 개연성 있는 결함으로 인해 위험한 상태가 발생하지 않아야 한다.

모든 연료 시스템은 다음과 같은 방법으로 25.903(b)항의 요구조건을 충족해야 한다.

(a) 각 엔진에 대한 연료공급 시스템으로 서로 독립된 부분을 통해 다른 엔진에도 연료를 공급할 수 있는 시스템

(b) 인정할 수 있는 다른 방법

연료시스템은 다음과 같은 낙뢰에도 기화된 연료가 점화되지 않도록 설계하고 배치하여야 한다.

(a) 낙뢰 부착 가능성이 높은 부분에 낙뢰가 직접 부착되는 경우

(b) 경사낙뢰의 부착 가능성이 높은 부분에 경사낙뢰가 부착되는 경우

(c) 연료배출구에 코로나와 유광이 형성되는 경우

(a) 각 연료 시스템은 최소한 의도한 작동상태와 기동에 필요한 연료량의 100% 를 공급하여야 한다. 이에 대한 적합성은 다음과 같이 입증하여야 한다.

(1) 연료는 엔진 형식증명서에 규정된 한계 이내의 압력으로 각 엔진에 공급되어야 한다.

(2) 탱크 내부의 연료량은 25.959항의 요구조건인 사용할 수 없는 잔류량과 이절의 적합성을 입증하기 위해 필요한 양의 합계를 초과하지 않아야 한다.

(3) 각 주연료펌프는 이절의 적합성을 입증하기 위한 모든 작동조건과 비행자세에서 필요에 따라 사용되어야 하며, 각 주연료펌프를 대신할 수 있는 적절한 비상펌프들이 구비되어 있어야 한다.

(4) 연료유량계가 있는 경우, 유량계를 폐쇄한 상태에서 연료가 유량계 또는 바이패스 경로를 통해 공급될 수 있어야 한다.

(b) 하나의 엔진에 2조 이상의 연료탱크로부터 연료를 공급할 수 있는 경우, 연료 시스템은 다음 사항을 충족해야 한다.

(1) 왕복 엔진 : 엔진 결함의 원인이 해당 엔진으로 연료를 공급하는 탱크의 연료 고갈 때문임이 분명한 경우, 사용 가능한 연료가 있는 다른 탱크로 스위치를 전환한 후 20초 이내에 최대압력의 연료가 엔진에 공급되어야 한다.

(2) 터빈 엔진 : 연료탱크를 수동으로 적절히 전환할 수 있는 장치에 추가하여, 정상작동 중에 각 엔진으로 연료를 공급하는 탱크의 사용 가능한 연료가 고갈되었을 때 비행 승무원이 별도의 주의를 기울이지 않아도 연료 공급이 끊기지 않도록 하고, 통상 이 엔진에만 연료를 공급하도록 되어 있는 다른 탱크에는 가용한 연료가 남아있도록 설계해야 한다.

비행 중에 한 탱크로부터 다른 탱크로 연료 이송이 가능한 경우, 연료탱크 배출구와 연료이송 시스템은 과다한 충진으로 인한 구조적인 손상이 발생하지 않도록 설계하여야 한다.

각 연료탱크와 연료시스템 구성품 내부의 사용 불가능한 연료량은 해당 탱크로부터의 연료공급을 포함하는 모든 운용 및 비행기의 기동에 대한 최악의 연료공급 조건에서 엔진정지의 최초 징후가 발생하는 연료량보다 적지 않도록 설정되어야 한다. 이때 연료시스템 구성품의 결함은 고려하지 않아도 좋다.

(a) 연료시스템은 높은 대기온도에서도 충족스럽게 작동하여야 한다. 이것은 예상되는 모든 운용상태에서 연료 증발로 인한 기포가 발생하는 것을 방지하기 위해 연료시스템이 탱크 출구로부터 각 엔진까지 연료를 가압하는 것을 실연함으로써 입증하거나, 또는 형식증명 신청자가 선정한 임의의 비행장 고도부터 25.1527항에 따른 운용한계로 설정된 최대 고도까지 상승해 가면서 입증하여야 한다. 상승 시험을 선택한 경우, 다음과 같은 조건으로 상승 시험을 수행하는 동안 기포발생의 인한 연료막힘(vapor lock) 징후나 다른 고장이 없어야 한다.

(1) 왕복엔진을 장착한 비행기 : 모든 엔진을 연속최대출력으로 운전하여야 한다. 단, 임계고도이하 305m(1,000ft) 고도부터 임계고도까지는 이륙 출력을 사용한다. 이륙출력으로 작동하는 시간은 이륙제한시간 이상이어야 한다.

(2) 터빈 엔진을 장착한 비행기 : 이륙경로를 입증하기 위해 선정한 시간 동안은 이륙출력으로 운전하고, 이후의 상승에서는 연속최대출력으로 운전하여야 한다.

(3) 비행기의 중량은 연료탱크를 가득 채우고 최소한의 승무원, 그리고 비행기 중심위치를 허용한계 이내로 유지하기 위해 필요한 밸러스트를 장착한 중량이어야 한다.

(4) 상승속도는 다음을 초과하지 않아야 한다.

(i) 왕복엔진을 장착한 비행기 : 비행기의 상태가 다음과 같을 때, 이륙부터 최대운용고도까지의 상승을 위해 설정된 최대속도

(A) 착륙장치를 접은 상태

(B) 날개플랩은 가장 적절한 위치

(C) 카울플랩(또는 엔진을 냉각하는 공기의 공급을 제어하는 다른 장치)은 고온의 대기상태에서 적절히 냉각할 수 있는 위치

(D) 엔진은 연속최대출력의 한계 내에서 작동

(E) 최대이륙중량

(ii) 터빈 엔진을 장착한 비행기 : 이륙부터 최대운용고도까지의 상승을 위해 설정된 최대속도

(5) 연료의 온도는 43.3℃(110℉) 이상이어야 한다.

(b) 상기(a)항에 따른 시험은 실제 비행 중에 수행하거나, 또는 거의 비행상태와 같도록 모사한 지상시험으로도 수행할 수 있다. 이 시험을 적절히 진행할 수 없을 정도로 낮은 기온에서 비행시험을 수행하는 경우, 차가운 공기에 노출되는 연료탱크의 표면, 연료 배관 및 다른 연료 시스템의 구성품 등은 높은 대기온도에서의 비행을 모사할 수 있도록 가급적 단열처리를 하여야 한다.

(a) 각 연료탱크는 운용 중에 받을 수 있는 진동, 관성력, 유체 및 구조적인 하중에 결함 없이 견딜 수 있어야 한다.

(b) 유연성이 있는 연료탱크 라이너는 승인을 받은 것을 사용하거나 사용에 적합함을 입증해야 한다.

(c) 통합 연료탱크는 내부검사 및 수리가 용이해야 한다.

(d) 동체 외곽에 위치한 연료탱크는 25.561항에 따른 비상착륙으로 인한 관성력을 받는 경우에도 파손되지 않고 연료를 보존할 수 있어야 한다. 또한, 이러한 연료탱크들은 탱크가 노출되어 지면과의 접촉이 발생할 수 없는 보호 위치에 두어야 한다.

(e) 연료탱크의 점검창 덮개는 위험한 양의 연료 손실이 발생하지 않도록 다음 기준에 적합하여야 한다.

(1) 경험 또는 분석에 의해 충격 가능성이 있다고 추정되는 곳에 위치한 모든 덮개는 타이어 조각, 낮은 에너지의 엔진 파편이나 발생할 수 있는 기타 파편 등에 의해 관통되거나 변형될 가능성이 최소화 되었다는 것을 분석이나 시험을 통해 입증하여야 한다.

(2) 모든 덮개는 기술기준 Part 1에 정의된 바와 같이 내화성이어야 한다.

(f) 가압 연료탱크의 경우 탱크 내부와 외부 사이에 과도한 차압이 형성되지 않도록 페일세이프(Fail-Safe) 형상의 수단을 갖추어야 한다.

(a) 비행기에 장착한 연료탱크는 다음 (1)항과 (2)항의 상태에서 발생하는 이상의 임계압력에서 결함이나 누설 없이 견딜 수 있음을 시험으로 입증하여야 한다. 또한, 다음 (3)항와 (4)항의 상태에서 발생하는 이상의 임계압력을 받는 탱크표면이 다음 압력들을 견딜 수 있다는 것을 분석이나 시험으로 입증하여야 한다.

(1) 내부압력 0.25kg/cm2(3.5 lb/in2)

(2) 램 효과로 탱크 내부에 생성되는 최대공기압력의 125%

(3) 연료를 가득 채운 비행기의 최대제한가속과 연료의 편중으로 발생하는 유체압력

(4) 비행기의 롤기동과 연료하중의 가장 불리한 조합으로 발생하는 유체압력

(b) 보강이 되어있지 않거나 지지구조가 없는 큰 평판으로 제작되어 결함이 생기거나 변형될 경우 연료 누설을 유발할 수 있는 금속제 탱크는 다음 시험이나 이와 동등한 시험에서 연료의 누설이나 탱크 벽의 과도한 변형이 발생하지 않아야 한다.

(1) 전체 연료탱크와 지지부를 실제 장착상태를 모사하여 장착하고 진동시험을 수행한다.

(2) 연료탱크를 물 또는 적당한 시험 유체로 용량의 2/3를 채우고 0.08cm(1/32in) 이상의 진폭(실제 진폭이 입증되지 않은 경우)으로 25시간의 진동시험을 수행한다. 단, 시험시간에 대해서는 다음 '라'항에 규정된 예외사항을 적용할 수 있다.

(3) 시험 진동수는 다음과 같다.

(i) 엔진의 정상 작동 회전수 범위에서 발생하는 진동수가 임계값이 아닐 경우, 시험진동수는 분당 2000사이클로 한다.

(ii) 엔진의 정상 작동 회전수 범위 내의 어느 회전수에서 발생하는 하나의 진동수가 임계값인 경우, 이 진동수를 시험진동수로 하여야 한다.

(iii) 엔진의 정상 작동 회전수 범위 내의 어느 회전수들에서 발생하는 하나 이상의 진동수가 임계값인 경우, 가장 큰 값을 시험진동수로 한다.

(4) 상기(3)의 (ii) 와 (iii)항의 시험진동수를 선택하는 경우, 상기(3)의 (i)항의 진동수로 25시간 수행하는 진동사이클과 동일하도록 시험시간을 조절하여야 한다.

(5) 진동시험을 하는 동안, 연료탱크는 임계축의 수평면을 기준으로 아래위 15°씩(전체 30°), 분당 16～20 비율의 완전한 사이클로 25시간 동안 진동을 가하여야 한다. 진동에 대한 임계축이 하나 이상인 경우, 연료탱크는 각 임계축에 대하여 12시간 30분씩 진동을 가하여야 한다.

(c) 유사한 비금속제 탱크를 유사한 형식으로 장착하여 충족할 만한 운용 경험이 있다는 것이 입증되지 않는 한, 비금속제 탱크는 상기 (b)(5)항에 따라 온도가 43.3℃(110℉)인 연료를 사용한 시험을 통과해야 한다. 이 시험에서는 비행기에 장착한 상태를 모사하기 위해 대표적인 탱크 표본을 지지구조에 장착한다.

(d) 가압 연료탱크의 경우, 지상 또는 비행 중에 발생할 수 있는 최대압력에 견딜 수 있음을 시험이나 분석으로 입증하여야 한다.

(a) 각 연료탱크는 지지되지 않은 탱크 표면에 탱크하중(탱크 내부연료의 중량으로 인한 하중)이 집중되지 않도록 지지되어야 하며, 다음 사항을 따라야 한다.

(1) 마찰손상을 방지하기 위한 패드를 필요에 따라 탱크와 지지부 사이에 넣는다.

(2) 패드는 비흡수성이거나 유체흡수를 방지하기 위한 처리를 한 것이어야 한다.

(3) 유연성 탱크라이너를 사용한 경우, 라이너가 유체의 하중을 지탱할 필요가 없도록 지지되어야 한다.

(4) 유연성 탱크라이너를 장착하는 기체 내부면은 라이너의 마모를 발생시킬 수 있는 돌출부가 없이 평탄하여야 한다. 단, 다음과 같은 경우에는 이를 적용하지 않을 수 있다.

(i) 돌출부를 접하는 라이너 부위를 보호하는 장치가 있는 경우

(ii) 라이너 자체 구조로 보호되는 경우

(b) 탱크외부 공간은 소량의 누설로 인한 연료 증기가 누적되지 않도록 환기를 시켜야 한다. 탱크가 밀폐된 공간에 있는 경우, 환기장치는 고도 변화로 따른 과다한 압력을 방지하기에 충분히 큰 배출구로 제한할 수 있다.

(c) 모든 탱크의 위치는 25.1185(a)항의 요구조건에 적합하여야 한다.

(d) 엔진의 주배기구 바로 뒤에 있는 엔진 나셀면은 통합 탱크의 벽면으로 사용할 수 없다.

(e) 모든 연료탱크는 연료와 연료가스를 차단하는 설비를 사용하여 사람이 사용하는 공간과 격리되어야 한다.

모든 연료탱크에는 탱크 용량의 2% 이상의 팽창공간을 두어야 한다. 비행기가 정상적인 지상 자세에 있는 경우에는 부주의한 경우에도 연료탱크의 팽창공간에는 연료가 공급되지 않아야 한다. 가압식 연료공급 시스템의 경우, 25.979(b)항에 대한 적합성을 입증한 방법으로 이 항목에 대한 적합성을 입증할 수 있다.

(a) 각 연료탱크에는 비행기가 정상적인 자세로 지상에 있을 때 탱크 용적의 0.1% 또는 0.24ℓ(1/16gal) 이상의 용량을 가진 고이개가 있어야 한다. 단, 운용 중에 축적되는 수분의 양이 고이개의 용량을 초과하지 않음을 보장하는 운용한계가 설정된 경우는 예외로 한다.

(b) 각 연료탱크에 있는 위험한 분량의 수분은 탱크 내의 어느 곳에 있든지 비행기가 지상에 정상적인 자세로 있는 상태에서 고이개로 배수되어야 한다.

(c) 연료탱크의 고이개에는 다음과 같이 접근하기 쉬운 배출구가 있어야 한다.

(1) 지상에서 고이개를 완전히 배출할 수 있어야 함.

(2) 비행기의 각 부분에서 확실하게 배출할 수 있어야 함.

(3) 닫힘 위치에서 확실하게 잠기는 수동 장치 또는 자동 장치가 있어야 함.

연료탱크의 연료주입구는 연료탱크를 제외한 비행기의 다른 부분으로 연료가 유입되는 것을 방지할 수 있어야 한다.

(a) 예비

(b) 상당한 분량의 연료가 남아 있을 수 있는 연료주입구의 오목한 부분에는 연료를 완전히 빼낼 수 있는 배출구가 있어야 한다.

(c) 주입구의 덮개에는 연료 밀폐재가 있어야 한다.

(d) 모든 연료주입구에는 비행기를 지상의 연료공급 장비와 전기적으로 본딩시킬 수 있는 수단이 구비되어 있어야 한다.

(a) 연료탱크의 환기구 : 각 연료탱크는 모든 정상 비행상태에서 효과적인 환기를 위해 팽창공간의 최상부에서 환기가 이루어지도록 해야 하며 다음 사항을 따라야 한다.

(1) 각 환기구는 오물 또는 결빙현상으로 막히지 않도록 배치하여야 한다.

(2) 정상운용 중에 사이폰 현상이 발생하지 않도록 환기구를 배치하여야 한다.

(3) 환기용량 및 환기압력의 수준은 다음과 같은 상태에서 탱크 내외부의 허용 차압을 유지하는 것이어야 한다.

(i) 정상적인 비행 운용 상태

(ii) 최대 상승 및 하강 비행

(iii) 연료 급유 및 배출(적용되는 경우)

(4) 출구가 서로 연결되어 있는 연료탱크들의 공기 공간은 서로 연결되어 있어야 한다.

(5) 비행기가 지상에 있거나 수평비행 자세일 때, 모든 환기용 배관에는 수분이 축적될 수 있는 공간이 없어야 한다. 단, 이러한 목적의 배출 설비가 있는 경우에는 이 제한사항을 적용하지 않는다.

(6) 환기구 또는 배출장치의 출구는 다음과 같은 장소에 배치하지 않아야 한다.

(i) 환기구 출구에서 연료가 배출될 경우, 화재 위험이 있는 곳

(ii) 배출된 기화가스가 객실 또는 승무원실로 유입될 수 있는 곳

(b) 기화기의 기포 환기구 : 기포 제거용 연결부를 장치한 기화기에는 기포를 연료탱크로 돌려보내는 환기관이 있어야 하며 다음 사항을 따라야 한다.

(1) 각 환기 장치에는 결빙으로 막히지 않도록 하는 장치가 있어야 한다.

(2) 연료탱크가 2조 이상이고 정해진 순서대로 탱크들을 사용해야 하는 경우, 각 기포 환기용 배관은 이륙과 착륙시 사용하는 연료탱크에 연결되어야 한다.

(a) 연료탱크의 배출구 또는 승압펌프에는 다음 기준에 적합한 연료여과기가 있어야 한다.

(1) 왕복엔진을 장착한 비행기의 여과기필터 그물망의 크기는 4～7 mesh/cm (8～16 mesh/in) 이어야 한다.

(2) 터빈엔진을 장착한 비행기의 여과기는 연료 흐름을 방해하거나 연료 시스템의 구성품을 손상시킬 수 있는 모든 이물질을 통과시키지 않아야 한다.

(b) 예비

(c) 연료탱크 출구 여과기의 여과유효면적은 연료탱크 배출구 배관 단면의 5배 이상이어야 한다.

(d) 여과기의 지름은 연료탱크 배출구 지름보다 커야 한다.

(e) 손가락형 여과기는 검사 및 세척이 용이하여야 한다.

가압식 급유 시스템에는 다음사항들을 적용한다.

(a) 가압식 급유 시스템의 매니폴드 연결부에는, 연료유입밸브에 결함이 발생하는 경우에도 시스템으로부터 위험한 분량의 연료가 유출되는 것을 방지하기 위한 장치가 있어야 한다.

(b) 각 탱크의 연료량이 해당 탱크에 대해 승인된 최대 용량을 초과하지 않도록 방지하는 자동차단장치가 있어야 한다. 이 장치는 다음 내용에 적합하여야 한다.

(1) 급유하기 전에 차단장치의 적절한 작동여부를 점검할 수 있어야 한다.

(2) 각 급유구에는 해당 탱크에 대해 승인된 최대 용량에서 연료흐름을 멈추는 차단장치에 대한 결함을 나타내는 지시기가 있어야 한다.

(c) 위의 (b)항에서 규정하는 자동 차단장치에 결함이 생겨도 연료시스템이 손상되지 않도록 예방하는 수단이 있어야 한다.

(d) 비행기의 가압식 급유시스템(연료탱크 및 연료탱크의 환기시스템은 제외)은 급유 중에 발생할 수 있는 서지를 포함한 최대압력으로 인한 하중의 2배인 극한하중에 견딜 수 있어야 한다. 서지 압력의 최대 수치는 의도적으로 또는 부주의로 잠글 수 있는 탱크 밸브들을 조합하여 결정해야 한다.

(e) 비행기의 연료배출 시스템(연료탱크 및 연료탱크의 환기시스템은 제외)은 급유 연결부의 최대 배출허용 압력(정압 또는 부압)으로 인한 하중의 2배인 극한하중에 견딜 수 있어야 한다.

(a) 연료 또는 증기의 발화로 인하여 파국적인 고장(catastrophic failure)을 유발할 수 있는 연료탱크 또는 연료탱크 시스템의 해당 부분에 점화원이 존재하지 않아야 한다. 이는 다음과 같이 입증하여야 한다.

(1) 연료탱크 내부에서 연료의 최저 자연발화 예측온도 미만으로 안전 여유를 가지는 최고 온도를 결정해야 한다.

(2) 연료의 발화 가능성이 있는 연료탱크 내부 해당 위치의 온도가 이 절의 (a)(1)항에 따라 결정된 온도를 초과하지 않음을 실증하여야 한다. 이는 구성품의 작동, 고장 또는 오작동으로 인하여 연료탱크 내부의 온도를 증가시킬 수 있는 모든 가능한 작동, 고장 및 오작동 조건에서 확인하여야 한다.

(3) 단일고장(single failure), 극히 희박(extremely remote)한 것으로 입증되지 않은 잠재적인 고장에 결합된 단일고장, 그리고 극히 불가능(extremely improbable)한 것으로 입증되지 않은 고장의 모든 결합으로 인하여 점화원이 발생하지 않음을 실증하여야 한다. 이와 같은 실증에는 제작 시의 차이, 노화, 마모, 부식 및 발생할 수 있는 손상의 영향을 고려하여야 한다.

(b) 이 절의 (b)(2)항과 (c)항에 제시된 사항을 제외하고, 비행기 연료탱크의 기단 평균 가연성 노출(FAFE, Fleet Average Flammability Exposure)은 이 기준의 부록 N에 정의된 바와 같은 가연성 노출 평가시간(FEET, Flammability Exposure Evaluation Time) 또는 평가하고자 하는 당해 비행기 모델의 날개 내부 연료탱크에 해당되는 시간 중에서 큰 값의 3%를 초과하지 않아야 한다. 전통적인 비가열성 알루미늄 날개가 아닌 경우, 동등한 전통적인 비가열성 알루미늄 날개 연료탱크로 가정하여 분석을 수행하여야 한다.

(c) 연료 탱크 설비는 다음 중 하나를 포함하여야 한다.

(1) 기단 평균 가연성 노출(FAFE)은 이 기준의 부록 N에 따라 결정된다. 이에 대한 평가는 연료탱크 가연성 평가방법 사용자 매뉴얼(DOT/FAA/ AR-05/8, 2008.05)에 제시된 방법과 절차에 따라 수행하여야 한다.

(2) 비행기에서 주 연료탱크로 사용되지 않는 연료탱크는 연료탱크의 일부분이 동체 형상 내부에 위치하는 경우, 이 기준의 부록 M의 가연성 노출 판단기준(criteria)을 만족하여야 한다.

(3) 이 항에서 사용하는 용어의 정의는 다음과 같다.

(i) 동등한 전통적인 비가열성 알루미늄 날개 탱크(Equivalent Conventional Unheated Aluminum Wing Tank)는 항공역학적인 성능, 구조적인 성능, 연료탱크의 용량 및 형상이 해당 날개의 설계와 동등한 아음속 비행기의 비가열성 세미 모노코크 알루미늄 날개 내부에 있는 통합형 연료탱크를 말한다.

(ii) 기단 평균 가연성 노출(Fleet Average Flammability Exposure)은 이 기준의 부록 N에 정의되어 있고, 항속거리 범위에서 운항하는 비행기 형식의 기단(fleet)에 대하여 각 연료탱크 잔여공간(ullage)에 가연성이 있는 시간의 백분율을 말한다.

(iii) 주 연료탱크(Main Fuel Tank)는 한 대 또는 그 이상의 엔진에 연료를 직접 공급하고, 각 비행 동안에 연속적으로 필요한 연료를 저장하는 탱크를 말한다.

(c) 발화에 의한 손상이 계속적인 안전한 비행과 착륙을 방해하지 않도록 해당 연료탱크 내부에서 연료증기의 발화 영향을 경감시키기 위한 수단을 구비한 연료탱크에 대해서는 이 절의 (b)항을 적용하지 않는다.

(d) 이 절의 (a)항에 의거한 연료탱크 시스템 내부에 점화원의 발생을 방지하고, (b)항의 요건에 따라 허용된 탱크의 가연성 노출이 증가하는 것을 방지하고, (a)항 또는 (c)항에 따라 구비된 수단의 성능 및 신뢰성 저하를 방지하기 위하여 상세설계 형상통제 제한사항(CDCCL, Critical Design Configuration Control Limitations), 검사, 또는 기타의 관련 절차를 수립하여야 한다. 이와 같은 상세설계 형상통제 제한사항, 검사, 그리고 절차는 25.1529항에서 요구하는 감항성유지지침서의 감항성 한계 부분에 포함하여야 한다. 사전에 조치할 수 있는 정비, 수리 또는 개조를 통하여 상세설계 형상통제 제한사항(전선의 분리 한계를 식별하기 위한 색상 표기법 등)을 보완하여 대체할 수 있는 비행기의 해당 부분에는 설계의 치명적인 특징을 식별하기 위한 시각적인 수단을 구비하여야 한다. 이와 같은 시각적인 수단은 상세설계 형상통제 제한사항(CDCCL)에서 식별할 수 있어야 한다.

연료시스템 구성품

(a) 주펌프 : 적절한 엔진 작동 또는 subpart E의 연료시스템 요구조건(하기(b)항은 제외)을 충족하기 위해 필요한 연료펌프가 주펌프이다. 엔진의 일부로 승인된 분사식 펌프(분사가 기화기내에서 이루어지지 않을 때, 연료의 분사를 위해 적정한 유량 및 압력을 공급하는 펌프)이외의 모든 주펌프에는 연료펌프 행정체적용량을 우회시킬 수 있는 장치가 있어야 한다.

(b) 비상용 펌프 : 엔진의 일부로 승인된 분사식 펌프 이외의 주펌프에 결함이 발생하는 즉시 각 엔진에 연료를 공급하는 비상용 펌프 또는 다른 주펌프가 있어야 한다.

(a) 모든 연료배관은 과다하게 진동하지 않고 연료압력과 가속비행에서 발생하는 하중에 견딜 수 있도록 장착되고 지지되어야 한다.

(b) 상대적인 움직임이 발생할 수 있는 비행기의 구성품들을 연결하는 연료배관은 유연성이 있어야 한다.

(c) 압력을 받거나 축방향 하중을 받을 수 있는 연료배관에 있어 유연성이 필요한 연결부위에는 유연성 호스를 사용하여야 한다.

(d) 유연성 호스는 승인을 받은 것이거나 해당 용도에 적합함이 입증되어야 한다.

(e) 고온에 노출되면 나쁜 영향을 받는 유연성 호스는 엔진 작동 중이거나 정지 후에 과도한 온도가 발생하는 곳에 사용할 수 없다.

(f) 동체 내의 각 연료배관은 누설이 없이 적당한 변형 및 신축이 되도록 설계하고 장착하여야 한다.

엔진 나셀이나 동체 내부에 있는 연료시스템의 구성품은 포장 활주로에 착륙장치를 내리지 않은 채 착륙(동체착륙)할 때, 화재를 유발시킬 수 있는 용량의 연료를 유출하는 손상을 입지 않도록 보호되어야 한다.

모든 연료밸브는 차단장치에 대한 25.1189항의 요구조건과 다음의 요구조건을 충족해야 한다.

(a) 예비

(b) 밸브의 작동 또는 가속비행으로 인해 발생하는 하중이 밸브에 연결된 배관에 전달되지 않도록 연료밸브를 지지하여야 한다.

연료탱크 출구와 연료 계량장치의 입구 사이 또는 엔진으로 구동되는 왕복형 펌프의 입구 사이에 중에서 연료탱크의 출구와 더 가까운 곳에 연료여과기 또는 필터를 설치하여야 한다. 이러한 연료 여과기 또는 필터는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(a) 배출 및 세척을 위해 접근이 용이하여야 하며, 쉽게 장탈할 수 있는 여과망이나 부품으로 구성되어야 한다.

(b) 침전물 회수장치와 배출구가 있어야 한다. 단, 배출 목적을 위해 여과기 또는 필터가 쉽게 장탈되는 경우에는 배출구를 설치하지 않아도 좋다.

(c) 자체 중량이 연결 배관 또는 여과기나 필터 자체의 입출구 연결부위에 의해 지지되지 않도록 장착하여야 한다. 단, 모든 하중 조건에서 배관이나 연결부위에 적절한 여유 강도가 있는 경우는 예외로 한다.

(d) 기술기준 Part 33에 적합한 엔진을 위해 설정된 것보다 심하게 오염된(입자 크기 및 밀도 기준) 연료를 사용하더라도, 해당 엔진에 대한 설정된 운용한계 측면에서 연료시스템의 기능이 저하되지 않도록 보장할 수 있는 용량을 갖추어야 한다.

(a) 연료시스템의 배출은 연료 여과기 및 연료탱크 고이개의 배출구를 사용하여 수행하여야 한다.

(b) 위의 (a)항에서 규정하는 배출구는 다음 기준에 적합하여야 한다.

(1) 비행기 모든 부분의 연료를 완전하게 배출할 수 있어야 한다.

(2) 닫힘 위치에서는 수동 또는 자동으로 확실히 잠기는 수단이 있어야 한다.

(3) 배출밸브는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(i) 접근이 용이하며 쉽게 열리고 닫혀야 한다.

(ii) 착륙장치를 내리지 않은 채 착륙(동체 착륙)하는 경우에도 연료 유출이 발생하지 않도록 배치하거나 보호해야 한다.

(a) 비행기가 최대 이륙중량으로 25.119항 및 25.121(d)항의 상승성능 요구조건에 적합함을 입증한 경우 이외에는 연료사출장치를 갖추어야 한다. 이 사출장치는 기술기준 subpart C에서 적용되는 이륙, 접근, 착륙 상승 성능요구조건의 적합성을 입증하기 위해 사용한 것과 동일한 비행기 형상, 속도, 출력 및 추력으로 출발 비행장에서 이륙, 이륙포기 및 착륙으로 구성되는 15분간의 비행에 필요한 실제 또는 계산된 연료를 제외한 모든 연료를 사출해야 한다.

(b) 연료사출장치는 (a)항에서 규정하는 중량에서 시작 후 15분내에 비행기가 25.119항 및 25.121(d)항의 상승성능 요구조건을 충족할 수 있도록 충분한 연료를 사출시킬 수 있어야 한다. 이때, 연료는 (c)항에 따른 비행시험 중에 허용되는 가장 불리한 조건(중량을 고려하지 않은)에서 사출되는 것으로 가정한다.

(c) 최대이륙중량으로 플랩 및 착륙장치를 접은 상태에서 다음 비행조건에서 연료사출을 시작하여 실증해 보여야 한다.

(1) 1.4 VS1 속도로 추력이 없는 상태에서의 활공비행

(2) 임계엔진을 작동하지 않고 나머지 엔진들은 연속최대출력으로 작동하는 임의 엔진 부작동 조건에서 최대상승속도로 상승

(3) 1.4 VS1 속도에서의 수평비행. 위의 (1) 및 (2)항의 조건에서 시험한 결과 이 시험조건이 임계적일 수 있는 경우 수행한다.

(d) 위의 (c)항에 따른 비행시험에서 다음 내용을 입증하여야 한다.

(1) 연료사출 시스템 자체 및 시스템 작동은 화재 위험이 없어야 한다.

(2) 사출된 연료는 비행기의 어떠한 부분에도 묻지 않아야 한다.

(3) 연료 또는 연료증기가 비행기의 어떠한 부분에도 유입되지 않아야 한다.

(4) 사출 시스템의 작동은 비행기의 조종성에 나쁜 영향을 주지 않아야 한다.

(e) 왕복엔진을 장착한 비행기에는 최대연속출력의 75%로 45분간 비행할 수 있는 분량 수준을 넘어 이륙 및 착륙에 사용하는 연료가 사출되는 것을 방지하는 장치가 있어야 한다. 단, 주사출제어장치와는 독립된 보조사출 제어장치가 있는 경우에는, 보조사출 제어장치를 사용하여 나머지 연료를 사출하도록 시스템을 설계할 수 있다.

(f) 터빈엔진을 장착한 비행기에는 해면고도에서 3,030m(10,000ft)까지 상승한 후 최대 순항속도로 45분간 비행할 수 있는 분량 수준을 넘어 이륙 및 착륙에 사용하는 연료가 사출되는 것을 방지하는 장치가 있어야 한다. 단, 주사출제어장치와는 독립된 보조사출 제어장치가 있는 경우에는, 보조사출 제어장치를 사용하여 나머지 연료를 사출하도록 시스템을 설계할 수 있다.

(g) 연료사출 밸브는 사출장치 작동 중에 조종승무원이 언제든지 닫을 수 있도록 설계하여야 한다.

(h) 주익 주위의 공기흐름을 변화시키는 장치(플랩, 슬롯 및 슬랫 포함)를 사용하는 것이 연료 사출에 부정적인 영향을 주지 않음을 입증한 경우 외에는, 공기흐름을 변화시키는 장치를 사용하는 동안의 연료사출에 대하여 승무원에게 경고하는 설명판이 사출제어장치 부근에 있어야 한다.

(i) 연료사출장치는 통상적으로 발생할 수 있는 시스템의 단일 고장으로 인해 비대칭적인 연료사출 또는 연료사출 불가능 사태를 유발하여 비행기가 위험한 상태에 빠지지 않도록 설계하여야 한다.

윤활유 계통

(a) 각 엔진에는 안전한 연속운전을 위해 온도를 초과하지 않는 적절한 분량의 오일을 엔진에 공급할 수 있는 독립된 오일 시스템이 있어야 한다.

(b) 사용 가능한 오일의 양은 임계 운용상태에서 비행기의 지속적인 운항을 위해 필요한 양과 동일한 조건에서 승인된 엔진의 최대 허용 오일 소모량에 시스템내의 순환을 보증하기 위해 적절한 여유 분을 더한 것보다 적지 않아야 한다. 피스톤 엔진을 장착한 비행기에 요구되는 오일의 양을 계산하기 위해서는 비행기 항속거리의 합리적인 분석 대신, 다음과 같은 연료/오일 비율을 사용할 수 있다.

(1) 예비 오일시스템 또는 오일 이송시스템을 장착하지 않은 비행기는 30:1의 연료/오일 체적비율

(2) 예비 오일시스템 또는 오일 이송시스템을 장착한 비행기는 40:1의 연료/오일 체적비율

(c) 엔진의 실제 오일 소모율에 관한 자료로서 입증한 경우, (b)(1)항과 (2)항에서 규정하는 것보다 높은 연료/오일 비율을 사용할 수 있다.

(a) 장착 : 모든 오일탱크의 장착은 25.967항의 요구조건에 적합하여야 한다.

(b) 팽창 공간 : 오일탱크에는 다음과 같은 팽창공간이 있어야 한다.

(1) 피스톤엔진에 사용하는 각 오일탱크는 탱크용량의 10% 또는 1.9ℓ(0.5gal)중 큰 값 이상인 팽창공간이 있어야 하며, 터빈 엔진에 사용하는 각 오일탱크는 탱크용량의 10%이상인 팽창공간이 있어야 한다.

(2) 어떤 엔진에도 직접 연결되어 있지 않은 예비 오일탱크에는 탱크용량의 2% 이상인 팽창공간이 있어야 한다.

(3) 비행기의 정상적인 지상자세에서 부주의로 인해 오일탱크의 팽창공간을 오일로 채울 수 없어야 한다.

(c) 주입구 연결부 : 상당한 분량의 오일이 남아있을 수 있는 오목한 오일탱크 주입구 연결부에는 비행기의 어떤 부분에도 흐르지 않게 배출하는 배출구가 있어야 한다. 또한, 각 오일탱크 주입구 덮개에는 오일차폐용 밀폐재가 있어야 한다.

(d) 환기구 : 오일탱크에는 다음과 같은 환기구가 있어야 한다.

(1) 각 오일탱크에는 모든 정상적인 비행상태에서 효과적인 환기가 되게끔 팽창공간의 상부에 환기구가 있어야 한다.

(2) 오일탱크의 환기구는 결빙 및 배관 폐쇄를 일으키는 응축수증기가 어떤 부분에도 누적되지 않도록 배치하여야 한다.

(e) 배출구 : 시스템 내부의 오일 흐름을 방해할 수 있는 이물질이 탱크 자체 또는 탱크 출구로 유입되는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다. 오일탱크 배출구는 모든 작동 온도에서 안전한 값 이하로 오일 흐름을 감소시킬 수 있는 여과망 또는 방호물 에워싸지 않아야 한다. 오일 시스템(오일탱크 지지부 포함)의 외부가 내화성이 없는 경우 터빈엔진에 사용하는 각 오일탱크의 출구에는 차단밸브가 있어야 한다.

(f) 유연성이 있는 오일탱크 라이너 : 모든 유연성이 있는 오일탱크 라이너는 승인을 받은 것이거나 사용에 적합함이 입증되어야 한다.

모든 오일탱크는 다음 사항에 적합하도록 설계하고 장착하여야 한다.

(a) 오일탱크는 운용 중에 받을 수 있는 진동, 관성력, 유체 및 구조적인 하중에 결함 없이 견딜 수 있어야 한다.

(b) 다음 (1)와 (2)항을 제외한 나머지 사항은 25.965항의 기준에 적합하여야 한다.

(1) 시험 압력

(i) 터빈 엔진에 사용하는 가압식 탱크는 25.965(a)항에서 규정하는 압력대신 탱크의 최대 운용압력에 0.35kg/cm2 (5 psi)를 더한 값보다 큰 시험압력을 사용하여야 한다.

(ii) 기타의 모든 탱크는 25.965(a)항에서 규정하는 압력대신 0.35kg/cm2 (5 psi)이상인 시험압력을 사용하여야 한다.

(2) 시험유체는 25.965(c)항에서 규정하는 유체대신 121℃(250℉)인 오일을 사용하여야 한다.

(a) 모든 오일배관은 25.993항의 요구조건에 적합하여야 하며, 또한 화재구역으로 선정된 곳에 위치하는 오일배관 및 피팅은 25.1183항의 요구조건에 적합하여야 한다.

(b) 브리더 배관은 다음과 같이 배치하여야 한다.

(1) 응축된 수증기의 결빙 및 배관폐쇄가 어떤 부분에서도 누적되지 않아야 한다.

(2) 브리더에서 방출되는 것은 거품이 형성되는 경우에도 화재위험이 없어야 하며, 방출되는 오일이 승무원의 조종석 전면창을 덮치지 않아야 한다.

(3) 브리더는 엔진의 흡기 시스템으로 방출되지 않아야 한다.

(a) 터빈 엔진에는 엔진 전체의 오일흐름이 있는 곳에 오일 여과기 또는 필터를 장착하여야 한다. 이러한 여과기나 필터는 다음 기준에 적합하여야 한다.

(1) 각 오일 여과기나 필터는 이것들이 완전히 폐쇄되더라도 시스템의 나머지 부분에 오일이 정상적인 비율로 흐르도록 우회경로를 구성하여 장착하여야 한다.

(2) 오일여과기나 필터는 오일이 기술기준 Part 33에 적합한 엔진을 위해 설정된 것보다 큰 정도까지 오염(입자 크기 및 밀도 기준)되더라도, 엔진을 위해 설정된 운용한계 측면에서 엔진 오일 시스템의 기능이 저하되지 않음을 보증할 수 있는 용량을 확보해야 한다.

(3) 오일탱크 출구에 장착된 오일여과기 또는 필터 외에는 (2)항에 따라 설정된 용량에 도달하기 전에 오염을 지시할 수 있는 지시기가 있어야 한다.

(4) 여과기 또는 필터의 바이패스는 걸러진 오염물질이 바이패스 경로에 있지 않음을 확신할 수 있는 적절한 위치를 선정함으로서, 걸러진 오염물질의 재 유입이 최소화 되도록 구성하고 장착하여야 한다.

(5) 오일탱크의 출구에 장착한 경우를 제외한, 바이패스가 없는 오일여과기 또는 필터는 25.1305(c)(7)항에서 규정하는 경보장치에 연결하는 수단이 있어야 한다.

(b) 피스톤 엔진에 사용하는 각 오일 여과기나 필터는 이것들이 완전히 폐쇄되더라도 시스템의 나머지 부분에 오일이 정상적인 비율로 흐르도록 구성하고 장착하여야 한다.

오일 시스템의 안전한 배출을 위한 배출구가 있어야 하며, 각 배출구는 다음 기준에 적합하여야 한다.

(a) 접근이 용이하여야 한다.

(b) 닫힘 위치에서는 수동 또는 자동으로 확실히 잠기는 수단이 있어야 한다.

(a) 모든 오일 방열기는 운용 중에 받을 수 있는 진동, 관성력 및 오일압력 하중에도 결함 없이 견딜 수 있어야 한다.

(b) 화재가 발생했을 때, 엔진 나셀의 정상적으로 개방된 부분을 통한 화염이 직접 냉각기에 영향을 미치지 않는 곳에 오일 방열기의 공기도관이 위치하여야 한다.

(a) 모든 오일차단밸브는 25.1189항의 요구조건에 적합하여야 한다.

(b) 오일 차단 밸브를 닫는 장치가 프로펠러의 페더링을 방해하지 않아야 한다.

(c) 모든 오일 밸브는 '열림' 또는 '닫힘' 위치를 지시하는 적절한 장치나 완전히 멈추는 장치가 있어야 하며, 밸브의 작동 또는 가속비행 상태 때문에 발생한 하중이 밸브에 연결된 배관에 전달되지 않도록 밸브를 지지하여야 한다.

(a) 프로펠러 페더링 시스템이 엔진 오일을 이용하는 경우, 오일탱크가 아닌 윤활계통 일부의 결함으로 오일 공급이 중단되더라도 페더링에 필요한 분량의 오일이 탱크 내에 잔류하는 수단이 있어야 한다.

(b) 오일탱크에 남은 오일은 페더링 작동을 수행하기 위한 충분한 분량으로 페더링 펌프만이 사용할 수 있어야 한다.

(c) 탱크에 남은 오일로 시스템이 페더링을 수행할 수 있다는 것을 입증하여야 한다. 이 시험은 지상에서 작동중인 엔진의 윤활을 위한 보조 오일 공급장치를 사용하여 수행할 수도 있다.

(d) 프로펠러 페더링 시스템의 안전한 작동에 영향을 주는 침전물 또는 기타 이물질을 방지하기 위한 설비가 있어야 한다.

냉각

동력장치 또는 보조동력장치의 냉각장치는 동력장치의 구성픔, 엔진 액체, 보조동력장치의 구성품들 및 그 액체들의 온도를 지상조건, 수상조건, 비행 조건 및 정상적으로 엔진이나 보조동력장치의 운전을 정지한 상태에서 이러한 구성품들과 액체들에 대해 설정한 온도범위 내에서 유지할 수 있어야 한다.

(a) 일반 : 지상운용, 수상운용 및 비행시에 처할 수 있는 가장 위험한 상태에서 시험을 수행하여 25.1041항의 기준에 대한 적합성이 입증되어야 한다. 이 시험에 대하여 다음 사항들을 적용한다.

(1) 최고대기온도와 차이가 있는 상태에서 시험을 행한 경우 측정된 동력장치의 온도는 (c)항과 (d)항에서 규정하는 방법에 따라 수정해야 한다.

(2) 상기 (1)항에 의하여 수정된 온도는 규정된 한계온도를 초과하지 않아야 된다.

(3) 왕복엔진의 경우, 시험에 사용되는 연료는 해당 엔진에 대해 승인된 최저등급이어야 하고 그 혼합비는 냉각시험이 행해지는 비행단계에서 통상적으로 사용하는 것이어야 한다. 냉각시험 절차는 25.1045항에 규정되어 있다.

(b) 최고대기온도 : 최고대기온도는 해면상에서 37.8℃(100℉) 이상으로 설정한다. 해면으로부터의 대기온도 저하율은 -56.5℃(-69.7℉)에 도달하기까지는 1000m당 6.5℃(1,000ft당 3.6℉)이고, 그 이상의 고도에서의 대기온도는 -56.5℃(-69.7℉)로 일정하다. 단, 방한장치를 설치한 경우 신청자는 해면상에서 37.8℃(100℉)보다 작은 최고대기온도를 선택할 수 있다.

(c) 수정계수 (실린더 배럴 제외) :　이 항목에서 보다 합리적으로 교정을 하지 않는 한, 한계온도가 설정된 엔진의 액체와 엔진구성품(실린더 배럴 제외)의 온도는 냉각시험 중 최고온도로 기록되는 엔진구성품 또는 엔진의 액체를 처음 발견하였을 때의 최고대기온도와 대기온도의 차를 더해서 교정한다.

(d) 실린더 배럴 온도의 교정을 위한 수정계수 : 이 항목에서 보다 합리적으로 교정을 하지 않는 한, 실린더 배럴의 온도는 냉각시험 중 최고온도로 기록되는 실린더 배럴을 처음 발견하였을 때의 최고대기온도와 대기온도의 차에 0.7을 곱한 온도를 더해서 교정한다.

(a) 각 성능 기준에 해당되는 이륙, 상승, 정상운항 그리고 착륙 등의 각 비행단계에 대하여 25.1041항의 요구사항이 충족되었음을 입증해야 한다. 냉각시험은 각 비행 단계 중의 냉각과 관련하여 최악의 비행기 운용상태와 환경에서 행해져야 한다. 냉각시험중의 온도의 변화가 분당 1.1℃(2℉) 이내일 때를 ‘안정’된 것으로 한다.

(b) 시험을 위하여 각 비행단계로 들어갈 때에는 온도가 안정되어야 한다. 단, 일반운용시 각 비행단계로 들어가는 상태에서 해당 구성품 및 엔진액체의 온도가 안정되지 않는 경우는 제외한다.(이러한 경우 각 비행단계에 들어가기 전에 해당 시험단계에 들어가는 상태의 전체 운용을 수행하여 시험 시작시에 일반운용 온도에 도달하도록 하여야한다.) 이륙 냉각시험은 지상공회전을 통하여 동력장치의 구성품 및 엔진액체의 온도가 안정된 이후에 수행되어야 한다.

(c) 각 비행단계에 대한 냉각시험은 다음 사항이 충족될 때까지 계속되어야 한다.

(1) 해당 구성품 및 엔진액체의 온도가 안정되어야 한다,

(2) 해당 비행단계가 완료되거나

(3) 운용한계에 도달해야 한다.

(d) 왕복엔진 추진 비행기의 경우, 냉각시험을 위한 이륙단계는 다음과 같이 가정한다. 즉, 비행기가 이륙표면으로부터 500m(1,500ft) 고도에 도달한 경우나 이륙으로부터 정상운항 상태로의 전이를 완료하고 25.121(c)항의 기준을 충족하는 속력에 도달하였을 경우 이들 고도 중 높은 고도에 도달하였을 때를 이륙단계가 완료된 것으로 한다. 해당 비행기는 다음 상태에 있어야한다.

(1) 착륙장치는 접은 상태이어야 한다.

(2) 날개플랩은 최적의 위치에 있어야한다.

(3) 카울플랩(또는 엔진냉각을 조절하는 다른 장치)은 고온의 대기상태에서 적절한 냉각을 행할 수 있는 위치에 있어야한다.

(4) 임계엔진이 작동하지 않고 해당 프로펠러가 정지상태에 있어야 한다.

(5) 나머지 엔진은 해당 비행고도에서 가능한 연속최대출력으로 운용되어야 한다.

(e) 수상기 및 수륙양용기의 경우, 스텝(Step) 속력보다 5노트 빠른 속력으로 10분 동안 순풍 속을 수상 활주하는 상태에서 냉각 성능이 입증되어야 한다.

흡기계통

(a) 각 엔진 및 보조동력장치에 사용하는 흡기계통은 다음 기준에 적합하도록 공기를 공급하여야 한다.

(1) 증명이 신청된 운용 조건에서 엔진 및 보조동력장치에 필요한 공기를 공급하여야한다.

(2) 흡기밸브의 위치와 상관없이 적절한 연료량 조절과 혼합기의 분배가 이루어질 수 있도록 공기를 공급하여야 한다.

(b) 왕복엔진은 비, 얼음 또는 기타 외부물질의 유입을 방지하는 대체적인 공기 공급원을 갖추어야 한다.

(c) 카울링 안에서 흡기구가 열리지 않아야 된다. 단, 다음의 경우는 예외로 한다.

(1) 해당 카울링 내부가 내화 다이어프램에 의해 동력장치의 보기로부터 격리되어 있는 경우

(2) 왕복엔진의 경우, 역화 화염의 발생을 방지할 수 있는 방법이 강구된 경우

(d) 터빈엔진 또는 보조동력장치를 장착한 비행기는 다음 사항을 충족해야 한다.

(1) 배출구, 환기구 또는 그 밖의 가연성 유체계통의 구성품으로부터 위험한 양의 연료가 누출되거나 넘쳐서 엔진 또는 보조동력장치의 흡기계통으로 유입되는 것을 방지하기 위한 수단을 갖추어야 한다.

(2) 활주로, 유도로 또는 기타 공항 지역에 존재하는 물 또는 진흙이 위험할 정도로 엔진 또는 보조동력장치의 흡기구로 유입되는 것이 방지되도록 설계하여야 한다. 또한, 흡기구는 이륙, 착륙 그리고 활주 중에 외부 물질의 유입이 최소화되도록 배치하고 보호해야 한다.

(e) 엔진 흡기계통을 구성하는 부품 또는 구성품이 흡기구로부터 유입된 외부물질에 의해 손상될 수 있는 경우, 흡기계통의 설계로 인해 부품 또는 구성품에 유해한 손상을 주지 않고 기술기준 part 33의 33.76항, 33.77항 및 33.78(a)(1)항에 의한 외부물질 유입시험을 통과할 수 있는지 시험 또는 적절한 해석을 통하여 입증해야 한다.

(a) 왕복엔진 : 왕복엔진의 흡기계통에 결빙이 되지 않도록 방지하거나 결빙을 제거할 수 있는 수단을 갖추어야 한다. 이러한 행위가 다른 방법에 의해 이루어지지 않는 경우, 고고도용 엔진을 장착한 비행기에 대해 -1℃(30℉)의 온도에서 육안으로 보이는 수분이 없는 공기 중에서 다음 사항들을 입증해야 한다.

(1) 예열기를 갖춘 기존 형식의 벤츄리 기화기를 사용할 때 연속최대출력의 60%에서 온도를 67℃(120℉) 상승시킬 수 있어야 하거나,

(2) 예열기를 갖추고 결빙확률이 감소된 형태의 기화기를 사용하는 경우, 연속최대출력의 60%에서 온도를 55℃(100℉) 상승시킬 수 있어야 한다.

(b) 터빈엔진

(1) 터빈엔진은 엔진, 흡기계통 구성품 또는 동체 구성품 상에 얼음을 축적시키지 않으면서 전 출력범위(아이들 운전을 포함)에 걸쳐서 작동할 수 있어야 한다. 이러한 얼음의 축적은 엔진의 운용에 나쁜 영향을 미치거나 다음 상황에서 출력 또는 추력의 심각한 손실을 유발 할 수 있다.

(i) 부록 C에 규정된 착빙 상태

(ii) 해당 비행기에 대하여 설정된 한계 내에서의 강설 상태

(2) 터빈엔진은 온도가 -9℃(15℉)이상 -1℃(30℉)이하이고 공기 1m3 당 평균 유효반지름이 20μ보다 큰 수증기가 0.3g 이상 포함된 대기 중에서 이륙출력 또는 이륙추력으로 순간적으로 작동한 후 임계상태에서 엔진에 대한 악영향이 없이 결빙 방지를 위한 공기를 유출시키면서 지상에서 30분 동안 아이들 운전을 할 수 있어야 한다. 30분 동안의 아이들 운전 중에 엔진의 출력 또는 추력의 적절하게 설정하기 위하여 국토교통부장관이 승인한 방법에 따라 정기적으로 출력 또는 추력을 상승시킬 수 있다.

(c) 과급기가 있는 왕복엔진 : 기화기에 유입되는 공기를 압축시키기 위한 과급기를 갖춘 엔진에서는 과급으로 인해 해당 고도 또는 운용 조건에서 자동적으로 온도상승 효과를 이용할 수 있을 경우 과급에 의해 발생하는 공기온도 상승효과를 (a)항의 기준에 대한 적합성을 증명하는데 이용할 수 있다.

기화기 공기 예열기는 다음 기준에 적합하도록 설계하고 구성되어야 한다.

(a) 엔진을 차가운 공기 중에서 운용할 때 예열기의 환기가 잘 이루어져야 한다.

(b) 예열기를 둘러싼 배기매니폴드 부품에 대한 검사가 용이해야 한다.

(c) 예열기 자체에서 가장 취약한 부품에 대한 검사가 용이해야 한다.

(a) 엔진과급기 제1단과 보조동력장치 압축기 전방의 흡기계통 도관에는 비행기가 지상에 있을 때 연료와 수분이 위험한 수준까지 축적되지 않도록 배출하는 장치가 있어야 한다. 화재위험이 있는 위치에서는 배출이 이루어지지 않아야 한다.

(b) 각 흡기계통의 도관은 다음사항들을 충족해야 한다.

(1) 통상적인 역화로 인해 흡기시스템이 파손되지 않도록 충분히 강해야 한다.

(2) 소화장치가 사용되는 화재구역 내의 도관은 내화성을 지녀야 한다. 단, 보조동력장치의 도관은 보조동력장치의 화재구역 내에서만 내화성을 지니면 된다.

(c) 상호간에 상대적인 운동이 있는 구성품에 연결된 각 도관은 유연성이 있어야 한다.

(d) 터빈엔진 및 보조동력장치의 추출공기관 계통은 추출공기 공급원과 공기가 공급되는 장치 사이의 어떠한 위치에서 파손되어도 위험한 상황을 일으키지 않아야 한다.

(e) 보조동력장치 흡기계통의 도관은 고온의 역류 공기가 보조동력장치의 도관을 뚫고 비행기의 기타 구성품에 유입되어 발생하는 위험한 상태를 방지하기 위해 상류 쪽으로 충분한 길이에 걸쳐 내화성을 갖추어야 한다. 흡기계통 도관의 나머지 부분과 보조동력장치의 공기실을 구성하는 재료는 발생할 수 있는 최고 온도 조건에 대해 내화성이 있어야 한다.

(f) 각 보조동력장치 흡기계통의 도관은 서지 또는 역류 상태에서 발화할 가능성이 있을 만큼 위험한 량의 가연성 액체를 흡수하거나 내포하지 않는 재료로 만들어야 한다.

흡기계통에 여과망을 사용할 경우 다음 사항을 충족해야 한다.

(a) 여과망은 기화기 상류부에 설치되어야 한다.

(b) 엔진에 유입되는 공기의 유일한 통로가 되는 흡기계통의 어떠한 부분에도 여과망을 설치하지 않아야 한다. 단, 여과망이 예열공기로 제빙되는 경우는 예외로 한다.

(c) 알코올만으로 여과망을 제빙해서는 안 된다.

(d) 연료가 여과망에 침투하는 것이 불가능 해야한다.

각 중간냉각기 및 후방냉각기는 운용 중에 받는 어떠한 진동, 관성력, 그리고 공기압력 하중에도 견딜 수 있어야 한다.

배기계통

동력장치 및 보조동력장치를 장착하는데 있어 다음 사항들을 충족해야 한다.

(a) 배기계통은 화재 또는 일산화탄소가 승무원실 유입되지 않도록 안전하게 배기가스를 배출해야 한다. 일산화탄소의 존재유무를 확인하기 위한 시험에서 사용하는 일산화탄소 탐지방식은 어떠한 것이라도 무방하나 승인을 받아야 한다.

(b) 가연성 액체 또는 가스를 발화시킬 정도로 가열되는 표면을 포함하는 배기계통 부품은 가연성 액체 또는 가스를 운반하는 시스템으로부터 누출이 일어나서 배기계통 차단재를 포함한 어떠한 배기계통 부위에 닿아도 화재가 발생하지 않도록 배치하거나 차단되어야 한다.

(c) 고온의 배기가스의 열충격을 받거나 배기계통 부품으로부터의 높은 온도가 전달될 수 있는 구성품들은 방화성 재료로 만들어야 한다. 모든 배기계통의 구성품은 내화성 재료를 사용하여 엔진실 또는 보조동력장치실 외측에 있는 부품들과 차단되어야 한다.

(d) 배기가스는 가연성 유체의 환기 또는 배출과 관련하여 화재의 위험이 없도록 배출되어야한다.

(e) 배기가스로 인한 발광으로 야간에 조종사의 시야에 심각한 영향을 주는 위치에서 배출되어서는 안 된다.

(f) 배출계통 구성품에 과열되는 부위가 없도록 환기가 이루어져야 한다.

(g) 배기열 차단막은 정상운용 중에 관 바깥쪽에서 침투하는 가연성 액체 또는 가스를 발화시킬 정도의 온도로 가열되지 않도록 환기 또는 절연되어야 한다.

동력장치 및 보조동력장치를 장착하는데 있어 다음 사항들을 충족해야 한다.

(a) 배기관은 내열성과 내식성이 있어야 하고 운용 온도에서 팽창에 의한 파손을 예방하기 위한 수단이 마련되어 있어야 한다.

(b) 배기관은 운용 중에 받는 어떠한 진동과 관성력에도 견딜 수 있어야 한다.

(c) 상대운동이 일어날 가능성이 있는 구성품을 연결하는 배기관은 유연성을 갖추어야 한다.

왕복엔진 비행기에 대하여 다음 사항들이 적용된다.

(a) 배기열교환기는 운용 중에 받는 어떠한 진동, 관성력, 및 이 밖의 하중에도 견딜 수 있도록 제작되고 장착되어야한다. 이외에 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 배기열교환기는 고온에서의 연속운용에 적합해야하고, 배기가스에 대한 내식성이 있어야 한다.

(2) 배기열교환기에 대하여 배기 열교환기의 가장 취약한 부분이 점검될 수 있는 방법이 강구되어야 한다.

(3) 배기열교환기에는 배기가스와 접촉하는 부위를 냉각하는 장치가 있어야 한다.

(4) 배기열교환기 또는 배기파이프에는 가연성 유체를 운반하는 구성품의 고장이나 파손이 일어나는 경우 가연성 유체의 발화 가능성을 높일 수 있는 정체지역이나 액체를 가두어 두는 부분이 없어야 한다.

(b) 환기 공기를 가열하기 위하여 배기열교환기를 사용할 경우 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 주배기열교환기와 환기계통의 사이에 보조 배기열교환기가 있어야 한다.

(2) 또는, 환기공기가 오염되는 것을 방지하는 다른 방법을 사용해야 한다.

(a) 배기구동식 터보과급기는 승인된 것이거나 해당 용도에 적합함을 입증해야 한다. 이 과급기는 일상검사와 창정비 사이의 기간동안 안전하게 운용될 수 있도록 장착하고 유지해야 한다. 또한, 배기관과 터빈 사이의 팽창 및 유연성에 대비한 장치가 마련되어 있어야 한다.

(b) 터빈을 윤활하고 온도가 중요한 경우 고온의 터빈 부품을 냉각하는 장치가 있어야 한다.

(c) 통상적인 터보과급기 제어계통이 고장나는 경우, 터빈의 회전 속도가 최대 허용치를 초과하지 않도록 해야 한다. 폐기물 출구 작동부품을 제외하고, 이 요구조건을 충족하기 위하여 사용되는 부품은 터보과급기의 통상적인 제어계통과 독립되어 있어야한다.

동력장치 제어 및 보기

동력장치 제어장치는 25.777항에서부터 25.781항까지의 기준에 따라 배치, 정렬 및 설계되어야 하며, 25.1555항의 기준에 따라 표시되어야 한다. 이외에 다음 사항들에 적합하여야 한다.

(a) 제어장치는 조종실내에서 이루어지는 승무원의 출입이나 일상적인 움직임으로 인해 우발적으로 작동되지 않도록 배치되어야 한다.

(b) 유연성 제어장치는 승인된 형식의 것을 사용하거나 특정 용도에 대한 적합성이 입증되어야 한다.

(c) 제어장치는 파손되거나 과대한 변형 없이 제어하중에 견딜 수 있도록 충분한 강도와 강성을 지녀야 한다.

(d) 제어장치는 계속적인 승무원의 주의 없이도 설정된 위치를 유지할 수 있어야 하고 제어 하중이나 진동에 의해서 제어된 위치가 변경되어서는 안 된다.

(e) 화재위험구역 내에 있고 화재 발생 시에도 작동해야 하는 동력 제어장치는 최소한 내화성을 지녀야 한다.

(f) 조종실 내에 장착된 동력장치 밸브의 제어 장치에는 다음과 같은 기능이 구비되어야 한다.

(1) 비행 승무원이 밸브의 기능 또는 의도하는 위치를 선택할 수 있어야 한다.

(2) 다음의 사항을 비행 승무원에게 지시할 수 있어야 한다.

(i) 밸브의 선택된 위치 또는 기능 상태

(ii) 밸브가 의도된 기능 또는 선택된 위치에 반응하지 않았을 때

조종실에는 보조동력장치를 시동하고, 정지시키고 긴급 정지를 시키기 위한 장치가 갖추어져 있어야 한다.

(a) 각 엔진별로 출력 또는 추력을 제어하는 장치가 있어야 한다.

(b) 출력 또는 추력 제어장치는 다음 기준에 적합하도록 배치되어야 한다.

(1) 각 엔진별 분리 조종이 가능해야 한다.

(2) 동시에 모든 엔진을 조종할 수 있어야 한다.

(c) 출력 또는 추력 제어장치는 엔진의 응답성을 즉각적이고 확실하게 하는 것이어야 한다.

(d) 엔진의 일부로서 장착되지 않거나 승인되지 않은 유체분사(연료 이외)시스템과 그 제어장치에 대해 신청자는 분사유체의 흐름이 적절히 제어된다는 것을 입증해야 한다.

(e) 출력 또는 추력 제어장치에 연료 차단장치가 장착된 경우 우발적으로 연료차단 장치가 닫힘 위치로 작동하는 것을 방지하기 위한 수단이 있어야 한다. 이러한 수단은 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 아이들 위치에서 확실한 잠금기능 또는 정지기능이 있어야 한다.

(2) 차단위치에서 분리되고 분명한 제어 작동을 해야 한다.

(a) 점화스위치는 각 엔진의 각 점화회로별로 제어할 수 있어야 한다.

(b) 스위치를 한 곳에 모아두거나 마스터 점화제어장치를 통해 전체 점화를 신속히 차단할 수 있어야 한다.

(c) 연속적인 점화가 필요하지 않은 터빈엔진의 점화스위치를 제외한 각 점화스위치 그룹과 마스터 점화제어장치에는 우발적인 작동을 예방할 수 있는 수단이 마련되어 있어야 한다.

(a) 혼합기 제어장치를 장착하는 경우 각 엔진은 분리된 제어장치를 갖추어야 한다. 제어장치들은 다음 사항을 충족하도록 배치해야 한다.

(1) 각 엔진에 대한 분리 제어가 가능해야 한다.

(2) 전 엔진을 동시에 제어할 수 있어야 한다.

(b) 정상적운 운용 위치에 해당하는 중간 위치의 혼합기 제어장치 위치는 촉감 및 시각으로 식별할 수 있어야 한다.

(c) 혼합기 제어장치는 두 명의 조종사 모두가 조작할 수 있는 위치에 두어야 한다. 단, 제어반을 갖춘 별도의 기관사실이 있는 경우 비행기관사만이 해당 제어장치를 조작할 수 있어야한다.

(a) 각 프로펠러별로 분리된 회전속도 및 피치 제어장치를 갖추어야 한다.

(b) 제어장치는 다음 사항을 충족하도록 배치해야 한다.

(1) 각 프로펠러에 대한 분리 제어가 가능해야 한다.

(2) 전 프로펠러를 동시에 제어할 수 있어야 한다.

(c) 전 프로펠러를 동조시킬 수 있어야 한다.

(d) 프로펠러 회전속도 및 피치 제어장치는 조종사의 출력 조절기 우측 아래에 최소한 2.54cm(1in) 이상 떨어지게 배치한다.

(a) 각 프로펠러에 대해 분리된 페더링 제어장치를 갖추어야 한다. 또한 각 제어장치에는 우발적인 작동을 예방할 수 있는 수단이 마련되어 있어야 한다.

(b) 프로펠러 피치 또는 회전속도 제어장치의 조작 레버 작동에 의해 페더링이 되는 경우 정상운용 중에 이 레버가 우발적으로 움직여 페더링 위치가 변경되는 것을 예방할 수 있는 수단이 마련되어 있어야 한다.

역추력 조작장치 및 프로펠러 피치를 비행구역범위 이하로 설정하는 조작장치에는 우발적인 작동을 예방할 수 있는 수단이 마련되어 있어야 한다. 이러한 수단이란 비행 아이들 위치에 확실한 잠금장치 또는 정지장치를 갖추어야 하고 비행구역 범위(터빈 엔진을 비행기에서는 전방추력 범위)를 벗어나기 위해서는 승무원이 별도의 분명한 조작을 하도록 해야한다는 것이다.

각 엔진별로 분리된 기화기 공기온도 제어장치를 장착하여야 한다.

과급기 제어장치는 두 조종사 모두가 조작할 수 있는 위치에 두거나 제어반을 갖춘 별도의 기관사실이 있는 경우에는 기관사가 조작할 수 있게 한다.

연료사출계통 조작장치는 우발적인 작동을 방지하기 위한 보호장치를 갖추어야 한다. 이 제어장치는 화재진화에 사용하는 소화기 조작장치나 기타 장치 근처에는 배치하지 않아야 한다.

(a) 엔진에 장착된 각 보기는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 해당 엔진에 장착이 승인된 것이어야 한다.

(2) 엔진에 설비된 장치를 사용하여 장착되어야 한다.

(3) 엔진 오일계통과 보기계통의 오염을 방지할 수 있게 밀폐되어 있어야한다.

(b) 아크 또는 스파크를 발생하는 전기장비는 가연성유체 또는 가스와의 접촉이 되지 않도록 장착해야 한다.

(c) 결함 발생에 엔진구동식 과급기나 그 밖의 엔진구동식 보기들을 계속 회전할 경우 위험할 경우 엔진의 연속운전에 영향을 주지 않고 이들 장치의 위험한 회전을 방지할 수 있는 수단이 있어야 한다.

(a) 각 배터리 점화계통은 배터리가 완전히 방전한 경우에도 엔진의 연속운전이 가능하도록 자동으로 예비전원으로 사용될 수 있는 발전기를 장착하여야 한다.

(b) 배터리 및 발전기의 용량은 엔진 점화계통에 필요한 전기를 동일 전원에서 얻을 수 있고 모든 전기계통에 필요한 최대 전기에너지를 동시에 공급할 수 있는 충분한 양이어야 한다.

(c) 엔진의 점화계통 설계는 다음의 상태를 고려하여야 한다.

(1) 한 대의 발전기가 작동되지 않는 상태

(2) 발전기가 상용 회전속도에서 회전하고, 한 대의 배터리가 완전히 방전된 상태

(3) 한 대의 배터리만 장착한 경우 발전기가 아이들 회전속도로 작동하고 있고 배터리가 완전히 방전된 상태

(d) 방화벽의 엔진 측면에 있는 자석전기접지선(별개의 점화회로용)은 기계적 손상, 누전 또는 그 밖의 원인에 의해서 두 개 이상의 접지선이 동시에 고장나지 않도록 장착 및 배치하고 잘 보호되도록 해야 한다.

(e) 엔진의 접지선은 다른 엔진의 화재 위험 구역을 통하여 배선해서는 안 된다. 단, 화재 위험 구역내의 접지선이 내화성 재료인 경우는 예외로 한다.

(f) 점화회로는 점화계통의 작동을 보조하고, 제어하고, 작동상태를 알기 위해 사용하는 회로 또는 기타 다른 모든 전기회로의 전기적으로 독립되어 있어야 한다.

(g) 전기계통의 결함에 의해 엔진 점화에 필요한 배터리가 연속 방전을 일으키는 경우 이를 승무원에게 알려줄 수 있는 방법을 강구해야 한다.

(h) 터빈 추진 비행기의 각 엔진 점화계통은 필수 전기 부하를 고려하여야 한다.

엔진의 일부로 승인을 받지 않은 보기 기어박스를 장착한 비행기는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(a) 기어박스, 트랜스미션 및 축을 장착한 엔진은 기술기준 Part 33의 33.49항 및 33.87항에 따른 시험을 수행하여야 한다.

(b) 보기 기어박스는 기술기준 Part 33의 33.25항 33.53항 33.91항에 적합해야 한다.

(c) 정상운용 상태에서 예상되는 기어박스, 트랜스미션 및 축계통의 축맞춤 오류와 비틀림 하중을 분석해야 한다.

동력장치의 방화설비

(a) 다음과 같은 구역을 화재위험구역이라 한다.

(1) 엔진 출력 부분

(2) 엔진 보기 부분

(3) 왕복 엔진을 제외하고, 엔진 출력부분과 엔진 보기 부분이 분리되어 있지 않은 경우 모든 동력 장치실

(4) 보조 동력 장치실

(5) 25.859항에 규정하는 연료 연소식 가열기와 기타 연소 장비의 장착

(6) 터빈 엔진의 압축기 및 보기 부분

(7) 터빈 엔진에 있어서는 가연성 유체가 통과하는 관 또는 부품을 포함하는 연소실, 터빈 및 테일파이프 부분

(b) 각 화재위험구역은 25.863, 25.865, 25.867, 25.869 및 25.1185항에서 25.1203항까지의 기준에 적합하여야 한다.

(a) 방화벽 뒤 나셀지역과 가연성 유체 배관을 포함하는 각 엔진포드 부착 구조물의 각 부분은 화재위험구역에 관한 기준을 명시한 25.1103(b)항, 25.1165(d)항 및 (e)항, 25.1183항, 25.1185(c)항, 25.1187항, 25.1189항 및 25.1195항에서 25.1203항까지의 요구사항을 충족해야 한다. 단, 엔진포드 부착 구조물에는 화재탐지 및 소화방법을 강구할 필요는 없다.

(b) 상기 (a)항에서 규정하는 구역 중 인입식 착륙장치를 포함한 구역에서는 착륙장치가 올라간 상태에서만 (a)항의 기준에 적합하다는 것을 증명할 필요가 있다.

(a) 하기 (b)항에서 규정하는 것을 제외하고 엔진의 화재 시에 영향을 받는 구역내의 가연성 유체를 운반하는 배관, 연결장치, 기타 구성품 또는 지정 화재 위험 구역내의 가연성 유체를 운반 또는 포함하는 구성품 등은 내화성을 지녀야 한다. 단, 화재에 의해 지정 화재 위험 구역의 가연성 유체 탱크 및 그 지지구조물의 내화성을 갖추지 않은 부분이 손상되어도 가연성 유체가 새거나 넘쳐흐르지 않는 경우를 제외하고 지정 화재 위험 구역의 가연성 유체 탱크 및 그 지지구조물은 내화성 재료로 되던가 또는 내화성 재료로 둘러 쌓여 있는 경우는 제외한다. 구성품은 유출된 가연성 유체가 발화해도 보호되도록 차단되거나 배치되어야 한다. 왕복 엔진에 장착되어 있는 23.7ℓ(25 quart) 미만의 오일 고이개는 내화성 재료로 이루어지거나 내화성 재료로 둘러싸이지 않아도 된다.

(b) 상기(a)항의 기준은 다음 사항들에는 적용되지 않는다.

(1) 형식 증명된 엔진의 일부로서 승인된 배관, 연결장치 및 구성품

(2) 파손되어도 화재의 위험이 없고 위험을 증대시킬 염려가 없는 환기장치, 배출배관 및 연결부품

(c) 만약 화재에 노출되거나 손상을 입었을 경우 다음의 상태를 유발할 수 있다면 지정방화구역 내의 관을 포함한 모든 구성품은 내화성이 있어야 한다.

(1) 비행기의 다른 지역으로 화재를 전파하는 상태

(2) 장비나 필수적인 운용에 있어서 의도치 않은 작동 또는 운용을 불가능하게 하는 상태

(a) 25.1183(a)항에서 규정하는 통합식 오일 고이개를 제외하고 가연성 유체 또는 가스가 들어가는 계통의 일부를 이루는 탱크 또는 저장통은 지정 화재 위험 구역밖에 두어야 한다. 단, 저장된 유체, 계통의 설계, 탱크에 사용된 재료, 차단장치, 연결장치, 배관 및 조작장치에 의해 해당 탱크 또는 저장통이 지정 화재 위험 구역밖에 있는 것과 동등한 수준의 안전성을 갖는 경우에는 예외이다.

(b) 탱크 또는 저장통과 지정 화재 위험 구역을 격리하는 방화벽 또는 가리개와의 사이에는 최소한 1.27cm(0.5in) 이상의 간격을 갖도록 설치하여야 한다.

(c) 누출될 염려가 있는 가연성 액체계통 근처에 흡수성이 강한 재료를 사용하는 경우 이 재료는 위험한 양만큼의 액체를 흡수하지 않도록 처리하거나 차단되어야 한다.

(a) 가연성 액체를 포함하는 부분의 파손 또는 고장으로 발생되는 위험을 최소한으로 억제하기 위하여 지정 화재 위험 구역에 위치한 각 부품은 액체를 완전하게 방출될 수 있어야 한다. 방출방법은 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 방출이 요구되는 상황에서는 확실하게 기능을 수행해야 한다.

(2) 방출한 유체가 또 다른 화재 위험을 야기할 우려가 없도록 배치해야 한다.

(b) 화재위험구역에는 가연성가스가 축적되지 않도록 환기시켜야 한다.

(c) 환기구는 가연성 유체, 가스 또는 화염이 다른 구역에서 침투하지 않는 곳에 설치하여야 한다.

(d) 각 환기장치는 배출한 가스가 또 다른 화재위험을 야기할 우려가 없도록 배치해야 한다.

(e) 지정 화재위험구역을 통과하는 최대 공기유량에 기초하여 소화제의 용량 및 방출 율이 정해져 있는 경우를 제외하고 나셀부분의 엔진 출력부 및 연소가열기 환기 공기관 이외의 모든 지정 화재 위험 구역의 강제통풍 원에는 승무원이 이들을 차단할 수 있는 수단이 강구되어야 한다.

(a) 각 엔진 설비 및 25.1181(a)(4)항 및 (5)항에 규정된 화재 위험 구역에는 위험한 양의 연료, 오일, 제빙액 및 그 밖의 가연성 유체가 지정 화재 위험 구역내의 유입, 유출 또는 통과하는 것을 차단 또는 방지할 수 있는 방법이 강구되어야 한다. 단, 다음에 대해서는 차단장치를 설치할 필요가 없다.

(1) 엔진 일부를 이루는 배관, 연결장치 및 구성품

(2) 지정 화재 위험 구역에 있는 오일 탱크를 포함하는 모든 오일 계통의 구성품이 내화성 재료로 이루어져 있거나 엔진의 화재가 미치지 않는 구역에 배치되어 있는 터빈 엔진의 오일계통

(b) 어느 엔진에 대한 연료차단밸브를 닫아도 다른 엔진의 연료공급에 지장을 초래해서는 안 된다.

(c) 차단장치조작이 프로펠러 페더 조작과 같은 이후의 비상조작에 지장을 초래해서는 안 된다.

(d) 가연성 유체 차단장치 및 제어장치는 내화성 재료로 이루어지거나 화재 위험 구역의 화재가 작동에 영향을 주지 않을 곳에 배치되어 보호되어야 한다.

(e) 차단장치 조작 후 위험한 양의 가연성 유체가 지정 화재 위험 구역에 방출되어서는 안 된다.

(f) 차단장치는 부주의에 의해 작동되지 않도록 보호되어야 하고 한번 차단한 것을 비행 중에 승무원이 다시 열 수 있는 수단을 갖추어야 한다.

(g) 각 탱크와 엔진간의 차단밸브는 그 조작이 엔진 또는 엔진마운트 구조물 결함에 의해 영향을 받지 않는 위치에 배치하여야 한다.

(h) 압력을 줄일 수 있는 장치가 계통 내에 없는 경우, 각 차단 밸브가 과도한 압력을 줄일 수 있는 기능을 갖추어야 한다.

(a) 비행 중에 운용되는 각 엔진, 보조동력장치, 연소가열기, 비행 중에 사용되는 기타 연소장비품 그리고 터빈 엔진의 연소실, 터빈 및 테일파이프는 방화벽, 가리개 및 기타 이와 동등한 방법에 의해서 비행기의 다른 부분으로부터 격리되어야 한다.

(b) 방화벽과 가리개는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 내화성 재료로 이루어져야 한다.

(2) 해당 부분에서 비행기의 다른 부분으로 위험한 양의 공기, 유체 또는 화염이 통과하지 못하도록 제작되어야 한다.

(3) 각 입구는 내화성 재료의 그로멧, 부싱 또는 방화벽으로 밀봉되도록 제작되어야 한다.

(4) 부식으로부터 보호되어야 한다.

왕복엔진의 경우 엔진 출력부 및 배기계통의 모든 부분은 25.1191항의 방화벽 기준에 합치하는 다이어프램에 의해 엔진 보기로부터 격리되어야 한다.

(a) 각 카울링은 운용 중에 받는 모든 진동, 관성력 및 공기하중에 견디도록 제작되고 지지되어야 한다.

(b) 카울링은 25.1187항에서 규정하는 배출 및 환기의 요구조건을 충족하여야 한다.

(c) 엔진 출력부를 엔진의 보기 부분으로부터 격리하는 다이어프램을 갖는 비행기는 엔진 출력부에 화재가 발생할 경우 화염에 노출될 우려가 있는 보기부의 카울링은 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 내화성 재료로 구성되어야 한다.

(2) 25.1191항의 기준을 충족하여야 한다.

(d) 배기계통 부근에 근접해 있거나 배기가스 때문에 가열될 우려가 있는 카울링의 각 부분은 내화성 재료로 구성되어야 한다.

(e) 각 비행기는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 화재 위험 구역에서 발생한 화재가 구멍 또는 외판의 연소를 통하여 다른 구역에 들어가 화재를 더욱 증대시키지 않도록 설계하고 제작해야 한다.

(2) 비행기가 인입식 착륙장치를 갖춘 경우 착륙장치를 올린 상태에서 (e)(1)항의 기준에 적합해야 한다.

(3) 화재가 엔진의 출력부 또는 보기 부분에서 발생한 경우에 화염에 노출될 우려가 있는 부분의 외판은 내화성 재료로 제작해야 한다.

(a) 각 지정 화재 위험 구역에는 소화계통을 준비해야 한다. 단, 가연성 유체 또는 가스가 통과하는 배관 또는 구성품을 포함하는 터빈 엔진의 연소기, 터빈 그리고 테일파이프와 같이 화염을 제어하는 부분은 제외한다.

(b) 소화계통, 소화제의 양, 방출율 및 방출분포상태는 소화를 위해 적절한 것이어야 한다. (a)항에서 규정한 각 지정 화재 위험 구역의 소화제 방출은 비행중의 극한기류 상태에서 해당구역의 소화가 가능하고 재발화의 가능성을 최소화 할 수 있는 소화제의 농도를 제공함을 실제 시험비행 또는 모의 시험비행을 통하여 증명해야 한다. 보조동력장치, 연소가열기 그리고 기타 연소장비품에는 독립적인 일회 방출계통을 사용해도 좋다. 다른 지정 화재 위험 구역에는 각각 적절한 소화제의 분포가 이루어지도록 2회의 방출이 수행되어야 한다.

(c) 나셀 소화계통은 나셀 내의 각 지정 화재 위험 구역을 동시에 소화할 수 있어야 한다.

(a) 소화제는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 소화계통에 의해 보호된 구역에서는 유체나 그 밖의 가연성 물체의 연소로 발생되는 불을 소화할 수 있어야 한다.

(2) 저장된 곳에서 통상적으로 예상되는 온도범위에서 열적 안정성이 있어야한다.

(b) 유독한 소화제를 사용하는 경우 소화계통의 결함 유무에 관계없이 (비행기의 정상 운용 중 유출이 발생하였을 때 또는 지상이나 비행중 소화제를 방출하였을 때) 유독한 유체 또는 가스가 승객실이나 승무원실에 침투되는 것을 방지하기 위한 방법을 강구해야 한다. 더욱 이 기준에 적합함을 시험에 의해 증명해야 한다. 단, 다음에 언급하는 (1), (2)항을 충족하는 이산화탄소 동체 부분 소화 계통은 예외이다.

(1) 2.26kg(5lb) 이하의 이산화탄소가 설정된 화재제어 절차에 의해서 동체에 방출되는 경우. 또는,

(2) 각 승무원을 위한 방호 호흡장비가 갖추어진 경우

(a) 소화제 용기는 과대한 내부압력에 의해 용기가 파손되지 않도록 압력을 경감시킬 수 있는 장치를 갖추어야 한다.

(b) 압력을 경감시킬 수 있는 장치와 연결된 배출관의 끝부분은 이로부터 소화제가 방출될 때 비행기를 손상하지 않는 위치에 배치되어야 한다. 각 배관은 얼음이나 이물질에 의해 막히는 것을 방지하도록 배치되고 보호되어야 한다.

(c) 각 소화제의 용기에는 소화제가 방출되어 있는 상태를 나타내거나 용기내의 소화제 압력이 소화를 위해 필요한 값 미만인 것을 나타낼 수 있는 수단이 강구되어야 한다.

(d) 예상된 운용상태에서 용기 내의 압력이 다음의 상태가 되지 않도록 각 소화제 용기의 온도가 유지되어야 한다.

(1) 적당한 방출율을 위해 필요한 압력이하의 상태. 또는,

(2) 조기 방출을 야기할 수 있는 높은 압력 상태.

(e) 기폭제가 든 캡슐이 소화제의 방출을 위해 사용될 경우 각 용기는 이의 온도조건에 의해 캡슐이 위험한 상태로 되지 않도록 장착되어야 한다.

(a) 소화계통에 사용하는 재료는 소화제와 위험한 화학반응을 일으키는 것이어서는 안 된다.

(b) 엔진실 내에 있는 각 계통 구성품은 내화성 재료로 구성되어야 한다.

(a) 각 지정 화재 위험 구역 및 터빈 엔진설비의 연소실, 터빈 및 테일파이프에는 신속히 작동하는 승인된 화재 또는 과열 탐지기를 갖추어야 한다. 이들의 수량 및 위치는 해당 구역의 화재를 신속히 탐지할 수 있도록 설정되어야 한다.

(b) 각 화재탐지계통은 다음 기준에 적합하게 제작되고 장착되어야 한다.

(1) 운용 중에 받는 진동, 관성력 그리고 기타 하중에 견딜 수 있어야 한다.

(2) 지정 화재 위험 구역내의 센서 또는 이와 관련된 배선이 한 곳에서 단선된 경우 이를 승무원에게 알려주기 위한 수단이 있어야 한다. 단, 단선된 후에도 해당 계통이 충족할 수 있는 탐지계통으로서 계속하여 작동할 경우에는 예외이다.

(3) 지정 화재 위험 구역내의 센서 또는 이와 관련된 배선이 한 곳에서 단락된 경우 이를 승무원에게 알려주기 위한 수단이 있어야 한다. 단, 단락된 후에도 해당 계통이 충족할 수 있는 탐지계통으로서 계속하여 작동할 경우에는 예외이다.

(c) 화재 또는 과열 탐지기는 오일, 물, 기타 유체 또는 가스에 의해 영향을 받지 않아야 한다.

(d) 승무원이 비행 중에 화재 또는 과열 탐지기 전기회로의 기능을 점검할 수 있는 방법이 강구되어야 한다.

(e) 화재 위험 구역 내의 화재 또는 과열탐지기 배선 및 그 밖의 구성품은 내화성 재료로 구성되어야 한다.

(f) 화재 위험 구역의 화재 또는 과열 탐지계통 구성품은 다음에서 규정하는 경우를 제외하고 다른 화재 위험 구역을 통과하여서는 안 된다.

(1) 화재탐지계통의 구성품이 통과하는 다른 화재 위험 구역내의 화재에 의해 해당 화재탐지계통이 잘못된 신호를 보내지 않도록 보호되는 경우

(2) 각 구역이 동일한 화재탐지계통 및 소화계통에 의해 동시에 보호되고 있는 경우

(g) 각 화재탐지계통은 이를 장착한 상태에서 기술표준규격이 규정한 탐지기의 응답시간에 비추어 해당하는 탐지기에 승인된 경보시간을 넘지 않도록 제작되어야 한다.

(h) 화재위험구역에 설치된 화재감지기 또는 과열감지기의 전선연결시스템(EWIS)은 25.1731항의 요건을 만족하여야 한다.

기타 규정된 경우를 제외하고 25.1181항에서 25.1203항까지의 기준에 대한 적합성 증명은 실제 화재 시험 또는 다음 방법중 하나 이상의 방법에 의해 수행되어야 한다.

(a) 유사한 형식의 동력장치에서의 시험

(b) 구성품의 시험

(c) 유사한 형식의 동력장치를 장착한 비행기의 사용실적

(d) 분석

Subpart F 장비

일반

(a) 비행기에 장착하는 장비는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 소요되는 기능을 발휘하는 동일한 종류 및 설계여야 한다.

(2) 제품식별 표시, 기능, 운용한계 또는 이러한 항목 중 해당 사항의 조합을 나타내는 표찰을 부착하여야 한다.

(3) 해당 장비에 대해 규정된 제한사항에 따라 장착하여야 한다.

(4) 장착 후 기능이 정상적으로 작동하여야 한다.

(b) 전선연결시스템(EWIS)는 본 Subpart H의 요구조건을 만족하여야 한다.

본 조항은 승무원이 비행기 조종석의 정상적인 착석 위치에서 사용하기 위해 장착된 시스템과 장비에 적용한다. 신청자는 이러한 시스템 및 장착된 장비가 독립적으로 또는 다른 시스템 및 장비와 결합하여 설계되어, 자격을 갖춘 비행승무원이 시스템 및 장비의 기능을 사용하여 모든 직무를 안전하게 수행할 수 있음을 입증하여야 한다. 이와 같이 장착된 장비와 시스템은 다음의 요구조건을 반드시 충족해야한다.

(a) 비행기 객실의 제어장치는 장비의 의도된 기능을 안전하게 수행하는데 필요한 모든 작업이 수행될 수 있도록 장착되어야 하며, 정의된 작업을 수행함에 있어 필요한 정보를 비행승무원에게 반드시 제공되어야 한다.

(b) 비행승무원의 사용을 위한 비행기 객실 제어장치와 정보는 다음과 같다.

(1) 해결책에 대하여 명확하고 분명한 방법 그리고 작업에 대하여 적절하고 정확하게 제공되어야 한다.

(2) 긴급성, 빈도 및 지속시간에 부합하는 방법으로 접근 및 사용할 수 있어야 한다.

(3) 안전한 운용을 위해 인지해야하는 경우, 비행승무원의 조치로 인하여 비행기 또는 시스템의 영향성을 비행승무원이 인지할 수 있어야 한다.

(c) 장착된 장비의 작동상의 적절한 동작은 다음과 같다.

(1) 예측가능하며 분명하여야 한다.

(2) 작업에 적절한 방법으로 비행승무원이 개입할 수 있도록 설계되어야 한다.

(d) 실행 가능한 범위 내에서, 장착된 장비는 사용 중에 승무원과 장비간의 상호작용으로 발생하는 오류들을 관리할 수 있는 수단을 포함하여야 한다. 이 항은 다음 사항에 적용되지 않는다.

(1) 비행기의 수동 제어와 연관된 기술 관련 오류

(2) 악의적인 의도로 행한 결정, 행동 그리고 간과로 인한 오류

(3) 안전에 대한 실질적인 무시가 반영된 승무원의 무모한 결정, 행동 그리고 간과로 인한 오류

(4) 강압에 의해 이행된 행동을 포함하여, 폭력으로 인한 위협 또는 행위로부터 발생된 오류

(a) 다음과 같은 비행 및 항법계기들은 각 조종사들이 잘 볼 수 있도록 장착하여야 한다.

(1) 대기온도계 또는 대기온도로 환산해 주는 장치가 된 대기온도계

(2) 시, 분, 초를 표시하는 초침이 붙어 있는 시계 또는 디지털 시계

(3) 방향지시계(비안정식 자석 컴퍼스)

(b) 다음과 같은 비행 및 항법계기를 각 조종석에 장착하여야 한다.

(1) 대기속도계. 대기속도한계가 고도에 따라 변화하는 경우에는 고도에 따른 VMO의 변화를 보여주는 최대허용대기속도 조견표를 갖추어야 한다.

(2) 고도계(정밀)

(3) 승강률지시계(수직속도)

(4) 외활 및 내활을 동시에 지시하는 종합계기(선회경사계)와 조합된 자이로식 선회율지시계. 단, 대형비행기의 경우 360°의 피치 및 롤의 비행자세에 대해 사용 가능한 제 3의 자세지시계기를 갖춘 외활 및 내활지시계만 장착하여도 되며 이 경우 미연방항공규정(FAR §121.305(j))에 의거 장착하여야 한다.

(5) 선회 및 피치계기(자이로 안정식)

(6) 방향지시계(자이로 안정식, 자기식 또는 비자기식)

(c) 비행계기 및 항법계기는 다음에서 정하는 사항을 충족하여야 한다.

(1) 터빈엔진 비행기와 VMO/MMO가 0.8VDF/MDF 또는 0.8VD/MD 보다 큰 비행기에는 속도 경고장치를 장착하여야 한다. 이 속도 경고장치는 비행기 속도가 VMO＋6노트 또는 MMO＋0.01노트를 초과할 때마다 다른 용도에 사용되는 음성경고와는 명확히 다른 효과적인 음성경고가 조종사에게 들릴 수 있어야 한다. 이 경고장치의 제작 허용공차의 상한 값은 기 설정한 경고속도를 초과해서는 안 된다.

(2) 상기(b)(1)항에서 요구하는 속도 지시장치에 의해 조종사에게 지시되는 것이 아닌 한 압축성 한계를 갖는 비행기의 경우 각 조종석에 마하지시계를 갖추어야 한다.

동력장치계기는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(a) 모든(형태의 엔진을 장착한) 비행기의 경우 다음의 사항들을 충족하여야 한다.

(1) 각 엔진마다 하나의 연료압력 경고장치 또는 주 경고 장치로부터 개별 경고장치를 구별하는 장치가 있는 모든 엔진에 대해 하나의 주 경고장치가 있어야 한다.

(2) 각 연료 탱크마다 하나의 연료량계가 있어야 한다.

(3) 각 윤활유 탱크마다 하나의 윤활유 량계가 있어야 한다.

(4) 각 엔진의 독립된 윤활유 계통마다 하나의 윤활유 압력계기가 있어야 한다.

(5) 각 엔진마다 하나의 윤활유 압력 경고장치 또는 모든 엔진에 대해 하나의 주 경고장치가 있어야 한다.

(6) 각 엔진마다 한 개씩의 윤활유 온도계가 있어야 한다.

(7) 화재 경고장치는 시각 및 청각에 의한 경고를 제공하여야 한다.

(8) 각 연료탱크에 대해서 출력 증가액 액량 지시계(운항 중 출력 증가액의 사용법이 적합할 것)가 있어야 한다.

(b) 왕복엔진 비행기의 경우 (a)항에서 규정하고 있는 동력장치계기 요구조건 외에 다음과 같은 요건을 충족해야 한다.

(1) 각 엔진마다 한 개씩의 기화기 공기 온도계가 있어야 한다.

(2) 각 공냉식 엔진마다 한 개씩의 실린더 헤드 온도계가 있어야 한다.

(3) 각 엔진마다 흡입다기관 압력계가 있어야 한다.

(4) 각 엔진마다 연료가 공급되는 경로상의 압력을 지시하는 연료압력 지시계가 있어야 한다.

(5) 고도에 따른 자동 고도 혼합기 제어 장치가 없는 엔진의 경우 각 엔진마다 한 개씩의 연료유량계 또는 연료혼합계가 있어야 한다.

(6) 각 엔진마다 한 개씩의 엔진 회전계가 있어야 한다.

(7) 다음과 같은 엔진의 경우 비행 중 조종사에게 엔진 출력의 변동을 알려주는 장치를 갖추어야 한다.

(i) 엔진 출력 측정장치에 의해 작동되는 자동 프로펠러 페더링장치가 있는 엔진

(ii) 엔진의 총 배기량이 32774㏄(2000 in3) 이상인 엔진

(8) 각 역피치 프로펠러의 경우 각각의 프로펠러가 역피치 상태로 될 때 이러한 상황을 조종사에게 알려주는 장치를 갖추어야 한다.

(c) 터빈엔진 비행기의 경우 (a)항에서 언급하고 있는 동력장치계기 요구조건 외에 다음과 같은 요건을 충족해야 한다.

(1) 각 엔진마다 한 개씩의 배기 가스 온도계를 갖추어야 한다.

(2) 각 엔진마다 한 개씩의 연료 유량계를 갖추어야 한다.

(3) 각 엔진마다 한계속도가 설정되어 있는 엔진 로터 속도를 지시하는 엔진 회전계가 갖추어져 있어야 한다.

(4) 엔진 시동기가 고장난 경우에도 연속 작동이 되도록 설계되지 않았거나 위험을 방지하도록 설계되지 않은 연속 작동이 가능한 엔진 시동기의 경우 각각의 시동기의 작동 상태를 비행 승무원에게 지시하는 장치를 갖추어야 한다.

(5) 각 엔진의 결빙 보호장치의 알려 줄 수 있는 지시기를 갖추어야 한다.

(6) 25.997(d)항에서 제시된 오염 량에 도달되기 전에 연료 여과망 또는 연료 여과기의 오염상태를 나타내 주는 25.997항에서 규정하는 연료 여과망 또는 연료 여과기 오염 경고장치를 갖추어야 한다.

(7) 25.1019(a)(2)에서 제시된 오염 량에 도달되기 전에 윤활유 여과망 또는 윤활유 여과기의 오염상태를 조종사에게 경고하기 위하여 별도의 우회 유로가 없는 한 25.1019에서 규정하는 윤활유 여과망 또는 윤활유 여과기 오염 경고장치를 장착해야 한다.

(8) 연료장치 구성품에 결빙을 막기 위한 가열장치의 정상작동 여부를 나타내는 지시기를 장착하여야 한다.

(d) 터보제트 비행기의 경우 (a)항 및 (c)항에서 언급하고 있는 동력장치계기 요구조건 외에 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 엔진의 추력 또는 이 추력과 직접적으로 관련이 있는 변수를 조종사에게 나타내는 지시기를 장착하여야 한다. 계기에 표시되는 사항은 엔진의 추력 또는 이 추력과 직접적으로 관련이 있는 변수를 직접 측정한 것이어야 한다. 이 계기는 추력의 변화가 어떤 엔진의 고장으로 인한 것인지, 파손 또는 오염 등 어떠한 요인으로 인한 추력의 변화인지를 지시할 수 있어야 한다.

(2) 엔진의 역추진장치가 다음과 같은 상태에 있는 경우 조종사에게 이를 지시해줄 수 있는 지시장치를 장착하여야 한다.

(i) 엔진의 역추진장치가 선택된 위치에 있지 않은 경우

(ii) 각각의 엔진에 장착된 역추진 장치의 위치가 역추진 위치에 있는 경우

(3) 엔진 로터 시스템의 불균형 상태를 지시하는 지시기를 장착하여야 한다.

(e) 터보프롭 비행기의 경우 (a)항 및 (c)항에서 언급하고 있는 동력장치계기 요구조건 외에 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 각 엔진마다 한 개씩의 토크 지시기를 장착하여야 한다.

(2) 각 프로펠러에 대하여 프로펠러 깃의 각도가 비행 저피치보다 낮은 값을 가질 때 조종사에게 그 각도를 나타내 주는 장치를 장착하여야 한다.

(f) 추력 또는 출력을 증대시키기 위하여 연료가 아닌 다른 유체를 탑재한 비행기의 경우 그 해당 장치가 정상적으로 작동하는 것을 조종사에게 나타내 주는 승인된 지시장치를 장착하여야 한다.

다음과 같은 기타의 장비를 장착하여야 한다.

(a) 예비

(b) 두 조 이상의 독립된 전원장치.

(c) 이 기준에서 명시하고 있는 전기회로 보호장치.

(d) 각 조종석에서 조작 가능하게 설계되어 장착되고, 한 계통의 고장이 다른 계통의 기능을 방해하지 않는 독립된 두 계통의 송수신장치. 신뢰도가 보장될 경우 안테나를 공통으로 사용하는 것은 가능하다.

(e) 각 조종석에서 조작 가능하게 설계되어 장착되고, 한 계통의 고장이 다른 계통의 기능을 방해하지 않는 독립된 두 계통의 무선항법장치. 신뢰도가 보장될 경우 안테나를 공통으로 사용하는 것은 가능하다.

(a)비행기의 감항기준에 의거 소요 기능이 요구되는 장비 및 시스템 그리고 장비의 장착요건은 예상되는 모든 운용조건하에서 요구되는 기능을 제대로 발휘할 수 있도록 설계하여야 한다.

(b) 비행기의 시스템 및 관련되는 구성품은 다른 시스템과 개별적으로 그리고 연관하여 고려할 때 다음 사항에 적합하도록 설계하여야 한다.

(1) 비행기의 안전한 비행과 착륙을 방해하는 임의의 고장상태의 발생이 아주 없어야 한다.

(2) 비행기의 성능 또는 조종사가 불리한 운항 상태를 극복하는 능력을 감퇴시키는 임의의 고장상태의 발생이 없어야 한다.

(c) 조종사에게 불안전한 시스템의 작동상태를 경계토록 하여 적절한 시정조치를 취할 수 있도록 경고장치를 갖추어야 한다. 시스템, 제어장치 및 관련 감시장치 및 경고장치들은 발생된 고장에 조종사가 실수로 추가적인 위험을 초래하지 않도록 설계하여야 한다.

(d) 상기(b)항에서 요구하는 사항의 적합성 증명은 분석에 의하여야 하며 필요시 지상시험, 비행시험 또는 시뮬레이터 시험에 의하여 실시되어야 한다. 분석에 있어서는 다음 사항들이 고려하여야 한다.

(1) 외부요인에 의한 기능장애 및 손상을 포함한 예상되는 고장의 형태.

(2) 다중 결함 및 탐지 불가능한 고장의 가능성.

(3) 비행단계 및 운항조건에 따른 비행기 및 승객의 파급 효과.

(4) 승무원에게의 경보지시, 요구되는 시정조치 사항 그리고 고장 탐지능력 등.

(e) 전기장치 및 전기장비의 설계와 장착에 관하여 (a)항 및 (b)항의 요건을 증명하는 데 있어 임계환경조건을 고려하여야 한다. 이 감항기준에서 요구하거나 꼭 사용하도록 하는 전기 발생장치, 분배장치 및 이용 장치는 별도의 환경시험절차를 수반하는 기술표준품의 경우를 제외하고 예상되는 환경조건에 따라 지속적으로 그리고 안전하게 운용됨을 환경시험, 설계분석 또는 다른 비행기의 이전의 비교될 만 한 경험자료 등의 방법으로 증명하여야 한다.

(1) 정상 작동하고 있는 시스템에 연결되어 있는 부하.

(2) 한 조의 동력원, 전원 변환기 또는 에너지 저장장치의 고장이후 필수 부하.

(3) 다음 사항의 고장 이후 필수 부하.

(i) 쌍발기의 경우 한 개 엔진의 부작동.

(ii) 3발 이상의 다발기의 경우 두 개 엔진의 부작동.

(4) 이 비행기 감항기준에 의거 교류전원이 요구되는 경우 임의의 한 전원장치, 분배 장치 또는 이용 시스템의 고장이후 필수 부하.

(f) 전선연결시스템(EWIS)는 25.1709항의 요구조건에 따라서 평가되어야 한다.

(a) 형식증명 또는 운항기준에 의거하여 그 기능이 요구되고 이를 위한 전원공급장치가 요구되는 장착은 해당 전원공급장치에 대한 “필수부하(essential load)”로 간주한다. 전원 및 해당 시스템은 가능한 운용조합 및 가능한 시간 동안 다음의 전력이 필요한 부하에 전기를 공급할 수 있어야 한다.

(1) 정상적으로 기능을 수행하고 있는 시스템에 연결된 해당 시스템의 전기부하

(2) 하나의 주 발전기(prime mover), 전기 컨버터 또는 축전기(energy storage device)의 고장 이후의 필수부하

(3) 다음과 같은 고장 이후의 필수 전기부하

(i) 쌍발엔진 장착 비행기의 경우 엔진 하나의 고장

(ii) 엔진을 3대 이상 장착한 비행기의 경우 2대의 엔진 고장

(4) 전력공급시스템, 전기배분시스템 또는 기타 전기활용시스템 중에 임의의 한 시스템의 고장 또는 오작동 이후 대체 전원이 요구되는 필수부하

(b) 이 절의 (a)(2)항 및 (3)항에 대한 적합성을 판단하는데 있어, 인가된 운용 형태에서 안전성을 만족하는 모니터링 절차 하에서의 전력부하는 감소된 것으로 간주할 수 있다. 엔진을 3대 이상 장착한 비행기의 경우 제어 가능한 비행 상태에서 필요하지 않은 전력부하는 2대 엔진 고장 조건을 고려할 필요가 없다.

(a) 기능의 고장이 비행기의 안전한 비행 및 착륙을 간접적 또는 직접적으로 저해하는 경우, 이러한 기능을 담당하는 전기 및 전자 시스템은 이 시스템의 운용 및 운용성능이 비행기가 낙뢰를 맞은 후에도 심각하게 영향을 받지 않도록 설계하고 장착하여야 한다.

(b) 기능의 고장이 비행기의 운항성능을 감쇠 시키거나 조종사가 이러한 불리한 운항조건을 대처하는 데 방해가 되는 경우 이러한 기능을 감당하는 전기 및 전자 시스템은 이러한 기능의 고장이 비행기가 낙뢰를 맞은 후에도 시기 적절하게 회복될 수 있도록 설계하고 장착하여야 한다.

(c) 상기 (a)항과 (b)항의 요건에 대한 적합성 증명은 심각한 낙뢰 환경 하에서 시험을 통하여 증명하여야 한다. 신청자는 다음과 같은 조건에 따라 낙뢰를 받은 후에 비행기의 전기 및 전자 시스템이 보호됨을 증명하여야 한다.

(1) 비행기의 낙뢰 영역을 결정한다.

(2) 각 낙뢰 영역에 대하여 외부 낙뢰조건을 설정한다.

(3) 시스템 내부의 낙뢰환경을 설정한다.

(4) 이 감항기준에서 요구하고 있는 전기 및 전자 시스템을 식별하고 비행기에서의 그 장착위치를 식별한다.

(5) 내부 및 외부 낙뢰환경에 대한 적응성을 설정한다.

(6) 보호방책을 설계한다.

(7) 설계된 보호방책이 적절함을 증명한다.

(a) 이 절의 (d)에서 제시하는 경우를 제외하고 고장이 비행기의 지속적인 안전 비행과 착륙을 막는 기능을 수행하는 전기전자시스템은 아래와 같이 되도록 설계하고 장착하여야 한다.

(1) 비행기가 부록 L의 고강도 전자기장(HIRF) 환경 I에 노출되는 동안에 그리고 노출된 후에 기능이 심하게 영향을 받지 않아야 한다.

(2) 시스템이 비행기가 부록 E의 고강도 전자기장(HIRF) 환경 I에 노출된 후에 시스템의 다른 운용 요건이나 기능 요건과 상충하지 않으면서 시기 적절하게 정상 기능 상태로 자동적으로 회복되어야 한다.

(3) 시스템이 비행기가 부록 L과 같은 고강도 전자기장(HIRF) 환경 II에 노출되는 동안에 그리고 노출된 후에 기능이 심하게 영향을 받지 않아야 한다.

(b) 고장이 비행기의 성능을 현저하게 줄이거나 조종승무원이 혹심한 운항 조건에 대응하는 능력을 현저하게 감소시키게 되는 각 전기전자시스템은 이러한 기능을 제공하는 장비가 부록 L의 고강도 전자기장(HIRF) 시험 수준 1 또는 2에 노출되어도 시스템이 심하게 영향을 받지 않도록 설계하고 장착하여야 한다.

(c) 고장이 비행기의 성능을 저하시키거나 비행승무원이 혹심한 운용 조건에 대처하는 능력을 저하시키는 기능을 수행하는 전기전자시스템은 이러한 기능을 제공하는 장비가 부록 L의 고강도 전자기장(HIRF) 시험 수준 3에 노출되어도 심하게 영향을 받지 않도록 설계하고 장착하여야 한다.

(d) 2012년 12월 1일 이전까지는 고장이 비행기의 지속적인 안전 비행과 착륙을 막는 기능을 수행하는 전기전자 시스템은 아래와 같은 요건을 충족하는 경우 위 (a)의 요건에 부합하지 않고 설계하고 장착하여도 된다.

(1) 2007. 12. 1 발행된 §21.16에 의거 이전에 고강도 전자기장(HIRF)에 대한 특수 조건으로 시스템의 적합성을 입증한 경우.

(2) 특수 조건으로 적합성을 입증한 이래로 시스템의 고강도 전자기장(HIRF) 면역 특성이 바뀌지 않은 경우.

(3) 특수 조건에 대해 적합성을 입증하기 위해 이용되는 자료를 제출한 경우

계기장착

(a) 각 비행계기, 항법계기 및 동력장치 계기는 임의의 조종사가 자기의 좌석에서 비행경로를 따라 전방을 주시할 때 정상적인 자세에서 큰 이탈이 없이 그리고 정상 시선으로부터 크게 이탈하지 않고 사용할 수 있도록 분명하게 보일 수 있어야 한다.

(b) 25.1303항에서 요구되는 비행계기는 조종사의 전방시계의 수직평면상에 근접하여 계기판 상의 중심위치에 밀집시켜 두어야 하며 추가적으로 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 비행기의 자세를 가장 효과적으로 나타내 주는 계기는 계기판의 중앙상부에 위치해야 한다.

(2) 비행기의 속도를 가장 효과적으로 나타내 주는 계기는 중앙상부에 있는 계기의 바로 왼쪽 인근에 위치하여야 한다.

(3) 비행기의 고도를 가장 효과적으로 나타내 주는 계기는 중앙상부에 있는 계기의 바로 오른쪽 인근에 위치하여야 한다.

(4) 비행 방향을 가장 효과적으로 나타내 주는 계기는 중앙상부에 있는 계기의 바로 아래 인근에 위치하여야 한다.

(c) 필수 동력장치 계기들은 계기판에 밀집시켜 두어야 하며 부가하여 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 각 엔진에 상응하는 동력장치 계기들의 위치는 각 엔진이 어떤 계기와 상응하는 가를 혼동하지 않도록 배치하여야 한다.

(2) 비행기의 안전운항과 치명적으로 관련이 있는 동력장치 계기는 해당 승무원에게 똑똑히 보일 수 있어야 한다.

(d) 계기판의 진동은 모든 계기의 정확성을 손상시키거나 감쇠 시켜서는 안 된다.

(e) 계기의 고장상태를 나타내기 위하여 시각 표시를 사용하는 경우 조종석의 예상 조명상태 하에서 보일 수 있어야 한다.

경고등, 주의등 및 기타 지시등은 다음 사항들을 충족해야 한다. 경고등, 주의등 및 기타 지시등은 국토교통부에서 승인된 것이 아닌 한 다음 요건들에 적합해야 한다.

(a) 즉각적인 시정조치가 요구되는 상황을 알리는 경고등의 경우 적색으로 표시한다.

(b) 장차 시정조치를 해야하는 상황을 알리는 주의등은 호박색으로 표시한다.

(c) 안전한 운용상태임을 알리는 경우는 녹색으로 표시한다.

(d) 상기(a)항에서 (c)항까지에 제시한 등화 이외의 등화는 승무원의 판단 착오를 방지하기 위하여 백색을 포함한 (a)항에서 (c)항까지에 규정된 색과 명백히 다른 색상을 사용하여야 한다.

각 대기속도 지시 계통은 다음 사항들을 충족해야 한다.

(a) 각 대기속도 계기류는 승인된 것이어야 하며 대응하는 동압 및 정압을 가할 때 실지 교정 오차를 최소화하여 표준대기하의 해면 기준으로 진 대기속도를 나타낼 수 있도록 보정하여야 한다.

(b) 각 시스템은 비행 중 및 이륙을 위한 지상 가속시 비행기의 계기속도와 교정속도와 같은 시스템 오차를 결정하기 위하여 교정되어야 한다. 지상 활주 교정속도는 다음과 같은 조건으로 교정하여야 한다.

(1) 승인된 고도 및 중량을 고려하여 V1의 최소값의 0.8에서 V2의 최대값까지의 속도에서.

(2) 플랩 및 엔진출력은 V1의 최소치에서 임계엔진이 고장인 경우로 하여 25.111항의 기준에 의거 이륙경로를 설정한 값으로 한다.

(c) 대기속도계의 장비오차는 대기속도계 자체의 교정오차를 제외하고 다음과 같은 속도범위에서 3% 또는 5노트 중 큰 값을 초과해서는 안 된다.

(1) 플랩을 원위치 한 상태에서 MO에서 1.23 VSR1 까지.

(2) 플랩이 착륙위치에서 1.23 VSRO에서 VEE까지

(d) 1.23 VSR에서 실속경보가 울리는 속도까지 계기속도는 교정속도를 인지하여 동일하게 변하여야 하고 실속 경보속도 미만의 속도에서 계기속도는 부적절한 방향으로 변하여서는 아니 된다.

(e) VMO에서 VMO + 2/3(VDF - VMO) 까지 계기속도는 교정속도를 인지하여 동일하게 변하여야 하고 VDF까지의 더 높은 속도에서 계기속도는 부적절한 방향으로 변하여서는 아니 된다.

(f) 이륙 시도 후 정상적인 상승 상태에 이르기까지의 이륙 동안 조종사에게 예상하지 못한 곤란을 초래할 수 있는 속도를 지시하지 말아야 한다.

(g) 속도 지시계통의 지연으로 인한 영향이 중대한 이륙지시속도의 치우침, 또는 이륙이나 가속-정지거리에서 중요한 실수를 발생시켜서는 안 된다.

(h) 각 계통은 수분, 먼지 기타 이물질의 침투로 기능 불량이나 심각한 오차가 발생되지 않도록 장착되어야 한다.

(i) 각 계통은 결빙으로 인한 작동불량을 방지하기 위하여 가열식 피토관 또는 이와 동등한 장치를 갖추어야 한다.

(j) 이중의 대기속도계가 요구되는 경우 각 피토관이 새의 충돌로 인한 손상을 막기 위해 충분히 유격하여 장착하여야 한다.

각 받음각 시스템 센서는 §25.1323의 표 1에서 정의된 호우 조건, Part 33의 부록 D에서 정의된 혼합 단계와 빙정 조건, 부록 C에서 정의된 결빙 조건과 부록 O에서 구체화된 결빙 조건에 따른 오작동을 방지하기 위한 적절한 수단을 가지거나 가열되어야 한다.

(a) §25.1420(a)(1)하에서 인증된 비행기에 대하여, 탐지 후 안전하게 이탈하도록 인증된 비행기의 결빙 조건

(b) §25.1420(a)(2)하에서 인증된 비행기에 대하여, 탐지 후 안전하게 이탈하도록 인증된 비행기와 안전하게 운용되도록 인증된 비행기의 결빙 조건

(c) §25.1420항의 대상이 아닌 비행기 또는 §25.1420(a)(3)하에서 인증된 비행기에 대한 모든 결빙 조건

(a) 정압 접속부가 있는 계기는 적절한 배관 연결로 외기와 통기되어야 한다.

(b) 각 정압구는 정압계통의 성능이 기류의 변화, 습기 또는 기타 이물질에 의해 거의 영향을 받지 않도록 설계되어야 하며 이에 적절한 위치에 위치하여야 한다. 정압계통의 공기압과 진 대기 정압과의 관계는 비행기가 이 기준의 부록 C 에 정의되어 있는 연속 및 간헐적인 최대착빙 조건하에서도 변동되지 않도록 하여야 한다.

(c) 정압계통의 설계 및 장착은 다음과 같이 해야 한다.

(1) 습기가 밖으로 배출되도록 하고 배관이 기체 부분과 닿지 않도록 하고 배관이 과도하게 꼬이지 않고 과도하게 굽히는 현상이 없어야 한다.

(2) 대기로 통하는 정압구를 제외하고는 기밀이 유지되어야 한다. 정압계통이 완벽하다는 것을 증명하기 위하여 다음과 같은 방법으로 입증하여야 한다.

(i) 비 여압식 비행기의 경우. 수은주 약 2.54cm(1in)또는 시험시의 비행기 고도보다 303m(1,000ft) 높은 값의 차압으로 정압계통을 흡입한다. 그 이상 흡입하지 않고 1분 동안 있은 후 지시고도 상에 30m(100ft) 이상의 손실이 없어야 한다.

(ii) 여압식 비행기의 경우. 비행기가 형식증명 받은 때의 최대 기내 여압차에 상당하는 차압까지 정압계통을 흡입한다. 그 이상 흡입하지 않고 1분간 있은 후 고도 지시 값의 오차는 해당 고도의 최대 여압차의 2% 또는 30m(100ft)의 압력차 중 큰 값을 초과하지 않아야 한다.

(d) 각 기압 고도계는 승인된 것이어야 하며 실지 정압이 가해졌을 때 최소 교정오차로 표준대기상의 기압 고도로 교정하여야 한다.

(e) 각 계통은 해면고도 및 표준대기 상태에서 계기보정오차를 제외한 지시압력고도의 오차는 플랩을 펼친 상태의 1.23 VSRO에서부터 플랩을 접은 상태의 1.7 VSR1의 속도범위에서의 적절한 비행형태에서 100노트 속도 당 ±9 m(30 ft)을 넘지 말아야 한다.

(f) 고도계 계통에 고도계 지시의 교정장치가 갖추어 질 때는 고장발생시 보조의 고도계 계통이 없는 한 공기압이 우회할 수 있도록 설계하여 장착하여야 한다. 이 각 교정장치는 전원상의 고장을 포함하여 예상 가능한 고장의 발생 형태를 조종사에게 알려줄 수 있는 장치가 구비되어야 한다. 이 지시장치는 조종석의 예상 가능한 조명상태에서 효과적으로 지시할 수 있어야 한다.

(g) 다음의 (h)항에 규정된 경우를 제외하고 정압계통에서 주정압원과 대체 정압원을 동시에 채택할 경우 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 두 정압원을 동시에 선택할 경우 둘 중 하나를 막을 수 있는 장치가 있어야 한다.

(2) 양쪽 정압원이 동시에 막혀서는 안 된다.

(h) 비여압식 비행기의 경우 두 정압원 중 하나의 정압원을 선택할 경우 선택하지 아니한 다른 하나의 정압원 개폐에 의해 정압원 계통의 교정치가 변하지 않는다는 것을 입증하면 (g)(1)항은 적용하지 않는다.

비행계기의 정압관에 가열장치가 되 있는 경우 정압관 가열장치가 작동되고 있지 않을 때 이를 조종사에게 나타내 줄 수 있는 지시장치가 되 있어야 한다. 이 지시장치는 다음 요건을 충족하여야 한다.

(a) 이 지시는 비행 승무원에게 선명한 시야로 호박색으로 나타내야 한다.

(b) 이 지시는 다음 중 어느 한 경우에도 비행 승무원에게 경계하게 하는 장치를 설계하여야 한다.

(1) 정압관 가열장치 스위치가 꺼졌을 경우.

(2) 정압관 가열장치 스위치가 켜졌으나 정압관의 가열장치가 작동하지 않는 경우.

(a) 각 자기방향지시계는 비행기의 진동 또는 자기장에 의해 정확도가 심각하게 영향을 받아서는 안 된다.

(b) 자기오차가 수정된 자기방향지시계는 수평 비행 시 어떠한 방위에서건 오차가 10°보다 커서는 안 된다.

(a) 각각의 조종사에게 자동조종장치 및 자동추력제어장치의 자동조종을 빠르게 해지할 수 있는 기능이 제공되어야 한다. 자동조종장치의 빠른 해지를 위한 장치는 두 조종사의 조종간 또는 이와 동등한 위치에 설치되어야 하며, 자동추력제어기능의 빠른 해지를 위한 장치는 추력제어레버에 설치되어야 한다. 자동조종기능 및 자동추력제어기능의 빠른 해지 장치는 각각의 조종사가 조종간 또는 추력제어레버를 작동하는 중 바로 작동 할 수 있어야 한다.

(b) 조종사가 수동으로 자동조종장치 또는 자동추력제어장치를 해지할 수 있는 장치의 고장으로 인한 영향은 25.1309항의 요건에 따라 평가되어야 한다.

(c) 비행유도시스템의 작동, 모드 또는 센서의 선택으로 인하여 비행기의 비행경로 상의 천이현상에 대한 반응이 본 절의 (n)(1)에서 정해진 경미한 천이현상보다 크지 말아야 한다.

(d) 정상 상태에서 모든 비행유도시스템의 자동제어 기능 해지에 의하여 발생되는 비행기의 비행경로 상의 천이 응답은 경미한 천이현상보다 크지 않아야 한다.

(e) 비정상 상황에서 모든 비행유도시스템의 자동제어 기능의 해지에 의하여 발생되는 비행기의 비행경로 상의 천이 응답은 (n)(2)항에 규정되어 있는 현저한 천이현상(Significant transient) 보다 크지 않아야 한다.

(f) 헤딩선택, 수직속도 등과 같은 각각의 비행기 움직임에 대한 기능 또는 방향에 대한 명령 제어 장치는 평이하게 지시되고 서로 근접하게 위치하여 부적절한 사용 또는 혼동이 없도록 하여야 한다.

(g) 비행유도시스템을 사용하기에 적절한 모든 비행 조건에서 비행유도시스템은 비행기에 위험한 부하를 유발시키지 않아야 하며 비행경로 상에서 위험할 정도의 이탈을 발생시키지 않아야한다. 이때, 본 사항은 무결함 운용 및 작동되지 않을 시 조종사가 적당한 시간 내에 개선조치를 취한다고 가정하고 적용한다.

(h) 비행유도시스을 사용하고 있을 때, 비행기 정상 비행선도의 속도범위에 따른 적절한 허용범위 초과를 방지하기 위한 수단이 적용되어야 한다. 만약 비행기가 본 속도 범위를 초과하였다면 안전하지 못한 속도로 유도하거나 제어하는 비행유도시스템의 사용을 방지하는 수단이 적용되어야한다.

(i) 비행유도시스템의 기능, 제어, 지시, 경고는 비행유도시스템 운용 및 조종사의 행동양식을 고려하여 조종사의 실수 또는 혼동을 최소화할 수 있도록 설계되어야 한다. 비행유도시스템에는 모든 준비(Arm) 모드, 모드의 변경, 모드의 전환 등을 포함하는 현재 설정되어 있는 모드를 지시하는 수단이 제공되어야한다. 이때, 모드 선택 스위치는 본 지시 수단으로 인정되지 않는다. 비행유도시스템의 제어장치 및 지시기는 그룹화되고 논리적이며, 일관된 방법으로 장착되어야한다. 이때 비행유도시스템의 지시는 모든 예상 가능한 등화 조건에서 각각의 조종사가 볼 수 있어야 한다.

(j) 자동비행장치의 해지 후 시각적, 청각적 경고가 각각의 조종사에게 적절한 시간 내에 제공되어야하며 본 경고는 조종실의 다른 모든 경고와 구별될 수 있어야 한다.

(k) 자동추력제어장치의 해지 후 각각의 조종사에게 주의(Caution)가 제시되어야 한다.

(l) 자동조종장치는 조종사가 비행조종계통에 오버라이드(override)를 위한 힘을 가하는 경우 잠재적인 위험을 발생시키지 않아야 한다.

(m) 자동추력제어장치 작동 중 자동추력제어장치는 과도한 힘이 요구되지 않고 조종사가 추력제어 레버를 움직일 수 있어야한다. 자동추력제어장치는 조종사가 추력제어 레버에 오버라이드를 위한 힘을 가하는 경우 잠재적인 위험을 발생시키지 않아야 한다.

(n) 천이현상은 비행기의 제어 또는 비행경로에 있어서 조종사의 입력값이나 환경 조건과 일치하지 않는 반응을 나타내는 비안정성을 말하며 본 장에서 다음과 같이 정의한다.

(1) 경미한 천이현상은 안전 여유를 급격히 저하시키지 않고 조종사의 능력 내에서 조치가 취해질 수 있는 경우를 말한다. 경미한 천이현상으로 인하여 조종사의 업무 부담이 미미하게 증가할 수 있으며, 승객 또는 객실 승무원의 물리적 안락성이 저해될 수 있다.

(2) 심각한 수준의 천이현상은 안전 여유를 급격하게 저하시킬 수 있으며, 조종사의 업무부담을 증가시키고 안락성 저해를 발생시킨다. 또한 승객이나 객실 승무원에게 물리적 고통을 야기하여 부상을 입힐 수 도 있다. 심각한 수준의 천이현상은 정상 비행 상태로의 회복이나 정상비행 상태의 유지를 위하여 다음과 같은 상태를 발생시켜서는 안된다.

(i) 조종사의 특별한 기술, 주의력, 체력.

(ii) 25.143(c)항의 요건에 규정된 사항보다 큰 조종사의 조종력.

(iii) 안전벨트를 착용하거나 착용하지 않은 탑승자에게 추가적인 위험을 불러올 수 있는 비행기의 가속 또는 자세.

(a) 25.1303(b)항에서 요구하는 계기 중 동력의 공급을 요하는 계기는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 각 계기에는 계기의 성능유지에 필요한 적절한 동력공급이 이루어지지 않을 경우에 (조종사가 계기의 지시 값을 읽을 수 있도록) 시각적 장치를 계기의 구성요소로서 설치하여야 한다. 동력의 량은 동력이 계기로 공급되는 선단에서 측정하여야 한다. 동력원으로서 전기를 이용하는 계기의 경우 전압이 승인된 한계치 내에 있을 경우 적합한 것으로 본다.

(2) 각 계기는 동력원이 고장이 난 경우 다른 동력원이 공급되어야 한다. 이 변환은 자동 또는 수동에 의해 이루어 져야 한다.

(3) 항법 자료를 나타내는 계기가 계기의 외부의 공급원으로부터 비행정보를 접수하는 경우 이 외부 정보의 결함으로 계기 상에 나타난 내용이 신뢰성이 없을 경우 조종사에게 계기 상에 나타난 정보가 믿을 수 없다는 것을 알려주는 시각적인 경고장치를 갖추어야 한다.

(b) 여기서 말하는 '계기'란 하나의 장치에 물리적으로 부착된 것 그리고 둘 이상의 분리된 장치 또는 구성품간에 상호 접속된 것을 말한다.(예를 들면 원격 지시용 자이로 방향지시계의 자기감지 요소, 자이로, 증폭기 및 상호 연결된 지시계 등)

(a) 정조종사석에 필수적 을로 요구되는 계기들은 다른 운항승무원의 계기작동시스템 이나 다른 장비들과는 독립적으로 구성된 시스템을 갖추어야 한다.

(b) 장비, 시스템 및 이들의 장착은 비행기의 자세, 방향, 속도 및 고도 등 계기 상으로 나타나는 비행안전 필수정보의 표시내용이 비행기의 단일고장 또는 극히 예상할 수 없는 복합 고장이 발생한 뒤에 다른 승무원들의 추가적인 조작이 없어도 조종사들에게 지속적으로 표시될 수 있도록 설계하여야 한다.

(c) 필수 계기의 작동계통에는 추가적으로 장착한 계기, 시스템 또는 장비가 극히 예상할 수 없는 임의의 고장 발생 시 필수 계기가 정상적인 작동이 지속될 수 있도록 장치하지 않은 한 추가적인 계기, 시스템 또는 장비가 연결하여서는 안 된다.

비행 지시 시스템이 장착된 경우 승무원에게 현재의 운항의 형태를 알려주는 장치를 갖추어야 한다.

(a) 동력장치계기 및 계기 배관은 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 각 동력장치 및 보조동력장치 계기는 25.993항 및 25.1183항의 요건을 충족하여야 한다.

(2) 가연성 유체를 가압된 상태로 흐르게 하는 각 배관은 다음 요건을 충족하여야 한다.

(i) 배관이 손상될 시 과도한 유체의 유출을 막기 위하여 유체의 압력원에 제한적인 구멍이나 다른 안전장치를 갖추어야 한다.

(ii) 유체의 유출이 위험을 초래하지 않도록 배치되고 장착하여야 한다.

(3) 가연성 유체를 이용하는 각 동력장치 및 보조동력장치 계기는 유체의 유출이 위험을 초래하지 않도록 배치하고 장착하여야 한다.

(b) 연료량 지시계 : 비행 중 각 연료탱크에 있는 사용 가능한 연료의 량을 승무원들에게 리터 또는 갤런 단위로 또는 이에 상응하는 유량 단위로 알려주는 장치를 갖추어야 한다. 이외에 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 각 연료지시계는 탱크 내 잔류 연료량이 25.959항에서 규정한 사용불능 연료량과 같을 때 수평 비행조건으로 영점 조정하여야 한다.

(2) 별도의 출구 및 대기로 상호 연결된 연료 탱크는 하나의 탱크로 동일시 될 수 있으며 별도의 지시계를 갖출 필요가 없다.

(3) 연료량지시계로 사용되는 노출 직시 지시기는 손상되지 않도록 잘 보호되어야 한다.

(c) 연료유량계 계통 :. 연료유량계 계통을 장착하는 경우 각 지시계통 구성품은 이 계통의 고장이 연료의 흐름을 심각하게 방해하는 경우 연료의 공급을 우회시키는 장치를 갖추어야 한다.

(d) 윤활유량 지시계. 각 탱크의 윤활유의 량을 나타내기 위하여 막대 계기 또는 이에 상응하는 지시계를 갖추어야 한다. 윤활유 이송장치 또는 예비용 윤활유 시스템을 장착하는 경우 비행 중 조종사에게 각 탱크의 윤활유의 량을 나타내 주는 장치를 갖추어야 한다.

(e) 터보 프로펠러의 깃의 위치 지시계. 터보 프로펠러 깃 위치 지시계는 프로펠러가 저 피치 정지위치로부터 8°이상 움직이기 전에 지시 값이 나타낼 수 있어야 한다.

(f) 연료압력 지시계. 왕복엔진의 경우 연료 분사식 펌프인 경우를 제외하고는 연료 펌프의 아래 부분에서 연료의 압력을 측정하는 장치를 갖추어야 하며 이외에 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 정상적인 연료 이송압력의 유지를 위하여 필요시 기화기의 공기흡입 정압을 연료펌프 회복 밸브에 연결하여야 한다.

(2) 상기 (f)(1)항의 요건에 의한 접속이 요구되는 경우 오차가 있는 지시치를 나타내지 않도록 지시계의 균형 배관은 기화기 입구 압력단을 독립적으로 연결하여야 한다.

전기계통 및 장비

(a) 전기 계통의 용량. 발전용량, 전원의 수 및 종류는 다음 사항을 따라야 한다.

(1) 전기 부하의 해석에 따라 결정하여야 한다.

(2) 25.1309항의 기준을 충족하여야 한다.

(b) 발전계통. 발전계통은 전원, 주동력 버스, 송전 케이블 및 제어장치 그리고 조절 및 회로 보호장치를 말하며 다음 요건에 따라 설계하여야 한다.

(1) 전원은 독립적 전원이든 타 전원과 조합으로 연결되었든 정상적으로 작동해야 한다.

(2) 전력계통의 고장 또는 기능 불량으로 필수부하에 공급하는 잔여 전원이 끊어지거나 기능을 손상시키는 일이 없어야 한다.

(3) 필수부하 장비의 단자에서의 전원장치의 전압과 주파수는 예상 운용 조건하에서 장비의 설계규격 상한치를 넘지 않도록 설계하여야 한다.

(4) 스위치의 조작이나 결함의 수정 또는 기타 다른 사유로 발생하는 시스템의 과도현상이 필수 부하를 작동하지 않게 하게 된다든지 타게되거나 화재위험을 발생하지 않도록 하여야 한다.

(5) 비행중 임의의 승무원이 시스템의 전원을 개별로 그리고 전체적으로 차단하는 장치를 갖추어야 한다.

(6) 시스템의 안전한 작동에 필수적으로 요구되는 각 발전기에서 공급되는 전압과 전류와 같은 전기계통의 총 용량을 임의의 승무원에게 지시해 주는 장치를 갖추어야 한다.

(c) 외부 전원. 비행기에 외부전원을 연결하는 장치가 있는 경우 이 외부전원은 엔진의 시동에 이용되는 장비가 아닌 장비에 전기적으로 접속되어야 하며 반대의 극성 또는 반대의 위상을 갖는 외부전원이 비행기의 전기계통에 공급되지 않도록 하는 장치를 갖추어야 한다.

(d) 정상전원 상실상태에서의 운용. 비행기가 정상전원(축전지 제외)을 상실하고 임계 연료(엔진시동이 꺼지고 재시동하려는 관점에서)하에서 그리고 비행기가 최대승인고도에 비행중인 상태 하에서 시계비행규칙 조건으로 5분 이상 안전하게 비행할 수 있다는 것을 분석, 시험 또는 이 두 가지의 동시적 방법으로 입증하여야 한다. 전기계통의 부품은 다음 조건으로 존속하여야 한다.

(1) 전선 뭉치 또는 접속함의 화재와 같은 단일 고장이 부품이 켜진 상태 및 꺼진 상태에서 손실을 가져와서는 안 된다.

(2) 켜진 상태에 있는 부품들은 꺼진 상태에 있는 부품들과 전기적 및 기계적으로 격리하여야 한다.

(a) 전기 장치와 제어장치는 임의의 한 단위 부품 또는 시스템이 안전 운항에 필수로 요구되는 다른 전기 단위부품 또는 시스템의 동시적 작동에 악 영향을 미치지 않도록 장착하여야 한다. 비행기 내에 발생할 수 있는 전기적 간섭은 비행기 또는 그 시스템에 위험한 영향을 초래하지 않아야 한다.

(b) 축전지는 다음과 같은 요건에 의해 설계되고 장착하여야 한다.

(1) 임의의 예상 가능한 충전 및 방전의 조건에서 축전지 단위 셀의 온도 및 압력은 안전하게 유지되어야 한다. 다음과 같은 조건으로 축전지를 재충전할 때(완전 방전 이후의 재충전) 비정상적인 셀 온도의 증가 현상이 발생하지 않아야 한다.

(i) 최대조정전압 또는 전력상태.

(ii) 최장시간의 비행 상태

(iii) 운용 중 발생 가능할 것으로 예상되는 가장 불리한 냉각 상태.

(2) 상기(c)(1)항에 대한 적합성은 유사한 축전지의 사용 및 장착 경험으로 안전한 셀 온도가 유지되고 압력에도 문제가 없는 사례가 있는 경우를 제외하고 시험을 통하여 입증되어야 한다.

(3) 정상 운용 중에는 축전지로부터 폭발성 또는 유독 가스가 발생되어서는 안되며, 충전 시스템 상에 또는 축전지를 장착하는 과정에서 예상 가능한 고장으로 인하여 비행기 내에 유독 물질이 축적되지 않아야 한다.

(4) 축전지로부터 새어나온 부식성 유체나 기체가 비행기의 기체 구조물 또는 인접 필수 장비에 손상을 주어서는 안 된다.

(5) 니켈-카드뮴 축전지를 장착할 시에는 축전지 또는 개별 셀의 단락 시 발생되는 열로 인하여 기체구조나 필수 시스템에 해로운 영향을 미치지 않도록 방법이 구비되어야 한다.

(6) 니켈-카드뮴 축전지를 장착할 경우에는 다음의 기능들이 구비되어야 한다.

(i) 축전지가 과열되는 것을 방지하기 위한 충전율을 제어하는 장치를 갖추어야 한다.

(ii) 과열상태가 될 때 충전기로부터 축전지를 차단하는 장치와 함께 축전지의 온도를 감지하고 과열을 경고하는 장치를 갖추어야 한다.

(iii) 축전지가 작동불능 상태가 될 때 충전전원으로부터 축전지를 차단하는 장치와 함께 축전지의 고장 상태를 감지하고 경고하는 장치를 갖추어야 한다.

(c) 전기적 본딩은 지상 전기시스템을 갖춘 비행기의 정상 및 고장 조건에서 충분한 전기적인 회귀경로를 갖추어야 한다.

(a) 배전 계통은 배전 버스, 이와 연관된 공급기와 해당 제어 및 보호장치를 말한다.

(b) 예비

(c) 특정의 장비나 시스템에 두 조의 독립전원이 요구되는 경우에 한 조의 전원이 고장 시 다른 전원이 자동적으로 공급되게 하거나 수동으로 선택할 수 있어야 한다.

(a) 배선상의 결함이나 시스템 또는 연결 장비에 심각한 고장 발생 시 전기 계통의 재난과 비행기의 위험을 최소화하기 위하여 자동식 회로 보호장치를 갖추어야 한다.

(b) 발전 계통의 회로보호 및 제어장치는 전압으로 인한 손상과 다른 고장 발생을 막기 위하여 신속하게 잘못된 상태의 전원을 차단하고 전력이 버스를 통해 장비로 전달되는 것을 막도록 설계하여야 한다.

(c) 원복이 되는 회로 보호장치는 과부하 또는 회로결함 발생시 운용 조작위치에 관계없이 회로를 개방할 수 있도록 설계하여야 한다.

(d) 비행 중 회로 차단기를 원위치 하거나 퓨즈를 교환하는 것이 안전에 필수적인 경우 회로 차단기나 퓨즈를 비행기에 비치하고 표시를 해 놓아 비행 중 신속하게 원위치 하거나 교환할 수 있어야 한다.

(e) 필수부하 회로에는 고유의 회로 보호장치를 갖추어야 한다. 그러나 이 경우 시스템의 위치표시등의 회로와 같은 필수부하 시스템의 각 회로에 대한 보호장치는 필요치 않다.

(f) 정상 운용 중에 전력을 초기화하거나 제거하는 기능이 필요한 비행기 시스템의 경우, 스위치로 사용되도록 특별히 설계된 경우를 제외하고 회로차단기가 전력을 초기화하거나 제거하는 일차적 수단이 되지 않도록 설계하여야 한다.

(a) 쇼크. 전기 시스템은 승무원, 승객, 보급 요원 및 정비 요원에게 전기적 쇼크의 위험을 최소화하도록 설계되어야 한다.

(b) 화상. 운용 시 승무원이 다루는 부품의 온도는 승무원이 상해를 입거나 위험하고 부주위한 움직임을 유발시켜서는 안 된다.

비상착륙 또는 착수 이후 비상절차에 따라 요구되는 기능에 적정한 전기가 공급될 수 있어야 한다. 이러한 비상 전기회로는 비상조건 하에서 그 기능이 저하될 위험성이 최소화되도록 장착하도록 보호하여 설계하여야 한다.

(a) 전기계통의 적합성 증명을 위하여 실험실 시험을 수행하는 경우 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 시험은 비행기에 사용되는 전원 발생 장비와 똑같은 것을 사용하여 실물모형에서 수행하여야 한다.

(2) 시험 대상장비는 정확한 시험결과의 도출을 위하여 전원의 분배 전선 및 연결 부하의 전기적 특성을 모사하여야 한다.

(3) 실험실의 발전기 구동장치는 발전기의 결함에 의해 부가되는 부하 외에도 발전기 자체부하에 대한 반작용에 대해서 비행기에 장착되는 실지의 장비를 모사하여야 한다.

(b) 실험실에서 또는 지상에서 비행기의 각 비행조건을 정확하게 모사할 수 없는 경우 비행시험을 수행하여야 한다.

(a) 기내 전기장비는 전기공급 또는 전기제어시스템의 고장 발생 시에 25.1309(b)항과 (c)항 및 (d)항의 요구조건을 만족하도록 설계하고 장착하여야 한다. 기내 전기장치는 조리용 가열기, 오븐, 커피메이커, 온수기, 냉장고, 화장실 세척장비 등과 같은 승객 편의를 위하여 기내에 구비된 장비품을 의미한다.

(b) 취사 및 조리기구는 과열 또는 화재의 위험이 최소화되도록 장착하여야 한다.

(c) 기내 전기장비 중에 특히 취사실에서 사용하는 전기장비의 경우, 정상운용 상태에서 발생할 수 있는 유체나 증기 또는 유체의 누출이 다른 장치나 시스템을 손상시켜 위험한 상황을 발생시키지 않도록 장착하고 보호하여야 한다.

(d) 25.1357(a)항에서 요구되는 회로보호기구에 의해서 25.1309(b)항에 대한 적합성을 입증하지 않는 경우, 전기모터와 변압기의 과열 시에 연기나 화재의 위험을 초래할 수 있다면 전기모터나 변압기가 장착된 전기장비를 포함하여 모터와 변압기에 대하여 정상상태 또는 고장상태에서도 과열을 방지할 수 있도록 적정한 과열 보호기구를 구비하여야 한다.

등 화

(a) 계기등은 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 안전운항에 필요한 각 계기, 스위치 및 기타 장치는 다른 전원으로부터 충분한 조명이 되지 않는 한 쉽게 판독할 수 있도록 충분한 조명을 갖추어야 한다.

(2) 계기등은 다음과 같은 방법으로 장착되어야 한다.

(i) 직사 광은 조종사의 시야에 들어오지 않도록 피해야 한다.

(ii) 조종사에게 판독에 방해되는 반사광이 비치지 않아야 한다.

(b) 예상되는 각 비행조건하에서 흐리지 않은 상태의 계기등이 만족스럽지 않은 경우 조명강도를 조절하는 장치가 있어야 한다.

(a) 착륙등은 승인된 것이어야 하며 다음 요건에 따라 장착되어야 한다.

(1) 불필요한 섬광이 조종사에게 비쳐지지 않아야 한다.

(2) 조종사가 강한 광선으로 극심하게 영향을 받지 않아야 한다.

(3) 야간 착륙 시에 충분한 조명을 발해야 한다.

(b) 한 위치에 여러 개의 조명기구를 장착하여 하나의 스위치로 조작할 필요가 있을 때를 제외하고는 각 조명등에 대하여 구분된 개별 스위치가 장착되어야 한다.

(c) 착륙장치가 밖으로 나와 착륙등이 밖으로 노출된 때 조종사에게 이를 알려주는 장치가 있어야 한다.

(a) 일반사항. 위치표시등의 각 부품들은 다음 요건들을 충족하여야 하며 각 시스템은 25.1387항과 25.1397항의 요건들을 충족하여야 한다.

(b) 전방 위치표시등. 전방위치표시등은 옆쪽으로 충분히 떨어져서 적색 등과 녹색 등으로 구성하여 비행기의 진행방향에 대하여 적색 등은 왼쪽에 녹색 등은 오른쪽에 비행기 전방에 장착하여야 한다. 이 때 각 등화기구는 승인된 것이어야 한다.

(c) 후방 위치표시등. 후방 위치표시등은 꼬리날개의 충분한 후방쪽 또는 날개 끝단에 백색의 등을 장착하여야 하며 승인된 것이어야 한다.

(d) 등화기구의 덮개 및 색 필터. 등화기구의 덮개 및 색 필터는 화염에 견딜 수 있어야 하며 정상적인 사용 상태 하에서 색도나 모형이 변형되거나 손실되어서는 안 된다.

(a) 하기(e)5항에서 제시한 경우를 제외하고 각 전방 및 후방 위치 표시등은 다음에서 제시하는 바와 같이 이면각 내에서 빛이 흐트러지지 않아야 한다.

(b) 이면각 L(왼쪽)은 비행기의 기축에 대하여 전방에서 볼 때 기축과 평행인 수직면과 이 것보다 왼쪽으로 110°의 각도를 이루는 두 개의 교차하는 수직평면이 이루는 각이다.

(c) 이면각 R(오른쪽)은 비행기의 기축에 대하여 전방에서 볼 때 기축에 수평한 수직면과 이 것보다 오른쪽으로 110°의 각도를 이루는 두 개의 교차하는 수직평면이 이루는 각이다.

(d) 이면각 A(후방)는 비행기의 기축에 대하여 후방에서 볼 때 기축을 관통하는 수직면에 대해서 왼쪽 그리고 오른쪽으로 각각 70°의 각을 이루는 평면으로 구성되는 각이다.

(e) 후방 위치표시등은 25.1385(c)항에 따라서 가능한 한 후방에 장착할 때 이면각 A 내에서 연속성이 있는 빛을 발하지 않을 경우 0.04 스테라디안을 초과하지 않는 방해된 시야의 입체각이 해당의 이면각 내에 허용된다.

(a) 일반사항. 여기서 빛의 강도는 제자리에 조명등 덮개와 색조 필터를 갖춘 새로운 항공등이 발하는 광도를 말한다. 빛의 강도는 비행기의 정상 작동전압에 의한 평균조도와 동등한 균일한 작동 광원으로 결정하여야 한다. 위치표시등의 배광과 강도는 하기(b)항의 요건을 충족하여야 한다.

(b) 전방 및 후방등. 전방 및 후방 항공등의 배광과 강도는 이면각 L, R 및 A에서 수평면에서는 최소치로 수직면에서는 최소치로 그리고 중복 광에서는 최대치로 나타내어야 하며 다음 요건을 충족하여야 한다.

(1) 수평면상에서의 강도. 수평면(비행기의 기축을 포함하여 비행기의 대칭면에 수직인 평면)상에서의 강도는 25.1391항에서 제시하는 값 이상이어야 한다.

(2) 임의의 수직 평면상에서의 강도. 임의의 수직 평면(수평면에 수직인 평면)상에서의 강도는 25.1393항에서 제시하는 값 이상이어야 하며 I는 수평면상의 해당 각도에 대해서 25.1391항에서 제시한 최소 강도이다.

(3) 인접 신호간의 광의 중복. 인접 신호간의 중복광도는 25.1395항에서 제시하는 값을 초과해서는 안 된다. 단, 중복광도가 신호광도의 명확도를 방해하지 않는 경우에는 25.1391항 및 25.1393항에서 제시하는 최소치 보다 충분히 큰 주 신호광도로 사용한다면 기준 이상의 중복광도를 인정할 수 있다. 전방 항공등의 최대강도가 100 칸델라 보다 큰 경우에는 이것들 사이의 최대 중복광도는 구역 A에 있어서 중복광도가 주 신호 최대강도의 10% 이하이고, 구역 B에 있어서 중복광도가 주 신호 최대강도의 2.5% 이하일 경우에는 25.1395항의 값을 초과해도 된다.

각 위치 표시등의 광도는 다음 표에서 제시한 값 이상이어야 한다.

이면각 | 전방을 향해 측정한 기축으로부터의 우측 또는 좌측 각도 | 광도(칸델라)

L 및 R | 0°에서 10°까지 10°에서 20°까지 20°에서 110°까지 | 40 30 5

A | 110°에서 180°까지 | 20

각 위치 표시등의 광도는 다음 표에서 제시한 값 이상이어야 한다.

수평면으로부터 위도는 다음의 각도 | 광도(I)

0° 0°에서 5°까지 5°에서 10°까지 10°에서 15°까지 15°에서 20°까지 20°에서 30°까지 30°에서 40°까지 40°에서 90°까지 | 1.00 0.90 0.80 0.70 0.50 0.30 0.10 0.05

(a) 표에서 구역A는 공통 경계면을 10°에서 20°의 각도로 관통하는 인접 이면각 내에서 모든 방향을 말한다.

(b) 표에서 구역B는 공통 경계면을 20°이상의 각도로 관통하는 인접 이면각 내에서 모든 방향을 말한다.

중복광 | 최대광도

구역 A(칸델라) | 구역 B(칸델라)

이면각 L내에서 녹색 이면각 R내에서 적색 이면각 A내에서 녹색 이면각 A내에서 적색 이면각 L내에서 후부백색이면각 R내에서 후부백색 | 10 10 5 5 5 5 | 1 1 1 1 1 1

각 위치표시등의 색은 국제조명위원회의 색도 좌표계를 따라야 한다.

(a) 항공등 적색의 경우

“y”는 0.335 보다 크지 않아야 하며

“z”는 0.002 보다 크지 않아야 한다.

(b) 항공등 녹색의 경우

“x”는 0.440～0.320y 보다 크지 않아야 하며

“x”는 y－0.170 보다 크지 않아야 하며

“y”는 0.390～0.179x 보다 작지 않아야 한다.

(c) 항공등 백색의 경우

“x”는 0.300보다 작고 0.540보다 크지 않아야 한다.

“y”는 “x－0.040” 또는 “y0－0.010”중 작은 값보다 작지 않아야 하며 “y” 는 “x＋0.020” 또는 “0.636～0.400x” 보다 크지 않아야 한다. 여기서 y0는 해당 x값에 대응하는 플랑크(Planckian) 복사체의 y좌표이다.

(a) 수상기 또는 수륙양용기에 정박등을 장착하는 경우 다음 사항을 충족해야 한다.

(1) 맑은 날씨 야간에서 최소한 2해리에서 백색광이 보여야 한다.

(2) 비행기가 계류되어 있거나 또는 수상에서 표류할 때 부동광을 최대로 낼 수 있어야 한다.

(b) 정박등은 외부에 임시적으로 매다는 등이라도 상관없다.

(a) 일반사항 : 비행기에는 다음과 같은 충돌방지등 시스템을 갖추어야 한다.

(1) 한 개 이상의 승인된 충돌방지등을 장착하여야 하며 방사하는 빛이 조종사의 시야를 방해하거나 위치표시등의 명료도를 손상하지 않아야 한다.

(2) 하기 (b)항부터 (f)항까지의 요건을 충족해야 한다.

(b) 투광범위. 충돌방지등 시스템은 비행기의 외형특성과 비행특성을 고려하여 비행기 주변의 중요구역을 조명할 수 있도록 충분한 등을 장착하여야 한다. 투광범위는 적어도 비행기의 수평면을 기준으로 상하 75도의 전방각에 달하여야 한다. 단 기축에서 후방 중심으로 0.15 스테라디안과 동등한 입체각에서 시각장애를 일으키는 입체각의 범위는 0.03 스테라디안을 초과해서는 안 된다.

(c) 섬광특성: 광원의수, 광원의 폭, 회전속도 등으로 구성이 되는 충돌방지등 시스템은 분당 40회 이상 100회 미만의 섬광을 발해야 한다. 실효 섬광회수는 시스템이 두 개 이상의 광원을 갖는 경우에는 그 중복부분을 포함한 광의 각 부분에 적용하는 것으로 한다. 중복부분에 있어서 섬광회수는 100이상 180이하이어야 한다.

(d) 색도 : 충돌방지등의 색은 25.1397항에서 규정하는 항공적색 또는 백색이어야 한다.

(e) 광도. 적색 필터를 사용하고 실효광도로 표시한 경우 수직면내에서의 광도는 다음과 같은 조건하에서 (f)항의 요건을 충족하여야 한다.

여기서

(f) 충돌방지등의 최소실효광도 :　충돌방지등의 최소실효광도는 다음 표 값 이상이어야 한다.

수평면 위 또는 다음 각도 | 실효광도(칸델라)

0°～ 5° 5°～ 10° 10°～ 20° 20°～ 30° 30°～ 75° | 400 240 80 40 20

일반적으로 실효광도의 최대치는 실효광도가 에 있어서 순간광도에 동등하게 되도록 을 선택할 경우 얻을 수 있다.

운용한계에 의거 착빙 기상 상태로의 야간운용이 금지되어 있는 경우를 제외하고 주익이 결빙의 축적에 의하여 위험을 초래할 수 있는 부분을 조명하는 장치 또는 다른 착빙의 유무를 감시하기 위한 장치를 갖추어야 한다. 이 경우 사용하는 조명은 승무원의 업무수행에 지장을 줄 수 있는 섬광 또는 반사가 있는 형식이어서는 안 된다.

안전장비

(a) 접근성. 비상시 승무원이 필수 안전장비에 쉽게 접근할 수 있어야 한다.

(b) 보관 요건. 필수 비상장비를 보관하는 장소가 있어야 하며 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 바로 접근할 수 있도록 배치하고 잘 보이는 곳이어야 한다.

(2) 부주의로 인해 손상되지 않도록 보호해야 한다.

(c) 비상탈출구 강하장치. 25.810(a)항의 비상탈출구 강하장치를 해당 출구에 보관해야 한다.

(d) 구명정.

(1) 25.1415항의 구명정을 보관하는 장소는 비상착수 증명이 신청된 최대 인원을 태울 수 있는 수량의 구명정들을 수용할 수 있어야 한다.

(2) 구명정은 비행기의 비상착수시 진수시킬 수 있도록 출구 가까이에 탑재하여야 한다.

(3) 비행기 밖으로 자동으로 원격조작에 의해 진수된 구명정은 25.1415의 예인선으로 비행기에 연결되어야 한다.

(4) 휴대용 구명정은 사용을 의도했던 비상구가 아닌 다른 곳에서도 사용이 될 수 있도록 신속하게 장탈할 수 있어야 한다.

(e) 장거리 신호장치. 25.1415항의 장거리 신호장치는 비상 착수시 사용이 용이하도록 출구 가까운 곳에 두어야 한다.

(f) 구명의의 보관. 비상착수 증명이 신청된 바에 따라 승객 한 명당 한 개씩 25.1415항의 구명의를 보관할 수 있는 장소가 마련되어 있어야 한다. 구명의는 좌석에 있는 승객이 쉽게 사용할 수 있는 위치에 두어야 한다.

(g) 구명선의 보관. 25.801항의 기준에 따라 비상착수 증명을 신청하려면 다음 사항들을 충족하는 구명선을 보관할 수 있는 장소를 구비해야 한다.

(1) 구명선의 한쪽 끝은 기체구조의 측면에 부착하여야 한다.

(2) 구명선은 비행기 착수 후 승객들이 날개 위에 머무를 수 있도록 비행기에 배열하여야 한다.

(a) 25.801항에 따라 비상착수 증명을 받으려는 비행기에 사용하는 착수 장비는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(b) 각 구명정 및 구명의는 승인을 받아야 한다. 이에 부가하여 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 충분한 양의 잉여 구명정을 탑재하지 않은 한, 구명정들의 정격용량을 넘어 가장 큰 용량을 가진 하나의 구명정을 상실하였을 경우 비행기의 전 탑승인원을 수용할 수 있도록 충분한 용량과 좌석을 갖추어야 한다.

(2) 구명정은 꼬리선과 비행기 근처에 달아매기 위한 고정선을 달아야 한다. 이 고정선은 비행기가 가라앉을 때 비행기로부터 분리되어야 한다.

(c) 각 구명정에는 승인 받은 생존장비를 구비하여야 한다.

(d) 각 구명정에는 승인 받은 생존 비상위치 발신장치를 탑재하여야 한다.

(e) 25.801항에 의한 비상착수증명을 받지 않고 승인된 구명의를 갖추지 못한 비행기는 매 승객을 위한 부력장구를 갖추어야 한다. 이 부력장구는 좌석에 앉아있는 승객이 쉽게 접근할 수 있는 위치에 있어야 하며 비상시 손쉽게 장탈할 수 있어야 한다.

신청자가 결빙 조건에서의 비행을 위한 인증을 요구하는 경우, 비행기는 부록 C에 제시 되어있는 연속최대 결빙상태 및 불연속 최대결빙 상태 하에서 안전하게 운항할 수 있어야 한다. 이를 입증하기 위하여 다음 사항들을 충족해야 한다.

(a) 비행기 구성품들에 대한 결빙방지 장치가 적절하다는 것을 입증하기 위하여 여러 가지 비행기 운용 형태를 고려한 해석을 수행하여야 한다.

(b) 결빙방지에 대한 해석을 확인하고 결빙으로 인한 비정상적인 상태를 점검하며 결빙방지계통과 그 구성품들이 효과적이라는 것을 실증하기 위해 비행기와 그 구성품들은 여러 가지 비행 형태와 측정된 자연 대기에서의 결빙조건 및 필요한 경우 다음의 하나 또는 그 이상의 방법에 따라 비행시험을 받아야 한다.

(1) 구성품 또는 구성품의 모형에 대한 실험실 건조공기시험이나 모사 결빙시험 또는 양 시험 모두 수행.

(2) 전체 결빙방지 시스템 또는 각개 구성품에 대한 건조공기에서의 비행 시험

(3) 측정된 모사 결빙 상태에서의 비행기 또는 구성품에 대한 비행시험

(c) 방빙장치 또는 제빙장치가 정상적으로 작동하지 않을 때 이를 승무원에게 알리는 호박색의 경고등 또는 이와 동등한 경고장치를 갖추어야 한다.

(d) 터빈엔진 비행기의 대해 이 항의 결빙 방지 요건은 기체구조에 일차적으로 적용된다. 동력장치 장착에 있어 제5장의 부가적인 요건이 적용될 수 있다.

(a) 25.1419 요건 이외, 결빙조건에서의 비행에 대한 인증이 요구되는 경우, 최대이륙중량60,000파운드 이하 또는 가역 가능한 비행조종 장치가 있는 비행기는 이 섹션의 a)(1),(2), 또는 (3) 항에 따라 운용 할 수 있어야만 한다.

(1) 부록 O에서 정의된 결빙 조건을 조우 후 안전하게 운용

(i) 비행기는 부록 O의 결빙조건에서 운용중임을 감지할 수 있는 수단을 가져야 한다.

(ii) 부록 O의 결빙조건의 감지 후 비행기는 모든 결빙조건에서 이탈하는 동안 안전하게 운용할 수 있어야 한다.

(2) 이 파트의 부록 O에 정의된 부분 결빙조건하에서 안전하게 운용

(i) 비행기는 부록 O의 결빙조건에서 선택한 부분을 초과하는 조건에서 운용중임을 감지할 수 있는 수단을 가져야 한다.

(ii) 부록 O의 결빙조건의 감지 후 비행기는 모든 결빙조건에서 회피하는 동안 안전하게 운용할 수 있어야 한다.

(3) 이 파트의 부록 O에 정의된 부분 결빙조건하에서 안전하게 운용

(b) (a)항에서 요구된 바와 같이 비행기가 안전하게 운용됨을 입증하기 위해, 신청자는 비행기의 다양한 운용 구성을 고려하여 다양한 부품에 대한 결빙 보호가 적절함을 분석으로 통해 입증하여야 한다. 분석에 대한 검증을 위하여, 다음 방법 중 하나 이상을 사용해야 한다.;

(1) 구성품 또는 구성품 모델에 대한 실험실 건식 공기(Laboratory dry air)조건, 모의 결빙 시험 또는 이 둘의 조합

(2) 비행기 모델에 대한 실험실의 건식 공기조건, 모의 결빙 시험 또는 이 둘의 조합

(3) 분석을 보완하기 위하여 필요한 것으로 측정된 모사 결빙 조건에서의 구성품 또는 비행기의 비행 시험.

(4) 모사 결빙 형상을 가진 비행기의 비행 시험

(5) 분석을 보완하기 위하여 필요한 것으로 측정된 실제 경빌 조건에서의 비행기 비행 시험

(c) (a)(2)항 또는 (3)항에 따라 인증된 비행기의 경우, 부록 O에서 정의된 결빙 조건에 대하여 25.1419(e),(f),(g),(h)의 요건을 충족해야 한다.

(d) 본 항의 목적상 다음 정의를 적용한다.

(1) 가역 비행 조종. 비행기 제어 표면에서 발생된 힘 또는 움직임 (공기역학적 하중, 정적 불균형, 트림 및 서보 탭 입력을 통해) 비행 deck 제어기로 재전달되는 정상 운용 구성의 비행 제어. 이 용어는 힌지 라인에 대하여 조종사의 노력으로 움직임이나 힘을 생성하는 방식과 같이 직접 기계적인 링크, 케이블 또는 푸쉬-풀 로드에 의하여 피치, 롤 또는 요 조종면과 연결된 조종실 조종장치를 말한다.

(2) 모의 결빙시험. 시험은 결빙 터널 또는 결빙 탱커 뒤에서와 같이 모의 결빙 조건에서 수행하여야 한다.

(3) 모사 결빙 형상. 얼음 형상은 목재, 에폭시 또는 제작 기술에 의한 기타 재료로 제작된다.

휴대용 확성기를 탑재하는 경우 25.561(b)(3)항의 극한 관성력을 받을 때에도 휴대용 확성기를 부착해 둘 수 있는 수단을 갖추어야 한다.

기내 방송장치는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(a) 비행기가 비행 중 또는 지상에서 멈추었을 때 모든 엔진 또는 보조동력장치가 정지하거나 고장난 후 또는 이들 장치로 작동되는 모든 전원의 고장이나 단속이 발생하여도 기내 방송장치는 다음과 같이 작동할 수 있어야 한다.

(1) 모든 다른 전원이 끊긴 상태에서 같은 전원에 다른 장비들이 연결되어 작동상태에 있더라도 조종사와 승무원에 의한 최소한 총 5분 동안의 안내방송 시간을 포함하여 최소한 10분 동안 사용할 수 있어야 한다.

(2) 추가적으로 비행안전에 필수적이고 비상사태시 필요한 다른 장비들이 같은 전원으로 작동할 수 있도록 대기상태에 있을 수 있어야 한다.

(b) 마이크는 마이크 수납 장치에서 꺼내어진 후 3초 이내에 작동할 수 있어야 한다.

(c) 모든 승객의 좌석, 화장실, 승무원 자리와 작업장에서 청취할 수 있어야 한다.

(d) 사용하지 않거나 보관장소에 있지 않는 마이크로 인해 시스템이 작동되지 않는 상황이 발생하지 않도록 설계해야 한다.

(e) 승무원 인터폰과 독립적으로 작동하여야 한다.

(f) 조종실에 있는 두 명의 조종사들 각자가 즉시 사용할 수 있어야 한다.

(g) 승무원 좌석에서 가까운 곳에 있는 바닥 높이의 각 비상구에는 착석해 있는 승무원이 쉽게 접근할 수 있는 휴대용 확성기가 있어야 한다. 단, 하나의 마이크가 여러 출구에 배정되어 있고 출구들 간의 거리가 가까워 육성으로 의사소통이 가능한 경우는 예외로 한다.

기타 장비품

(a) 무선장비와 전자장비 및 이들 장비의 장착에 대하여 25.1309(a) 및 (b)항에 대한 적합성을 입증할 때는 극한 환경조건을 고려해야 한다.

(b) 무선장비와 전자장비에는 25.1355(c)항에 따른 전력이 공급되어야 한다.

(c) 무선장비, 전자장비, 제어장치, 전선들은 어느 한 장치 또는 시스템의 작동이 다른 개별적인 무선이나 전자 장치 또는 이들 장치들로 이루어진 시스템의 동시 작동에 부정적인 영향을 주지 않아야 한다.

(d) 전자장비는 전원의 과도현상 또는 기타 원인에 의한 과도현상의 경우에도 필수부하가 작동하도록 설계되고 장착되어야 한다.

정규 압력완화 장치에 부가하여 공기의 온도가 불안전한 수준이 이르렀을 때 진공 펌프의 배출라인의 압력을 자동적으로 완화하는 장치가 있어야 한다.

(a) 부품설계. 유압시스템의 각 부품은 다음의 규정을 만족하도록 설계하여야 한다.

(1) 소정의 기능발휘를 막는 영구변형을 일으키지 않으면서 내압을 견딜 수 있어야 하며 파괴가 발생함이 없이 극한압력을 견딜 수 있어야 한다. 내압 및 극한압력은 다음과 같이 설계작동압력(design operating pressure, DOP)에 대한 비율로서 정의한다

요소 | 내압 ( × DOP) | 극한압력 ( × DOP)

(2) 소정의 기능 발휘를 막는 영구변형을 일으키지 않으면서 발생할 수 있는 제한 구조하중과 설계작동압력을 견딜 수 있어야 한다.

(3) 발생할 수 있는 극한구조하중과 설계작동압력의 1.5배의 압력을 동시에 받아도 파괴되지 않고 견디어야 한다.

(4) 순간적인 압력을 포함하여 주기적으로 발생하는 모든 형태의 압력 및 이로 인하여 외부에서 유도되는 하중으로 인한 피로 효과를 견디어야 하며, 이때 부품 결함으로 인한 영향을 고려하여야 한다.

(5) 비행기는 인증을 받은 모든 환경 조건에서 소정의 기능을 발휘하여야 한다.

(b) 시스템 설계. 각 유압시스템은 다음의 규정을 만족하여야 한다.

(1) 다음의 경우에 대하여 적절한 시스템 요소를 지시하는 수단이 조종실에 있어야 한다.

(i) 안전하게 비행을 계속하고 착륙하기 위하여 필요한 기능을 발휘하는 경우

(ii) 유압시스템에 결함이 발생하였을 때, 안전하게 비행을 계속하고 착륙하기 위하여 승무원이 시정조치를 취하여야 하는 경우

(2) 순간적으로 발생하는 압력을 포함하여 시스템에 걸리는 압력과 오랜 시간 밀폐된 상태가 될 수 있는 부품에서의 유체 부피변화로 인하여 걸리는 압력이 각 부품의 설계 범위 내에 있어야 하며 25.1435(a)(1)부터 (a)(5)까지에서 규정한 요구사항을 만족하여야 한다.

(3) 비행 중에 승무원실 및 객실 내부로 유해한 농도의 유체 또는 기체가 방출되는 것을 최소화할 수 있는 방법이 있어야 한다.

(4) 가연성 유체를 사용하는 경우에는 25.863, 25.1183, 25.1185 및 25.1189 항의 요구조건을 만족하여야 한다.

(5) 비행기 제조업체가 규정한 적절한 유체를 사용하도록 설계하여야 하며, 25.1541 항의 요구조건에 따라 적절하게 표식이 되어 식별되어야 한다.

(c) 시험. 유압시스템 및/또는 유압시스템을 구성하는 하위 시스템과 부품에 대하여 시험을 하여야 한다. 단, 분석이 신뢰성이 있으며 적절하다고 입증한 경우에는 분석이 시험을 대체하거나 보완할 수 있다. 내․외부의 모든 영향성에 대하여 그로 인한 효과를 평가하고 시스템이 신뢰성이 있으며 부품이 제대로 기능을 발휘하고 정상적으로 조립되어 있음을 보증할 수 있는 정도까지 모든 영향성을 고려하여야 한다. 부품이나 시스템의 결함은 시정되어야 하며 필요한 경우에는 충분히 재시험을 하여야 한다.

(1) 시스템, 시스템을 구성하는 하위 시스템 또는 부품은 비행기의 대표적인 지상 및 비행운용 환경에서 성능시험, 피로시험 및 내구성시험을 하여야 한다.

(2) 전체 시스템은 시험을 통하여 결함조건의 모사를 포함한 상태에서 정상적으로 성능을 발휘하며 다른 시스템과 적절하게 연결되어 있음을 확인하여야 하고, 또한 부품의 설계를 보완하거나 유효성을 확인하여야 한다.

(3) 전체 유압시스템은 정상적으로 운용되는 비행기 상에서 사용자의 모든 시스템 운동 범위에 걸쳐 기능시험을 하여야 한다. 시스템 압력조절 장치가 시스템 설계를 구성하는 부품이 아닌 경우에 시험은 시스템의 조절압력(relief pressure) 또는 설계작동압력의 1.25배의 압력에서 수행하여야 한다. 유압시스템의 부품과 다른 시스템 또는 구조의 부품 사이의 여유는 적절하게 유지되어야 하며 해로운 효과가 있어서는 아니 된다.

(a) 가압시스템의 요소품들에 대해 최대 정상 작동압력의 2.0배인 압력으로 파열압력시험과 1.5배인 내압시험을 수행하여야 한다.

(b) 공압시스템 요소품들에 대해 최대 정상 작동압력의 3.0배인 압력으로 파열압력시험과 1.5배인 내압시험을 수행하여야 한다.

(c) 국토교통부장관이 시험과 동등하다고 인정하는 경우 해석 또는 해석과 시험을 통하여 상기(a) 및 (b)의 시험을 대체할 수 있다.

(a) 고정식(고정형 또는 내장형)의 호흡보호장비는 운항승무원 사용할 수 있도록 설치되어야 하며, 또한 운항승무원가 사용할 수 있는 적어도 하나 이상의 이동식 호흡보호장비가 조종실 내에 또는 조종실 근처에 비치되어야 한다. 이동식 호흡보호장비의 경우 조종실을 제외한 비행 중에 접근 가능한 기타의 항공기 내의 구역에 화재가 발생하는 경우 관련 승무원이 화재 진압에 사용할 수 있도록 비치되어야 한다. 비행 중에 접근 가능한 항공기의 구역은 비행 중 승무원의 접근이 허가된 독립된 구역, 상부 및 하부 조리실 등이 포함되며, 호흡보호장비는 항공기의 운항 중 이러한 구역에 위치할 것으로 예상되는 최대 승무원의 수에 맞도록 비치되어야 한다.

(b) 상기(a)항 또는 다른 운항규정에서 요구하는 호흡보호장비는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 호흡보호장비는 승무원이 객실업무와 화물실에서 화재 진화작업을 수행하는 동안 승무원을 연기, 이산화탄소 또는 다른 유해한 가스로부터 보호할 수 있도록 설계하여야 한다.

(2) 호흡보호장비는 다음과 같은 요소를 갖추어야 한다.

(i) 눈, 코 및 입을 덮는 마스크 또는,

(ii) 코와 입을 덮는 마스크와 눈을 덮는 부속물

(3) 호흡보호장비는 사용 중에 승무원이 비행기의 무전기를 이용하고 또한 각 담당근무 위치의 승무원이 상호 통신하는 것을 방해하지 않는 것이어야 한다.

(4) 호흡보호장비의 눈을 덮는 부분은 시계방해를 일으키지 않아야 하며 승무원이 안경을 사용할 수 있는 구조이어야 한다.

(5) 호흡보호장비는 압력고도 2,440m (8,000ft)에서 BTPD당 30ℓ/min의 호흡비율로 승무원 한 명당 15분 동안 방호산소를 공급해야 한다. 호흡보호장비 및 호흡 보호시스템은 장비 안쪽에서의 내부 누출을 막을 수 있어야 하며, 국부적으로 주변 환경의 산소농도를 크게 증가시킬 수 있는 외부누출을 막을 수 있도록 설계되어야 한다. 요구형 호흡보호장비가 사용되는 경우 위에 명시한 고도와 분당 소모율에서 15분 동안 유지하기 위해서는 21℃(70℉) 760mmHg에서 300ℓ의 자유 산소가 공급되어야 한다. 개방회로방식의 연속 흐름형 호흡보호장비가 사용되는 경우 위에 명시한 고도와 분당 소모율에서 15분 동안 유지하기 위해서는 2,440m (8,000ft)고도에서 60ℓ/min의 유량(해면고도에서는 45ℓ/min)을 가지고 21℃(70℉) 760mmHg에서 600ℓ의 자유 산소를 공급할 수 있어야 한다. 연속흐름형시스템은 국부적으로 대기 산소농도를 요구형 시스템에서 규정된 값 이상으로 증가시키지 말아야 한다. 여기서, BTPD는 체온을 말한다(즉, 37℃, 주위압력, 건조공기).

(6) 호흡보호장비는 25.1441의 요구조건을 충족해야 한다.

(a) 보충산소장치 사용에 대한 인증을 신청하기 위해서는 25.1443항에서 25.1453항까지의 요구조건을 충족해야 한다.

(b) 산소시스템은 그 자체, 작동방법, 다른 구성품들에 대한 영향 등에 있어 위험한 요소가 없어야 한다.

(c) 산소시스템에는 승무원이 각 공급원으로부터 가용한 산소량을 비행 중에 쉽게 확인할 수 있는 장치를 갖추어야 한다.

(d) 12190m(40000ft) 이상의 고도에서의 운항허가를 신청한 비행기는 그 산소공급장비 및 산소유량에 대해 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다.

(a) 승무원용으로 연속성 산소장비를 사용되는 경우, 인당 필요한 보조산소의 최저유량은 15ℓ/min, BTPS로 호흡하고 최대 1회 호흡량이 700c일 때 최소한 기관지내의 평균 산소분압을 149mmHg 이상으로 유지할 수 있는 양이어야 한다.

(b) 승무원용으로 요구성 산소장비를 사용되는 경우, 인당 필요한 보조산소의 최저유량은 20ℓ/min, BTPS로 호흡할 때 객실 압력고도 10670m (35000ft) 까지는 최소한 기관지내의 평균 산소분압을 122mmHg 이상으로, 10670m(35000ft)에서 12200m(40000ft)에서는 95%까지 유지할 수 있는 양이어야 한다. 이에 부가하여 승무원이 희석하지 않은 산소를 임의대로 선택하여 사용할 수 있도록 해야한다.

(c) 승객 및 객실 승무원에 대해 여러 가지 여압고도에서 인당 필요한 보조산소의 최저유량은 산소장비(마스크 포함)를 사용하고 호흡 중일 때 다음에서 정하는 기관지내의 평균산소분압을 유지하기 위한 양보다 적지 않아야 한다.

(1) 여압고도가 3050m(10000ft)에서 5640m(18500ft)까지는 15ℓ/min BTPS로 호흡하고 일정한 호흡간격에서 최대 1회 호흡량이 700cc일 때의 기관지내 평균산소분압 100 mmHg

(2) 여압고도가 5640m(18500ft)에서 12200m(40000ft)까지는 30ℓ/min BTPS로 호흡하고 일정한 호흡간격에서 최대 1회 호흡량이 1100cc일 때의 기관지내 평균산소분압이 83.8mmHg

(d) 구급용 산소 공급장치를 사용하는 경우 각 사용자에게 공급되는 산소의 최저유량은 4ℓ/min STPD 이상이어야 한다. 단, 어떠한 여압고도에서도 이 유량이 2ℓ/min STPD이하까지 저하되지 않도록 하는 장치가 필요할 수도 있다. 구급용 산소로 필요한 량은 인당 평균 3ℓ/min를 기준으로 정한다.

(e) 승무원을 위한 휴대용 산소 공급장치를 탑재하는 경우 보조산소의 최저 유량은 상기(a) 또는 (b)항에서 규정하는 바와 같다.

(a) 승무원과 승객 모두에게 산소가 공급되는 경우의 분배시스템은 다음과 같이 설계되어야 한다.

(1) 근무 위치의 승무원을 위한 공급원과 승객 및 그 외의 승무원을 위한 공급원을 별도로 하여야 하거나,

(2) 공급원은 공통으로 만드나 근무 중의 승무원을 위한 최소공급량은 별도로 확보하여야 한다.

(b) 승무원 또는 승객의 호흡 요구사항을 충족하기 위하여 연속공급형 휴대용 산소공급장치, 희석기에 대한 요구, 직접 요구성의 유형들을 사용할 수 있다.

탑재되는 산소공급장치는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(a) 보조산소의 공급은 공급을 받는 사람별로 개별적으로 이루어져야 한다. 공급장치는 코와 입을 덮고 사용하는 중에 안면 위에 잡아둘 수 있어야 한다. 승무원용 마스크에는 통신장비를 사용할 수 있는 장치가 있어야 한다.

(b) 7,620m(25,000ft)까지의 비행고도에서의 운항허가를 받고자 하는 비행기에는 승무원이 즉시 사용할 수 있는 산소 공급 단말장치 및 산소분배장치를 승무원이 쉽게 접근할 수 있는 위치에 두어야 한다. 다른 탑승자의 경우 본 항공기기술기준 내의 해당 운용 규정 요건에 따라 산소 공급 단말장치 및 산소분배장치를 이용할 수 있는 위치에 두어야 한다.

(c) 7620m(25000ft)이상의 비행고도에서의 운항허가를 받고자 하는 비행기에는 다음 사항들을 충족하는 산소공급장치를 탑재해야 한다.

(1) 비행기의 어느 좌석에서도 탑승자가 즉시 사용할 수 있는 산소공급장치가 산소 공급 단말장치에 연결되어 있어야 하며 화장실에는 최소한 두 조의 산소공급장치가 산소 공급 단말장치에 연결되어 있어야 한다. 객실 내에 탑재한 산소공급장치의 총 수량은 총 좌석수보다 최소한 10% 이상 많아야 한다. 잉여장치는 객실 내에 가급적 고르게 분포시켜 두어야 한다. 9140m(30000ft)이상의 비행고도에서의 운항허가를 받고자 하는 경우에는 여압고도가 4570m(15000ft)를 초과하기 전에 필요한 산소유량을 공급하는 공급장치가 자동적으로 탑승자 앞에 나오도록 해야 한다. 자동장치가 고장이 나는 경우 승무원이 즉각적으로 수동적인 방법으로 산소공급장치를 가용상태로 만들 수 있게 하여야 한다.

(2) 근무 위치에 있는 비행승무원에 대하여 산소 공급 단말장치에 연결되어 있고 신속히 착용할 수 있는 형태(Quick-donning type)의 산소 공급장치가 제공되어야 한다. 이러한 산소공급장치는 비행승무원이 착석한 상태에서 즉각적으로 사용할 수 있어야 하며 다음 사항을 충족하도록 장착되어 있어야 한다.

(i) 안경을 건드리거나 비상임무의 수행에 지연을 가져오지 않으면서 한 손으로 얼굴 위에 바로 놓아 적절히 고정하고 밀폐하여 5초 이내에 필요한 산소를 공급받을 수 있어야 한다.

(ii) 장착 중에도 통상적인 의사소통이 가능하여야 한다.

(3) 운항승무원을 위한 산소 공급장치는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(i) 7620m(25000ft)까지의 고도에서 운항되는 항공기의 경우 희석형(Diluter demand) 또는 가압형(Pressure demand) (희석형 압력호흡 조절기가 달린 가압형 마스크)형식 또는 동등한 수준의 방호효과를 보인다고 인증된 다른 형식의 산소공급장치를 갖추어야 한다.

(ii) 10360m(34000ft) 이상의 여압고도에서 운항되는 항공기의 경우 마스크에 조절기가 장착된 가압형 (희석이 되는 압력 흡입 조절기를 가진 가압 마스크) 형식 또는 동등한 수준의 방호효과를 보인다고 인증된 다른 형식의 산소공급장치를 갖추어야 한다.

(4) 휴대용 산소공급장치는 객실 승무원이 즉시 사용할 수 있는 것이어야 한다. 휴대용 산소공급장치는 휴대용 산소 공급기에 연결되어 있어야 한다.

산소가 공급장치로 전달되는지 승무원이 확인할 수 있는 수단이 갖추어져 있어야 한다.

(a) 여기에서 말하는 화학적 산소발생기라는 것은 화학반응에 의해 산소를 발생하는 장치를 말한다.

(b) 화학적 산소발생기는 다음 요건들에 적합하게 설계하고 장착해야 한다.

(1) 발생기가 작동 중에 발생하는 표면온도로 인해 비행기나 탑승자에게 위험을 주지 않아야 한다.

(2) 내압이 위험한 상태로 되었을 때 압력을 완화하는 장치를 갖추고 있어야 한다.

(c) 상기(b)항의 조건에 부가하여 발생기 부품을 교환하여 계속적으로 사용할 수 있는 휴대용 화학적 산소발생기에는 다음과 같은 사항을 기재한 표찰을 부착해야 한다.

(1) 산소유량(ℓ/min)

(2) 교환 가능한 발생기인 경우 산소흐름이 지속되는 시간(분)

(3) 표면온도가 38℃(100℉)를 넘을 경우 교환부품이 뜨겁다는 것을 경고하는 문구

산소 압력 탱크 및 탱크와 차단장치를 연결하는 배관은 다음과 같은 요건을 충족해야 한다.

(a) 위험한 온도의 영향으로부터 보호되어야 한다.

(b) 충돌 착륙의 경우 파열 위험성과 파열 가능성을 최소화할 수 곳에 배치하여야 한다.

동결 위험이 있는 용액이 비행 중 또는 지상운용 중에 기외로 배출하는 경우, 배출에 의해 비행기에 위험한 양의 얼음이 부착되지 않도록 배출구를 설계하고 배치해야 한다.

(a) 운항규정에 의해 요구되는 조종실 음성기록장치는 승인을 받아야 하며 다음 사항들을 기록할 수 있어야 한다.

(1) 비행기내에서 무선을 통해 송신 또는 수신하는 육성 통신

(2) 조종실에서 이루어지는 비행 승무원들의 육성 통신

(3) 비행 승무원들이 조종실에서 비행기 인터폰 시스템을 이용한 육성 통신

(4) 헤드셋이나 스피커를 통해 들려오는 항법 또는 착륙보조에 관한 육성이나 음성신호

(5) 하기(c)(4)(ii)항의 요건에 따라 4번째 채널이 이용 가능할 때 객실 확성기를 이용한 조종실 승무원의 육성통신

(6) 데이터링크(datalink) 통신 장치가 장착된 경우, 모든 데이터링크 통신 장치는 승인된 데이터 메세지셋트(message set)를 사용하여야 한다. 데이터링크 메시지는 사용가능한 데이터로 신호를 변환하는 통신 장치에서 출력되는 신호를 기록하여야 한다.

(b) 상기 (a)(2)항의 요구사항은 충족하기 위해서는 제1 조종석과 제2 조종석에서 발생하는 음성통신과 다른 조종실 승무원의 음성 통신을 기록하는데 가장 좋은 위치에 배치한 조종실용 지역마이크를 갖추어야 한다. 조종실 내에 잡음이나 반향이 있는 경우 기록된 통신의 충실도가 가급적 크도록 해야 하고, 기록된 가청음과 듣고 인지할 수 있는 반향은 충실도를 평가할 수 있도록 마이크의 위치를 정해야 한다. 필요한 경우 기록장치의 프리앰프 및 필터를 조절하고 추가하기도 해야 한다.

(c) 상기(a)항에 규정된 통신 또는 신호음은 다음 각 신호원이 분리된 채널에 기록되도록 각 조종실 음성 기록장치를 장착하여야 한다.

(1) 제1채널 : 정조종사석에서 사용하는 마이크, 헤드셋 또는 스피커로부터의 음원

(2) 제2채널 : 부조종사석에서 사용하는 마이크, 헤드셋 또는 스피커로부터의 음원

(3) 제3채널 : 조종실 장비의 마이크로부터의 음원

(4) 제4채널 : 상기 이외에 다음과 같은 음원을 포함하여야 한다.

(i) 제3 승무원석과 제4승무원석에서 사용하는 마이크, 헤드셋 또는 스피커로부터의 원음

(ii) 하기(c)(4)(1)항의 장소가 요구되지 않은 경우 또는 이 장소로부터의 신호를 다른 채널에서 기록할 수 있고 객실 확성기의 음성이 다른 채널에서 기록하지 않을 때는 객실 확성기가 사용되는 장소의 마이크로부터의 음원

(5) 상기 (c)(1), (2), 및 (4)항 등의 마이크에 수신되는 모든 소리는 가급적 인터폰/발신기 작동스위치 위치에 관계없이 차단되지 않고 기록되어야 한다. 인터폰, 기내 방송 시스템 또는 라디오 수신기가 사용되고 있을 때만 승무원의 사이드톤이 발생하도록 설계하여야 한다.

(d) 조종실 음성 기록장치는 다음과 같이 장착하여야 한다.

(1) 필수 또는 비상용부하에 전력 공급을 방해하지 않고 조종실 음성 기록장치의 작동에서 최고 신뢰성 있는 버스로부터 조종실 음성 기록장치의 음원을 취하여야 한다. 조종실 음성 기록 장치는 비행기의 비상 운용에 위태롭지 않게 가능한 오래도록 전력을 유지하여야 한다.

(2) 충돌 충격을 받은 후 10분 이내에 음성 기록장치를 정지하고 동시에 각 기록 제거 기능을 방지할 수 있는 자동 장치를 갖추어야 한다.

(3) 음성 기록장치의 작동이 정상적이다라는 것을 비행 전에 점검하기 위하여 가청 또는 가시의 장치를 갖추어야 한다.

(4) 기록장치 외부에 발생된 전기적 단일 고장은 조종실 음성 기록장치와 비행기록장치의 작동불능으로 이어지지 않아야 한다.

(5) 조종실 음성기록장치는 다음과 같은 같은 독립적인 전원을 갖추어야 한다.

(i) 전원은 조종실 음성기록장치와 조종실용 지역 마이크에 10±1분의 전력을 공급하여야 한다.

(ii) 전원은 최대한 조종실 음성 기록장치와 가까운 곳에 위치하여야 한다.

(iii) 조종실 음성기록장치와 조종실용 지역 마이크는 정상정인 정지나 전력 버스(Bus)로 전력이 공급되지 않는 것으로 인해 조종실 음성기록장치로 공급되는 모든 다른 전력 공급이 중단되는 사건이 발생되면 자동적으로 전환되어야 한다.

(6) 조종실 음성기록장치와 비행기록장치 모두가 요구된 경우 조종실 음성기록장치의 컨테이너는 비행기록장치와 분리되어야 한다. 조종실 음성기록장치 요건만을 만족해야 하는 경우, 조종실 음성기록장치와 비행기록장치가 조합된 장치를 장착할 수 있다.

(e) 기록장치 컨테이너는 충돌 충격 및 화재로 인한 열로부터 컨테이너의 파괴를 최소화할 수 있는 위치에 고정하여야 한다.

(1) 본 (e)(2)항에 규정된 것을 제외하고, 기록장치 컨테이너는 기체 후방에 가장 근접하고 접근 가능한 곳에 위치하여야 한다. 또한 해당 위치는 여압이 되어야 한다. 그리고 해당 위치는 비행기의 충돌로 인해 기체 후방에 장착된 엔진이 컨테이너와 충돌할 수 있는 위치가 아니어야 한다.

(2) 디지털 비행 기록장치와 조종실 음성기록장치가 조합된 장치가 1종의 조종실 음성기록장치와 1종의 디지털 비행기록장치 대신 장착된 경우, 조합된 장치는 조종실 음성기록장치의 요건에 따라 조종실과 인접한 위치에 장착되어야 한다.

(f) 조종실 음성 기록장치에 기록 제거장치가 있는 경우에는 오동작과 충돌로 인한 충격시 기록 제거장치가 작동될 가능성을 최소화하여야 한다.

(g) 각 기록부 탑재상자는 다음 기준에 따라야 한다.

(1) 밝은 주황색 또는 밝은 노란색일 것

(2) 수중에서 그 위치를 쉽게 알 수 있도록 하기 위하여 반사 테이프가 외부 표면에 붙어 있을 것

(3) 운항에 요구되는 경우에는 기록장치가 수중에서의 위치를 지시하는 장치를 탑재상자의 위에든지 그 부근에 충돌 충격 시 분리되지 않을 위치에 고정시킬 것

(a) 운항규정에 의해 요구되는 조종실 음성기록장치는 승인을 받아야 하며 다음 사항들을 기록할 수 있어야 한다.

(1) 25.1323항, 25.1325항 및 25.1327항 가운데 적당한 것에 규정된 정도를 갖고 신호음으로부터 얻어진 대기속도, 고도 및 방향의 데이터가 공급되고 있어야 한다.

(2) 수직 가속도 센서는 강체가 되도록 장착되고 종축으로 비행기의 증명된 중심위치 범위에 있든지 비행기의 평균공력코드의 25%를 넘지 않는 범위의 전후거리에 위치시켜야 한다.

(3) 필수 또는 비상용부하에의 전력 공급을 방해하지 않고 비행 기록장치의 작동에서 최고신뢰성이 있는 버스로부터 비행 기록장치의 전원을 얻어야 한다. 비행 기록장치는 비행기의 비상 운용에 위태롭지 않게 가능한 오래도록 전력을 유지하여야 한다.

(4) 비행 기록 매체의 정상적인 작동을 비행 전 점검 가능한 청각 또는 시각적인 장치를 갖추어야 한다.

(5) 엔진구동 발전기 시스템만으로 비행 기록장치에 전력이 공급되고 있는 경우를 제외하고 파괴 후 10분 이내에 기록 제거기능이 있는 기록장치를 정지하고 동시에 기록 제거기능이 작동하는 것을 방지하는 자동 장치를 장착하여야 한다.

(6) 항공 교통관제로부터 각 무선 교신 또는 항공 교통관제로의 각 무선 교신의 시간을 결정할 수 있는 데이터를 기록하는 장치가 있어야 한다.

(7) 기록장치 외부에 발생된 전기적 단일 고장은 조종실 음성 기록장치와 비행기록장치의 작동불능으로 이어지지 않아야 한다.

(8) 조종실 음성기록장치와 비행기록장치 모두가 요구된 경우 조종실 음성기록장치의 컨테이너는 조종실 음성기록장치와 분리되어야 한다. 비행기록장치 요건만을 만족해야 하는 경우, 조종실 음성기록장치와 비행기록장치가 조합된 장치를 장착할 수 있다. 25.1457(e)(2)항에 적합한 조종실 음성기록장치로써 조합 장치가 장착된 경우, 조합 장치는 비행기록장치 요구조건에 적합한 것을 사용하여야 한다.

(b) 충돌 충격에 의한 기록부 탑재상자의 파괴 및 화재에 의한 기록의 파손 가능성을 최소로 하기 위하여 각 비 방출식 기록부 탑재상자의 위치를 정해서 장착하여야 한다. 이 기준에 적합하기 위하여서는 기록부 탑재상자는 가능한 후방에 위치하여야 한다. 그러나 여압실보다 후방에 둘 필요는 없다. 또한 충격에 의한 기록부 탑재상자가 파괴될 우려가 있는 후방엔진 구조에 대해서는 그렇게 위치할 필요는 없다.

(c) 대기속도, 고도 및 방위에 대한 비행 기록장치의 판독과 대응된 정 조종사용 계기의 판독(교정계수를 고려하여야 한다)과의 상관관계를 정해 놓아야 한다. 상관관계는 비행기를 운용하는 대기속도 범위, 제한고도 범위 및 360°내의 방위 등을 포함하여 고려하여야 한다. 또한 상관관계는 지상에서도 각각 제정되어야 한다.

(d) 각 기록부 탑재상자는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 밝은 주황색 혹은 밝은 노란색일 것

(2) 수중에서 그 위치를 식별하기 쉽도록 반사테이프를 외면에 붙일 것

(3) 운항 상 요구되는 경우에는 기록장치의 수중에서의 위치를 지시하는 장치를 탑재상자 위 또는 그 부근에 충돌 충격시에 분리되지 않도록 장착할 것

(e) 어떤 전용 파라미터가 현 필요조건을 대신하거나 추가되어 비행기록에 포함되어야 한다면, 비행기의 새롭거나 유일한 설계 혹은 작동 특성은 평가받아야 한다.

(a) 고속회전체를 포함하는 장비품은 다음 사항들을 충족해야 한다.

(b) 장비품의 고속회전체는 기능불량, 진동, 이상속도 및 이상온도에 의한 손상에 강하고 외부에 피해를 주지 않는 것이어야 한다. 게다가 다음 기준에 적합하여야 한다.

(1) 보조 회전체 케이스는 고속회전체 날개의 파괴로 의한 손상을 견디고 외부에 피해를 주지 않아야 한다.

(2) 장비품의 제어장치, 시스템 및 계기는 고속회전체가 사용 중에 운용한계를 넘어서지 않을 것을 보증하여야 한다.

(c) 고속회전체를 포함하는 장비품은 통상의 가속 제어장치의 부작동시에 생기는 최고속도에서 발생하는 고속회전체의 어떠한 파괴에도 견디고 또한 외부에 피해를 주지 않는다는 것을 시험에 의해 증명되어야 한다.

(d) 고속회전체를 포함하는 장비품은 회전체의 파괴, 비산에 의한 탑승자의 피해주지 않고, 안전비행의 계속에 악영향을 주지 않도록 하는 위치에 설치되어야 한다.

Subpart G 운용제한사항, 표시 및 비행교범

(a) 25.1503항부터 25.1533항까지에서 규정하는 각 운용제한사항 및 안전한 운용에 필요한 기타 기재사항은 절차화하여 포함시켜야 한다.

(b) 운용제한사항 및 안전한 운용에 필요한 기재사항은 25.1541항부터 25.1587까지의 기준에 따라 운항 승무원이 인지할 수 있도록 표시하거나 절차화하여 비치하여야 한다.

운용제한사항

대기속도 제한사항이 중량, 중량 분포, 고도 또는 마하수와 함수 관계를 가질 때, 이와 같은 요소들의 임계값과 조합되는 대기속도 제한 값을 결정하여야 한다.

최대운용제한속도는 특정 고도에 있어 VMO/MMO 대기속도와 마하수 중에서 보다 치명적인 영향을 미치는 속도로서, 비행 시험 또는 조종사 훈련비행 등을 위하여 특별히 승인된 경우이외에는 상승․순항․강하 등과 같은 어떠한 형태의 비행 단계에서도 고의로 초과하여서는 안 되는 속도를 말한다.VMO/MMO는 설계순항속도 VC보다 크지 않도록 설정하여야 하며, 운항중 부주의로 인하여 VD/MD 또는 VDF/MDF를 초과하지 않도록 하기 위하여 이러한 속도보다 충분히 작은 값으로 결정하여야 한다. VMO/MMO와 VD/MD 또는 VDF/MDF 사이의 속도 여유는 25.253항의 규정 값에 따라 결정된 속도값 또는 25.335(b)항에 따라 비행시험을 수행하는 과정 중 입증된 속도 보다 작아서는 안 된다.

기동속도는 25.335(c)항에 따라 결정된 설계기동속도 VA를 초과하지 않는 값으로 결정하여야 한다.

플랩작동속도 VFE는 플랩의 위치 및 엔진 출력에 대응되도록 25.335(e)항 및 25.345항의 기준에 따라 선정된 설계플랩작동속도를 초과하지 않도록 결정하여야 한다.

(a) 착륙장치작동속도 또는 VLO는 25.729항 기준 혹은 비행특성에 따라 안전하게 착륙장치를 내리거나 올린 상태에서 비행 시 초과할 수 없는 속도로서 결정하여야 한다. 만약 착륙장치를 내렸을 때와 올렸을 때의 속도가 동일하지 않을 경우에는 두 개의 속도를 각각 VLO(EXT) 및 VLO(RET)로 표기하여야 한다.

(b) 결정된 착륙장치 내림 속도는 착륙장치를 완전히 내린 상태로 고정시킨 후 안전하게 비행하는 속도와 25.729항의 기준에 따라 결정된 속도를 초과하여서는 안 된다.

어떠한 속도와 연계된 기타속도한계는 결정되어야 한다.

(1) 최대돌풍 강도에 대한 설계속도로 선정된 VB 보다 이하이어야 하며,

(2) 25.335(d)항에 명시된 VB 최소값 이상이어야 하며

(3) 거친 대기에서 비행 중 발생되는 속도변화는 과속 경보장치가 너무 빈번히 작동되지 않을 정도로 VMO보다 충분히 작아야 한다. 다른 값을 사용하여 합리적으로 추론하여 실증할 수 없을 경우에는 VRA는 VMO보다 작아야 한다. 이때 VMO는 35 노트(TAS)이다.

(a) 일 반 :이 장에 기술된 동력장치 운용제한사항은 해당 엔진과 프로펠러에 대한 형식증명 시 요구되는 제한 값과 해당 기준에 명시된 다른 요구조건에 대한 적합성 입증에 관련된 기준 값을 초과하여서는 안 된다.

(b) 왕복엔진 장착 비행기 : 왕복엔진이 장착된 비행기에 있어서는 다음과 같은 사항을 운용제한사항으로 설정하여야 한다.

(1) 다음과 같은 운용 조건하에서의 마력수, 토크수, 회전수(rpm), 매니폴드 압력, 임계압력고도 및 해면압력고도까지 도달 시간

(i) 최대연속 출력. 단, 과급기를 작동시키지 않는 경우와 작동시키는 경우를 구분하여 표시한다.

(ii) 이륙 출력. 단, 과급기를 작동시키지 않는 경우와 작동시키는 경우를 구분하여 표시한다.

(2) 연료 등급 및 규격

(3) 엔진 기통수 및 윤활유 온도

(4) 엔진 형식증명 과정 중 결정된 운용제한. 단, 엔진 장착에 관련된 설계 요소 또는 다른 운용제한 요소로 인하여 정상 운용중 절대로 초과할 수 없는 운용제한 요소는 제외한다.

(c) 가스터빈엔진 장착 비행기 : 가스터빈엔진이 장착된 비행기에 있어서는 다음과 같은 사항을 운용제한사항으로 설정하여야 한다.

(1) 다음과 같은 운용 조건하에서의 마력수, 토오크수 또는 추력, 분당 회전수(rpm), 배기가스온도 및 시간

(i) 최대연속 출력 또는 추력. 단, 출력 증강장치를 작동시키지 않는 경우와 작동시키는 경우를 구분하여 표시한다.

(ii) 이륙 출력. 단, 출력 증강장치를 작동시키지 않는 경우와 작동시키는 경우를 구분하여 표시한다.

(2) 연료 등급 및 규격

(3) 엔진 기통수 및 윤활유 온도

(4) 엔진 형식증명 과정 중 결정된 운용제한사항. 단, 엔진 장착에 관련된 설계 요소 또는 다른 운용제한 요소로 인하여 정상 운용중 절대로 초과할 수 없는 운용제한 요소는 제외한다.

(d) 주변 대기온도 조건 : 주변 대기온도 제한사항을 25.1043(b)항 기준에 따라 최대 주변 대기온도 제한사항으로 설정하여야 한다. 필요한 경우에는 방한장치를 장착하여야 하는 주변 대기온도 제한사항을 포함하여야 한다.

만약 비행기에 보조동력장치가 장착된 경우에는 운용 유형을 포함하는 보조동력장치에 대한 운용제한사항을 비행기의 운용제한사항으로 설정하여야 한다

최소승무원수는 다음 ‘가’항으로부터 ‘다’항까지의 조건을 고려하여 안전한 항행에 충분한 인원수로 결정하여야 한다.

(a) 각 승무원의 업무량

(b) 필요한 조작장치에 대한 담당 승무원의 근접성 및 조작 용이성

(c) 25.1525항의 기준에 의거 승인된 운용형태. 이 항에서 요구되는 최소 승무원수를 결정하기 위한 기준은 부록D에 나타나 있다.

쌍발 터빈 엔진을 장착한 비행기로써 승객좌석수가 20석이상 또는 최대이륙중량이 4만5천360 킬로그램 이상인 비행기로써 1개의 엔진이 작동하지 아니하는 상태에서의 순항속도로 비행하는 경우 가장 가까운 공항까지의 비행시간이 1시간을 초과하는 장거리 노선을 운항하는 비행기의 시스템 또는 동력장치 한계사항에는 쌍발항공기의 회항시간 연장운항의 승인과 관련된 「항공안전법」 및 운항기술기준의 규정에서 정한 60분(threshold time)을 초과 운항하는 쌍발 항공기의 운항승인과 관련한 시스템 신뢰성에 의하여 설정된 최대비행시간이 포함되어야 한다.

비행기의 운용형태에 대한 제한사항은 증명된 감항 유형 및 탑재된 장비품을 기준으로 하여 결정하도록 한다.

비행성․구조․동력장치․기능 또는 장비품의 특성에 따른 제한사항으로 인하여 운용이 허용되는 대기온도 및 운항고도를 결정하여야 한다.

형식증명 신청자는 국토교통부장관의 승인을 득할 수 있는 ‘감항성 계속유지를 위한 지침서’를 부록H의 절차에 따라 작성하여야 한다. 만약 형식증명 신청자가 해당 지침서를 사업 계획상 최초의 비행기의 인도 또는 감항증명서의 발행 중 늦게 발생되는 것을 기준으로 한 시점 이전까지는 작성 완료할 것임을 보증할 수 있을 경우에는 국토교통부장관은 형식증명 시에는 이의 작성 유보를 허용할 수도 있다.

하중계수제한은 25.333(b)의 기동선도로서 결정되는 하중계수의 정(+)의 제한 값을 넘는 값으로 결정하여야 한다.

(a) 기타 운용제한사항은 다음의 기준에 따라 결정하여야 한다.

(1) 25.121(a) 및 (c)항에 명시된 각 고도 및 대기온도 조건에 대한 이륙상승 기준 항목 및 관련 기준항목에 대하여 적합한 것으로 입증된 중량을 최대이륙중량으로 결정하여야 한다.

(2) 25.119항 및 25.121(d)항에 명시된 각 고도 및 대기온도 조건에 대한 착륙․접근 상승 기준 항목 및 관련 기준항목에 대하여 적합한 것으로 입증된 중량을 최대착륙중량으로 결정하여야 한다.

(3) 평탄하고 포장된 활주로에 대해 (중량, 고도, 온도, 풍향 풍속성분, 활주로 상태(건조 하거나 젖은), 활주로 기울기에 관한 25.109항 및 25.113항의 규정을 포함한) 이 기술기준의 관련 규정에 적합함을 입증한 거리를 최소이륙거리로 결정하여야 한다. 추가로 신청자의 선택에 따라 홈이 있거나 다공성의 마찰수로를 가진 젖은 활주로 표면에서의 이륙거리를 설정할 수 있고, 국토교통부장관이 승인할 수 있는 방법으로 활주로 표면을 설계, 건설 및 유지하여 활주로 사용 허가를 받을 수 있다.

(b) 고도․온도․풍향풍속성분․활주로 기울기 등과 같은 변동 요소들의 극한값은 관련기준항목에서 적합한 것으로 입증된 값을 적용하여야 한다.

장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 취득하고자 하는 신청자는 이 기준의 부록 K에 규정된 기준을 만족해야 한다. 단, 이 기준의 25.3항의 적용대상에 해당되는 경우 25.3항의 기준을 따른다.

표시 및 게시판

(a) 비행기에는 다음에 명시한 바와 같은 표시를 하고 설명판을 설치하여야 한다.

(1) 규정된 표시 및 설명판을 설치하여야 한다.

(2) 만약 설계형상․운용 또는 취급 방법 등이 특수한 경우에는 안전한 운용을 위하여 요구되는 추가 정보․계기표시 및 설명판을 설치하여야 한다.

(b) 상기(a)항에서 규정하는 표시 및 설명판은 다음과 같이 표시 또는 설치하여야 한다.

(1) 보기 쉬운 장소에 표시 또는 설치하여야 한다.

(2) 쉽게 지워지거나, 변형되거나 또는 희미하여지지 않아야 한다.

(a) 계기의 유리면에 표시를 하는 경우에는 눈금과 유리면상의 표시가 항상 일치될 수 있는 방법으로 표시하여 한다. 또한,

(b) 각 계기는 담당 승무원이 육안으로 쉽게 볼 수 있도록 표시하여야 한다.

(a) 하기의 (b)항으로부터 (d)항까지의 기준에 따라 설명판을 자기방향지시기 위 또 가까운 곳에 설치하여야 한다.

(b) 설명판에는 엔진을 작동한 상태로 수평 비행을 기준으로 한 계기의 교정 값을 표시하여야 한다.

(c) 설명판에는 무선수신기를 켜거나 끌 때 교정 행위를 수행할 필요가 있는지를 명시하여야 한다.

(d) 검교정을 위한 자기방위 표시는 45°이하의 간격으로 표시하여야 한다.

필요한 동력장치 및 보조동력장치의 계기에는 그 계기의 형식에 따라 다음과 같이 표시하여야 한다.

(a) 각 계기에는 최대 안전운용 제한 범위를 적색 방사선 또는 적색 선으로 표시하여야 한다. 필요한 경우에는 최소 운용 및 최소 안전운용 제한 범위도 표시한다.

(b) 각 계기에는 최대 및 최소 안전운용제한 범위 이내를 나타내는 정상작동운용범위를 녹색 원호 또는 녹색 선으로 표시하여야 한다.

(c) 각 계기에는 이륙 및 예방경계운용범위를 황색 원호 또는 황색 선으로 표시하여야 한다. 또한,

(d) 과도한 진동응력의 발생으로 인하여 제한을 요하는 엔진․보조동력장치 또는 프로펠러의 속도 범위는 적색 원호 또는 적색 선으로 표시하여야 한다.

각 윤활유 유량계는 윤활유의 양을 읽기 쉽고 정확하게 지시할 수 있도록 표시하여야 한다.

만약 연료탱크에서 공급되는 연료중 사용이 불가능한 연료량이 3.8ℓ(1gal)를 초과하거나 또는 탱크의 용량의 5% 이상인 두 가지 경우 중 연료량이 보다 많은 값을 적용 시 0으로 교정되는 연료 유량 값의 눈금부터 수평 비행자세에서 읽을 수 있는 최저 유량 값까지를 적색 원호로서 표시하여야 한다.

(a) 주조종장치 및 그 기능이 명확한 제어장치이외의 모든 제어장치에는 그 기능 및 작동 방법을 명료하게 표시하여야 한다.

(b) 비행역학 제어장치는 25.677항 및 25.699항의 기준항목에 따라 표시하여야 한다.

(c) 동력장치용 연료제어장치는 다음과 같이 표시하여야 한다.

(1) 연료탱크 선택 조절장치는 각 탱크 및 교차 공급되는 탱크 위치를 지시할 수 있도록 표시하여야 한다.

(2) 만약 안전한 항행을 위해서 연료 탱크의 연료를 일정한 순서에 따라 사용하여야 하는 경우에는 연료탱크 선택 조절장치 위 또는 옆에 연료탱크 사용순서를 표시하여야 한다. 또한,

(3) 각 엔진의 밸브 제어장치는 제어되는 엔진의 위치를 알 수 있도록 표시하여야 한다.

(d) 엔진 보기․보조 제어장치 및 비상 제어장치에 대한 표시

(1) 연료 투하장치․작동유 차단장치 등과 같은 비상 제어장치는 적색으로 표시하여야 한다. 또한,

(2) 만약 접개식 착륙장치가 사용되는 경우에는 착륙장치가 올림 또는 내림 위치에서 완전히 고정되었음을 조종사가 이를 쉽게 인지할 수 있도록 하기 위해서 25.729(e)항에서 요구되는 육안 식별기에 대한 식별표시를 하여야 한다.

(a) 화물실 및 밸러스트 위치 : 각 수화물실, 화물실 및 밸러스트 위치에는 적재물의 제한 사항․최대허용중량 등과 같은 적재요건에 관련된 필요한 사항을 명시한 설명판을 설치하여야 한다. 단, 중량 9kg(20lb)이하의 기내 반입 소지품을 보관하기 위한 좌석 밑 적재함에는 적재 제한사항을 표시한 설명판을 설치할 필요가 없다.

(b) 연료 및 윤활유의 주입구 : 연료 및 윤활유의 주입구는 다음 (1)항에서 (3)항까지의 기준에 따라 표시하여야 한다.

(1) 연료의 주입구 마개 위 또는 옆에 다음과 같은 사항을 표시하여야 한다.

(i) ‘연료’ 라는 글자 기입

(ii) 피스톤 엔진을 장착한 비행기는 연료의 최저등급

(iii) 터빈 엔진을 장착한 비행기에 있어서는 허용되는 연료의 규격 및

(iv) 가압식 연료 공급장치를 장착한 경우에는 허용되는 최대연료공급압력 및 최대연료배출압력

(2) 오일의 주입구 마개 위 또는 옆에는 ‘오일’이라는 글자를 기입하여야 한다.

(3) 유압작동유 주입구 마개 위 또는 옆에는 ‘작동유’라는 글자를 기입하여야 한다.

(c) 비상탈출구의 설명판 : 비상탈출구의 설명판은 25.811항의 요건에 적합하여야 한다.

(d) 출입문 : 지정된 비상탈출구로 사용되는 각 출입문에는 ‘이착륙 시에는 개방 위치로 고정할 것’ 이라는 내용을 기재한 설명판을 설치하여야 한다.

(a) 구명정 자동 방출장치와 같이 비상시에 승무원들이 조작하는 안전장비품의 조작장치에는 그 조작방법을 명확하게 표시하여야 한다.

(b) 소화기, 신호장치, 기타 구명장비품이 들어있는 보관함 등은 적절한 방법으로 표시하여야 한다.

(c) 비상장비품의 보관장소에는 보관되어있는 장비품의 명칭과 보관된 장비품을 용이하게 꺼낼 수 있는 방법을 명확하게 표시하여야 한다.

(d) 각 구명정에는 취급 방법을 명확하게 표시하여야 한다.

(e) 승인된 구명용구에는 식별 표식 및 조작 방법을 표시하여야 한다.

각 조종사의 눈에 잘 띄는 위치에 이륙, 접근 및 착륙위치에의 플랩을 내려야 하는 최대속도를 기재한 설명판을 설치하여야 한다.

비행교범

(a) 비행교범 작성 및 비치 요건 : 비행교범은 각 비행기에 비치하여야하며, 비행교범에는 다음 사항이 포함되어야 한다.

(1) 25.1583항부터 25.1587항까지에서 규정하는 사항

(2) 비행기의 설계․조작 또는 취급의 특성으로 인하여 안전한 항행을 위하여 인지가 필요한 기타의 사항

(3) 국제민간항공조약 부속서 16(ICAO Annex 16)의 소음 기준에 대한 적합성 입증에 있어 전제 조건으로 설정된 제한사항․절차 또는 기타의 사항

(b) 교범 수록 내용의 승인 요건 : 해당 기준 25.1583항부터 25.1587항까지의 명시된 해당 비행기의 고유한 성능에 관련된 사항은 비행교범에 수록되어야 하며 수록 내용은 검증되고 국토교통부장관의 승인을 득한 것이어야 한다. 또한 이와 같이 승인을 득한 사항은 비행규정의 승인되지 않은 다른 부분과 분리되어야하며 쉽게 구별할 수 있어야만 된다.

(c) 예비

(d) 목차 : 비행교범 수록 내용이 복잡하기 때문에 목차가 필요하다고 판단될 경우에는 비행교범의 목차를 작성하여야 한다.

(a) 대기속도 제한사항 : 다음 (1)항에서 (6)항까지에서 규정하는 대기속도 제한사항 및 안전 항행에 필요한 기타의 대기속도 제한사항을 비행교범에 포함하여야 한다.

(1) 최대운용제한속도(VMO 와 MMO)와 함께 이 속도제한사항은 비행시험 또는 조종훈련비행을 목적으로 특별히 승인된 경우를 제외하고는 상승, 순항 또는 강하와 같은 모든 비행 자세에 있어서 고의적으로 초과해서는 안 된다는 문구를 포함시켜야 한다.

(2) 대기속도제한이 압축성 효과를 기초로 하여 설정된 경우에는 압축 효과 발생 징후 및 이에 따른 예상되는 비행기의 특성 변화와 이를 회복할 수 있는 권고 방안 등에 관련된 사항을 포함하여야 한다.

(3) 기동속도 VA와 함께 실속속도 부근에서의 기동에 있어 받음각에 미치는 영향 등과 같이 에일러론 및 러더를 최대 작동범위까지 조타하는 것은 기재된 기동속도 이하에서만 하여야 한다는 내용을 포함하여야 한다.

(4) 플랩 내림 속도 VFE와 함께 적당한 플랩의 위치 및 엔진의 출력을 포함하여야 한다.

(5) 착륙장치 작동속도 및 25.1515(a)에 정의된 속도에 대한 설명을 포함하여야 한다.

(6) 착륙장치 내림속도 VLE가 착륙장치작동속도 VLO 보다 빠른 경우에는 착륙장치 내림 속도 VLE를 포함하고, 착륙장치 내림속도는 착륙장치를 내린 상태에서 안전하게 비행할 수 있는 최대 속도임을 명시하여야 한다.

(b) 동력장치의 운용제한사항 : 다음에 열거하는 사항을 비행교범에 포함하여야 한다.

(1) 25.1521과 25.1522항에서 규정하는 제한사항

(2) 해당 비행기에 고유한 제한 사항일 경우에는 제한사항에 대한 설명

(3) 25.1549항부터 25.1553항까지의 기준에 따라 수행된 계기 표시에 관련된 필요한 사항의 설명

(c) 중량 및 하중 분포 제한 : 비행교범은 25.1519항의 기준에 의한 중량 및 중량중심위치 제한사항을 포함하여야 한다. 25.1519항에서 정하는 하중분포제한을 포함한 다음의 모든 정보를 비행교범에 포함시키거나 또는 중량중심과 평형 관리 및 하중 적재 지침서로서 별도로 분리 작성하여 비행교범에 참고자료로 첨부하여야 한다.

(1) 25.29항의 기준에 따라 정의된 공허중량에 대한 비행기의 상태 및 이에 포함되는 품목을 포함하여야 한다.

(2) 비행기의 중량중심제한 내에 화물을 적재하고, 화물을 적재한 상태에서 비행 중에도 중량중심제한을 유지할 수 있는 화물 적재 방법이 기술된 지침서를 포함하여야 한다.

(3) 두 개이상의 중심위치범위에 대해서 증명을 받고자 하는 경우에는 각 중량중심위치범위에 대하여 적용되는 중량 및 적재방법에 관련된 제한사항을 별도로 포함하여야 한다.

(d) 승무원 : 25.1523항의 기준에 따라 결정된 정해진 최소 승무원의 인원수 및 담당업무를 비행교범에 포함시켜야 한다.

(e) 운용형태 : 25.1525항의 기준에 따라 승인된 운용형태는 비행교범에 포함되어야 한다.

(f) 대기온도 및 운항고도 : 25.1527항에 따라 정해진 대기온도 및 운항고도 제한사항을 비행교범에 포함하여야 한다.

(g) 예비

(h) 기타의 운용제한 : 25.1533항의 기준에 따라 설정된 운용제한사항을 비행교범에 포함하여야 한다.

(i) 기동비행하중계수 : 적합성이 입증된 비행기 구조에 대한 정(+)의 기동비행하중계수는 가속도 값으로서 비행교범에 포함시켜야 한다

(a) 다음 조항에 관한 운항절차를 갖추어야 한다.

(1) 통상적인 운항 시 겪게 되는 특수 형식이나 모델에 고유한 정상 절차

(2) 특별 계통의 사용이나 정규 계통의 대체 사용과 관련이 있는 기능의 오작동 및 결함 에 대한 비정상절차

(3) 승무원의 신속 정확한 조치가 큰 사고의 위험을 본질적으로 줄일 수 있을 것으로 판단되는 예상 가능하지만 특이한 경우에 대한 비상 절차

(b) 감항성과 직접 관련이 없거나 승무원이 제어할 수 없는 정보나 절차를 포함하여서는 아니 되며 기본 조종술로 인식되는 절차를 포함하여서도 아니 된다.

(c) 안전성을 확보하기 위하여 연료공급계통이 25.953항에 규정된 것과 같이 각 작동 조건에 독립적으로 작동함을 인지할 수 있는 방법에 관련된 사항을 기재하여야하며, 이와 함께 해당 기준에 적합하다는 것을 보여주기 위한 전체적인 계통 형상 체계에 연료공급계통을 표시한 지침을 포함시켜야 한다.

(d) 25.251항의 기준에 따라 규정된 이상진동징후 선도를 제시하여야한다. 만약 다른 중심위치의 효과로서 이상진동을 수정하는 방법이 명시된 경우에는 이상진동징후선도에서는 순항중인 비행기의 하중은 중량중심에 정상적으로 적재되어있는 것으로 간주한다.

(e) 수평비행 중 연료유량계가 0을 지시한 경우에는 연료탱크 내에 잔류되어 있는 연료는 안전한 비행을 위하여 사용할 수 없음을 기재하여야 한다.

(f) 각 연료탱크별 사용가능연료의 총량을 나타내는 정보사항이 기재되어 있어야 한다.

(a) 25.1303(a)(1)항의 기준에 적합한 대기온도 지시계가 사용되지 않는 경우에는 지시온도를 대기온도로 변환하는 방법을 각 비행교범에 포함시켜야 한다.

(b) 중량, 고도, 온도, 풍향풍속 및 활주로 기울기 등에 대하여 25.115, 25.123, 25.125항에 서 계산된 성능자료 및 아래의 사항을 각 비행교범의 비행기 운용제한사항 부분에 포함하여야 한다.

(1) 각각의 경우, 출력, 형상, 속도조건 및 비행기 취급에 대한 절차, 성능정보에 관계되는 중요한 영향을 갖는 계통

(2) 25.103항에 따라 결정된 VSR.

(3) 다음 (i)항부터 (iii)항까지의 성능 요소를 최대이륙중량과 최대착륙중량과 사이의 중량범위에 대해서 계산한 결과와 이를 외삽법을 이용하여 산출한 결과

(i) 착륙형태로의 상승

(ii) 접근형태로의 상승.

(iii) 착륙거리

(4) 25.1533항 및 상기(b)항에서 요구된 제한사항 및 기재사항과 관련하여 25.101(f)항과 (g)항에 따라 정해진 절차. 이러한 절차는 관련된 제한사항과 기재사항이 포함된 권고 지침서 형태로 작성되어야 한다.

(5) 중요하거나 특수한 형태의 비행 특성 또는 지상에서의 비행기 취급 방법에 관련된 설명사항

(6) 대기속도, 고도, 외기온도의 표시된 값에 대한 수정

(7) 특별한 경우, 착륙거리설정에 포함되는 운용 활주로 길이 요소에 대한 설명

Subpart H. 전선연결시스템(EWIS)

(a) 전선연결시스템(EWIS, Electrical Wiring Interconnection System)은 전선, 전선기구, 또는 이들의 조합된 형태를 말한다. 이는 2개 이상의 단자 사이에 전기적 에너지, 데이터 및 신호를 전달할 목적으로 비행기에 설치되는 단자기구, 그리고 다음의 부품을 포함한다.

(1) 전선 및 테이블

(2) 버스 바(bus bars)

(3) 릴레이, 차단기, 스위치, 접점, 단자블록 및 회로차단기, 그리고 기타의 회로보호기구를 포함하는 전기기구의 단자

(4) 관통공급(feed-through) 커넥터를 포함하는 커넥터

(5) 커넥터 보조기구(accessories)

(6) 전기적인 접지 및 본딩 기구와 이에 관련된 연결기구

(7) 전기 연결기(splices)

(8) 전선 절연, 전선 연결(sleeving), 그리고 본딩을 위한 전기단자를 구비하고 있는 전기배관을 포함하여 전선의 추가적인 보호를 위하여 사용하는 재료

(9) 쉴드(shields) 또는 브레이드(braids)

(10) 클램프, 그리고 전선 번들을 배치 및 지지하는데 사용되는 기타의 기구

(11) 케이블 타이 기구(cable tie devices)

(12) 식별표시를 위한 사용되는 레이블 또는 기타의 수단

(13) 압력 시일(pressure seals)

(14) 회로판 후면, 전선통합장치, 장치의 외부 전선을 포함하여 선반, 패널, 랙, 접속함, 분배패널, 그리고 랙의 후면 내부에 사용되는 전선연결시스템(EWIS) 구성품

(b) 이 절의 (a)(14)항에 제시된 장치를 제외하고, 다음의 장치 내부에 사용되는 전선연결시스템(EWIS) 구성품과 이 장치의 부품으로 사용되는 외부 커넥터는 (a)항에서 정의하는 부품에 포함되지 않는다.

(1) 다음의 환경조건 및 시험절차에 따라 검정(qualified)을 받은 전기장치 또는 전자장비

(i) 의도하는 기능과 운용환경에 적정한 조건 및 시험절차

(ii) 국토교통부장관이 인정할 수 있는 환경조건 및 시험절차

(2) 비행기의 형식설계의 일부에 해당하지 않는 개인용 오락기 및 랩탑 컴퓨터 등과 같은 휴대용 전기장치

(3) 광학 섬유 제품(fiber optics)

(a) 비행기의 모든 영역에 장착되는 각 전선연결시스템(EWIS) 구성품은 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(1) 의도하는 기능에 적정한 종류 및 설계이어야 한다.

(2) 전선연결시스템(EWIS)에 적용되는 한계에 따라 설치하여야 한다.

(3) 해당 비행기의 감항성을 저감시키지 않고 의도하는 기능을 수행하여야 한다.

(4) 기계적인 응력변형을 최소화하는 방법으로 설계 및 장착하여야 한다.

(b) 아크 궤적 현상을 포함하여 전선의 손상을 최소화하기 위하여 각 장착 및 용도에 적합한 전선의 특성을 고려하여 해당 전선을 선정하여야 한다.

(c) 비행기 동체에 설치되는 발전기 케이블을 포함하여 주 전력 케이블은 파손을 방지하는데 필요한 정도의 변형과 연장을 허용할 수 있도록 설계 및 장착하여야 한다.

(d) 습기가 축적되는 곳에 설치되는 전선연결시스템(EWIS)은 습기로 인하여 발생할 수 있는 위험한 영향을 최소화할 수 있도록 보호하여야 한다.

(a) 형식증명 또는 운항규정에 의거하여 요구되는 시스템에 관련된 전선연결시스템(EWIS)은 해당 시스템에 통합된 부품으로 간주하고, 해당 시스템에 적용되는 요구조건에 대한 적합성을 입증하여야 한다.

(b) 다음의 요구조건이 적용되는 시스템에 관련되는 전선연결시스템(EWIS)은 해당 시스템에 통합된 부품으로 간주하고, 해당 시스템에 적용되는 요구조건에 대한 적합성을 입증하여야 한다.

(1) 25.773(b)(2)항의 조종실 시야

(2) 25.981절의 연료탱크 폭발방지

(3) 25.1165절의 엔진 점화시스템

(4) 25.1310절의 전원 용량 및 분배

(5) 25.1316절의 시스템 낙뢰보호

(6) 25.1331(a)(2)항의 전력공급장치에 사용되는 계기

(7) 25.1351절의 일반요건

(8) 25.1355절의 분배시스템

(9) 25.1360절의 부상에 대한 예방조치

(10) 25.1362절의 비상조건에 대한 전력공급

(11) 25.1365절의 전기장비, 모터 및 변압기

(12) 25.1431(c)항 및 (d)항의 전자장치

(a) 전선연결시스템(EWIS)의 설계 및 장착은 전선연결시스템 구성품의 고장으로 인하여 위험한 상태를 유발하지 않도록 다른 전선연결시스템 및 비행기 시스템으로부터 적정하게 물리적으로 분리하여야 한다. 이 절의 목적을 위하여 달리 규정되지 않은 경우, 적정한 물리적 분리를 위하여 분리 거리를 유지하거나 이와 동등하게 보호할 수 있는 격막(barrier)을 사용하여야 한다.

(b) 비행기에 사용될 수 있는 전기적 인터페이스가 해당 비행기 또는 이에 장착되는 시스템에 위험한 영향을 유발하지 않도록 전선연결시스템(EWIS)을 설계 및 장착하여야 한다.

(c) 큰 전류가 흐르는 전선 및 케이블, 그리고 이와 관련된 전선연결시스템(EWIS) 구성품은 적정한 물리적 분리와 전기적인 격리를 보장할 수 있도록 설계 및 장착하여 필수기능에 관련된 회로의 손상으로 인한 고장상태를 최소화하여야 한다.

(d) 독립적인 비행기 전원 또는 이에 연결된 전원과 관련된 전선연결시스템(EWIS)은 적정한 물리적 분리와 전기적인 격리를 보장할 수 있도록 설계 및 장착하여 하나의 비행기 전원에 발생한 고장이 다른 독립적인 전원에 악영향을 주지 않도록 하여야 한다. 또한 다음과 같이 설계 및 장착하여야 한다.

(1) 비행기의 독립적인 전원은 공통적인 접지 단자를 공유하지 않아야 한다.

(2) 비행기 시스템의 정적인 접지는 비행기의 독립적인 전원과 함께 공통적인 접지 단자를 공유하지 않아야 한다.

(e) 연료시스템 구성품에 전기를 공급하는데 필요한 사항을 제외하고, 전기연결시스템(EWIS)은 연료라인 및 기타의 연료시스템 구성품으로부터 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착함으로써 다음의 현상이 발생하지 않아야 한다.

(1) 전기연결시스템 구성품의 고장으로 인하여 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(2) 전기연결시스템 구성품에 연료가 누설되어 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(f) 유압시스템 구성품에 전기를 공급하는데 필요한 사항을 제외하고, 전기연결시스템(EWIS)은 유압라인 및 기타의 유압시스템 구성품으로부터 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착함으로써 다음의 현상이 발생하지 않아야 한다.

(1) 전기연결시스템 구성품의 고장으로 인하여 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(2) 전기연결시스템 구성품에 유압유체가 누설되어 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(g) 산소시스템 구성품에 전기를 공급하는데 필요한 사항을 제외하고, 전기연결시스템(EWIS)은 산소라인 및 기타의 산소시스템 구성품으로부터 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착함으로써 전기연결시스템(EWIS) 구성품의 고장으로 인하여 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(h) 용수 및 오수시스템 구성품에 전기를 공급하는데 필요한 사항을 제외하고, 전기연결시스템(EWIS)은 용수 및 오수라인 및 기타의 용수 및 오수시스템 구성품으로부터 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착함으로써 다음의 현상이 발생하지 않아야 한다.

(1) 전기연결시스템 구성품의 고장으로 인하여 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(2) 전기연결시스템 구성품에 용수 및 오수가 누설되어 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(i) 전기연결시스템(EWIS)은 해당 전기연결시스템과 비행 또는 기타의 기계적 조종시스템 케이블과 이에 관련된 시스템 구성품 사이에 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착함으로써 다음의 현상이 발생하지 않아야 한다.

(1) 채핑(chafing), 재밍(jamming), 또는 기타의 간섭을 방지하여야 한다.

(2) 전기연결시스템 구성품의 고장으로 인하여 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(3) 비행 또는 기타의 기계적 조종시스템 케이블 또는 시스템 구성품의 고장으로 인하여 전기연결시스템이 손상되고 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(j) 전기연결시스템(EWIS)은 해당 전기연결시스템 구성품과 가열되는 장치, 고온공기 배관 및 라인 사이에 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착함으로써 다음의 현상이 발생하지 않아야 한다.

(1) 전기연결시스템 구성품의 고장으로 인하여 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(2) 전기연결시스템 구성품에 고온공기 누설 또는 발생된 열이 가해져 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(k) 인증규정, 운항규정, 또는 25.1709절에 의거한 평가결과에 따라서 리던던시(redundancy)가 요구되는 시스템의 경우, 이와 같은 시스템에 관련된 전선연결시스템(EWIS) 구성품은 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착하여야 한다.

(l) 전선연결시스템(EWIS)은 해당 전선연결시스템과 기타의 비행기 구성품 및 구조물 사이에 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착함으로써 잠재적인 마모 및 채핑, 진동 손상, 그리고 기타의 기계적인 손상을 최소화하여 날카로운 에지 및 코너로부터 전선연결시스템을 보호하여야 한다.

각 전선연결시스템(EWIS)은 다음의 현상을 유발하지 않도록 설계 및 장착하여야 한다.

(a) 파국적 고장(catastrophic failure) 상태는 다음과 같아야 한다.

(1) 극히 불가능(extremely improbable) 하여야 한다.

(2) 단일고장(single failure)으로 인하여 발생하지 않아야 한다.

(b) 위험한 고장(hazardous failure) 상태는 극히 희박(extremely remote) 하여야 한다.

(a) 전선연결시스템(EWIS) 구성품은 라벨을 사용하여 나타내거나 전선연결시스템 구성품, 이에 대한 기능 및 설계 한계를 확인하는데 적합한 방법으로 식별할 수 있어야 한다.

(b) 인증규정, 운항규정, 또는 25.1709절에 의거한 평가결과에 따라서 리던던시(redundancy)가 요구되는 시스템의 경우, 이와 같은 시스템에 관련된 전선연결시스템(EWIS) 구성품은 구성품 부품번호, 기능, 그리고 번들에 대한 분리 요구조건과 함께 특별하게 식별할 있어야 한다.

(1) 전선, 케이블, 또는 전선 번들의 길이를 따라 적정한 간격으로 식별 표시를 하여야 하고, 정비, 수리, 또는 개조 요원이 쉽게 육안으로 확인할 수 있는 비행기 해당 부분에 표시하여야 한다.

(2) 전선연결시스템(EWIS) 구성품에 물리적으로 표시할 수 없는 경우, 해당 구성품을 식별할 수 있는 기타의 적정한 방법을 제시하여야 한다.

(c) 이 절의 (a)항 및 (b)항에 따라 요구되는 식별 표시는 전선연결시스템(EWIS) 구성품의 예측 운용수명 기간 동안 읽기 쉬운 상태를 유지하여야 한다.

(d) 이 절에서 요구되는 바와 같이 전선연결시스템(EWIS) 구성품 식별에 사용되는 방법은 해당 구성품의 예측 운용수명 기간 동안 해당 성능에 악영향을 주지 않아야 한다.

(e) 형식설계에 해당되는 전선연결시스템 개조(EWIS modification)을 위한 식별은 원래의 형식설계에 적용된 식별 방식을 따라야 한다.

(a) 모든 전선연결시스템(EWIS) 구성품은 이 기준의 25.831(c)항에 제시된 해당 화재 및 연기 방지 요구조건을 만족하여야 한다.

(b) 지정방화구역에 위치하고 비상절차에 따라 사용되는 전선연결시스템(EWIS) 구성품은 내화성(fire resistant)이 있어야 한다.

(c) 비행기의 모든 부분에 설치되는 전선 및 전기 케이블의 절연, 그리고 추가적인 보호를 위하여 사용되는 재료는 이 기준의 부록 F, Part I의 적용 요구조건에 따라서 시험을 수행한 자기소화성(self-extinguishing) 능력이 있는 것이어야 한다.

(a) 전기적인 본딩 및 정전기에 대한 보호를 위하여 사용되는 전선연결시스템(EWIS) 구성품은 25.899절의 요구조건을 만족하여야 한다.

(b) 전기시스템을 접지시킨 비행기에서 전선연결시스템(EWIS) 구성품에 의한 전기적인 본딩은 해당 전선연결시스템 구성품, 다른 비행기 시스템 구성품, 또는 비행기 구조물에 충격적인 위험 또는 손상을 유발하지 않고 정상 및 고장 전류를 전달할 수 있는 전기적인 회귀경로가 있어야 한다.

전선 및 케이블은 25.1357절에 따라 요구되는 회로보호기구에 적합하게 사용(compatible)될 수 있도록 설계 및 장착하여야 한다. 이에 따라서 일시적인 또는 연속적인 고장 상태에서 화재 또는 연기로 인한 위험을 초래하지 않아야 한다.

감항성 유지를 위해 필요할 때, 전선연결시스템(EWIS) 구성품의 검사 및 대체를 위하여 접근할 수 있어야 한다.

(a) 전선연결시스템(EWIS)이 다음과 같이 보호되지 않으면, 이에 대한 손상 또는 고장으로 인하여 안전한 운용에 영향을 줄 수 있는 전선연결시스템(EWIS)을 화물실 또는 수화물실에 설치하지 않아야 한다.

(1) 격실 내부에서 화물 또는 수화물의 이동으로 인하여 손상되지 않아야 한다.

(2) 절단 또는 고장으로 인하여 화재 위험을 유발하지 않아야 한다.

(b) 전선연결시스템(EWIS)은 비행, 정비, 보급의 모든 단계 동안에 비행기 내부에서 이동하는 사람에 의한 전선연결시스템의 손상 위험 및 손상을 최소화하도록 설계 및 장착하여야 한다.

(c) 전선연결시스템(EWIS)은 승객 또는 객실승무원이 비행기에 탐승할 때 휴대하는 물품에 의한 전선연결시스템의 손상 위험 및 손상을 최소화하도록 설계 및 장착하여야 한다.

유체시스템에서 누출된 인화성 유체 또는 증기가 존재할 수 있는 영역에 위치한 전선연결시스템(EWIS) 구성품은 잠재적인 점화원으로 간주되어야 하고, 25.863절의 요구조건에 만족하여야 한다.

(a) 동력장치에 관련된 전선연결시스템(EWIS)은 전선연결시스템 구성품의 고장이 25.903(b)항의 요구조건에 따라서 다른 동력장치의 연속적인 안전한 운용을 저해하지 않거나 계속적인 안전한 운용을 위하여 승무원의 즉각적인 조치를 요구하지 않도록 설계 및 장착하여야 한다.

(b) 이 기준의 25.903(d)(1)항의 요구조건에 따라서 엔진의 로터 파손 또는 엔진의 케이스를 통과하여 연소함으로써 동력장치 장착실 내부에 화재를 유발하는 경우에 전선연결시스템(EWIS) 손상으로 인한 비행기 위험을 최소화하기 위한 설계 유의사항을 적용하여야 한다.

인화성 유체 차단수단 및 제어장치에 관련된 전선연결시스템(EWIS)은 25.1189절의 요구조건에 따라서 불연성(fireproof) 이거나 화재위험구역의 화재가 인화성 유체 차단수단의 작동에 영향을 주지 않는 위치에 설치하고 보호하여야 한다.

신청자는 이 기준의 부록 H의 H25.4항과 H25.5항에 따라서 전선연결시스템(EWIS)에 적용되는 감항성유지지침서를 작성하고, 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다.

(a) 화재위험구역에 설치된 화재 또는 과열 탐지시스템의 일부분으로 사용되는 전선연결시스템(EWIS)은 내화성(fire-resistant)이 있어야 한다.

(b) 화재위험구역에 사용되는 화재 또는 과열 탐지시스템의 전선연결시스템(EWIS) 구성품은 다음과 같이 보호되지 않으면 다른 화재구역으로 통과하여 설치되지 않아야 한다.

(1) 전선연결시스템(EWIS) 구성품이 통과하는 다른 구역의 화재로 인한 잘못된 경고 가능성에 대하여 보호하여야 한다.

(2) 관련되는 각 구역에 동일한 탐지기 및 소화시스템을 사용함으로써 동시에 보호하여야 한다.

(c) 화재위험구역에 설치된 화재 또는 과열 탐지시스템의 일부분으로 사용되는 전선연결시스템(EWIS)은 25.1203절의 요구조건을 만족하여야 한다.

이 기준의 25.854 및 25.858절에 의거 요구된 사항을 포함하여 화재방지시스템에 관련된 전선연결시스템(EWIS)은 해당 시스템에 적용되는 요구조건에 대한 적합성을 입증하는 전체 시스템의 일부로 간주하여야 한다.

이 기준은 최신의 AD2012-116의 요구사항을 적용한다.

부록 A 착륙장치

그림 1 착륙장치의 기본 제원

그림 1 착륙장치의 기본 제원

그림 2 수평 착륙(Level Landing)

그림 2 수평 착륙(Level Landing)

그림 3 꼬리내림 착륙(Tail-Down Landing)

그림 3 꼬리내림 착륙(Tail-Down Landing)

그림 4 편차륜 착륙

그림 4 편차륜 착륙

그림 5 횡활 착륙(Lateral Drift Landing)

그림 5 횡활 착륙(Lateral Drift Landing)

그림 6 제동장치 사용 상태

그림 6 제동장치 사용 상태

그림 7 지상 선회

그림 7 지상 선회

그림 8 축 선회

그림 8 축 선회

부록 B 수상기

그림 1 수상기의 각도, 치수 및 방향에 대한 도식적인 정의

그림 1 수상기의 각도, 치수 및 방향에 대한 도식적인 정의

그림 2 선체(hull)의 위치에 따른 하중 배수

그림 2 선체(hull)의 위치에 따른 하중 배수

그림 3 횡방향 압력 분포

그림 3 횡방향 압력 분포

부록 C 착빙조건

Part I—대기결빙조건

(a) 연속최대착빙

최대의 연속 강도를 지닌 대기의 착빙 조건(연속최대착빙)은 구름에 함유된 수분성분, 구름 입자의 평균유효직경, 대기온도 등과 같은 변수들과 그림 1의 앞 세 가지 변수들의 상호관계에 따라 정의된다. 고도와 온도에 따른 한계착빙 영역곡선은 그림 2에 나타나 있다. 그리고, 구름입자의 직경과 고도, 구름에 함유된 수분성분 등의 상호관계는 그림 1과 그림 2에 의해 결정된다. 수평거리 17.4해리 범위를 벗어나는 곳에서 연속최대착빙 대기 조건이 되는 구름에 함유된 수분성분은 그림 1의 구름에 함유된 수분성분 값에 그림 3의 해당 배율을 곱해서 결정한다.

(b) 불연속최대착빙

불연속적인 최대 강도를 지닌 대기의 착빙 조건(불연속최대착빙)은 구름에 함유된 수분성분, 구름 입자의 평균유효직경, 대기온도 등과 같은 변수들과 그림 4의 앞 세 가지 변수들의 상호관계에 따라 정의된다. 고도와 온도에 의한 한계착빙 영역곡선은 그림 5에 나타나 있다. 또한, 구름에 함유된 수분성분, 구름입자의 직경과 고도와의 상호관계는 그림 4와 그림 5에 의해 결정된다. 수평거리 2.6해리 범위를 벗어나는 곳에서, 불연속 최대착빙 대기 조건이 되는 구름에 함유된 수분성분은 그림 4의 구름에 함유된 수분성분 값에 그림 6의 해당 배율을 곱해서 결정한다.

(c) 이륙최대착빙

이륙 시 최대 강도를 지닌 대기의 착빙 조건(이륙최대착빙)은 구름에 함유된 수분성분 0.35 g/m3, 구름 입자의 평균유효직경 20 microns, 지상대기온도 -9℃에 따라 정의된다. 이륙최대착빙조건은 이륙면에서부터 고도 457m(1,500ft)까지 확장된다.

그림 1

그림 1

그림 2

그림 2

그림 3

그림 3

그림 4

그림 4

그림 5

그림 5

Part II Subpart B 적합성 입증을 위한 기체 착빙

(a) 착빙 - 일반

각 비행단계에서 비행 성능과 조종성에 최악의 착빙은 Subpart B 결빙 조건에서의 비행 성능과 조종성 요구조건을 입증하는데 사용하여야 한다. 신청자는 평균유효직경, 함수량, 비행 조건(예를들어 형상, 속도, 받음각, 고도)에 적절한 온도를 포함하여 본 부록의 Part I에 제시된 대기 결빙조건의 전 범위를 고려하였음을 입증하여야 한다. 각 비행단계에서의 착빙은 다음과 같이 정의된다.

(1) 이륙단계의 착빙은 Part I (c)항의 이륙최대결빙조건에서 이륙 시 착빙이 시작되었다고 가정할 때 이륙면과 이륙면부터 122m(400ft)까지의 사이에서 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은 면의 가장 위험한 착빙을 말한다.

(2) 최종이륙단계의 착빙은 이륙면 위의 122m(400ft)에서 457m(1,500ft)까지, 또는 이륙에서 순항으로의 전환이 완료되고 VFTO에 도달하는 고도 어느것이든지, 그 사이에서 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은 면의 가장 위험한 착빙을 말한다. 착빙은 Part I (c)항의 이륙최대결빙조건에서 이륙 시 착빙이 시작되었다고 가정한다.

(3) 순항단계의 착빙은 순항 비행 단계 동안 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은 면의 임계 착빙상태를 말한다.

(4) 공중대기단계의 착빙은 공중대기 비행 단계 동안 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은 면의 임계 착빙상태를 말한다.

(5) 접근단계의 착빙은 공중대기단계에서 가장 위험한 접근 비행형태로의 전환에서 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은 면의 임계 착빙상태를 말한다.

(6) 착륙단계의 착빙은 접근 비행 단계에서 최종 착륙 비행형태로의 전환에서 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은 면의 임계 착빙상태를 말한다.

(b) 상기(a)항에서 정의된 착빙, 25.21(g)항의 요구조건에 해당하는 적합성 입증 시 고려하여야 하는 착빙의 수를 감소하기 위하여 비행단계에서 정의된 지정된 착빙 보다 더 위험한 경우를 보일 수 있는 경우, 그 비행단계에서 수행 한다. 형상 차이와 착빙 효과는 고려되어야 한다.

(c) 조종성에 가장 위험한 영향을 미치는 착빙은 성능의 차이가 고려되는 비행기 성능 시험에 사용하여야 한다.

(d) 보호되는 부품과 보호되지 않는 부품의 이륙단계 착빙은 부록 C에서 정의된 이륙최대결빙조건과 다음의 조건으로 가정된 계산에 의해 결정되어져야 한다.

(1) 에어포일과 조종면, 해당되는 경우, 프로펠러는 이륙을 시작하는 시점에서 서리, 강설, 결빙에 영향을 받지 않는다.

(2) 착빙은 이륙 시점에서 시작한다.

(3) 무게와 추력/전력의 임계비

(4) 임계 엔진 고장이 VEF 에서 발생

(5) 결빙방지시스템에 대한 승무원 활동은 이륙주행을 시작한 직후를 제외하고 비행기의 비행교범에 제시된 정상 비행 절차에 따른다. 승무원은 비행기가 이륙면위로 최소 122m(400ft)가 될 때까지 결빙방지시스템을 작동하기 위한 어떠한 조취도 취해서는 안 된다.

(e) 결빙방지시스템이 작동하고 의도된 기능을 수행하기 전의 착빙은 연속최대 대기 결빙조건에서 결빙방지시스템의 효과적인 작동과 활동 전의 보호되는 면과 보호되지 않는 면에 형성된 위험한 착빙이다. 본 착빙은 25.143(j)항과 25.707(h)항의 적합성을 입증하는 데에 적용된다.

부록 D 최소승무원수 결정 기준

(a) 기본적인 업무 기능 : 다음과 같은 기본적인 업무 기능을 고려하여야 한다.

(1) 비행 경로 제어

(2) 충돌 회피

(3) 항법

(4) 통신

(5) 비행기 엔진과 시스템의 운용과 감시

(6) 명령 결정

(b) 업무부하 결정 요소 : 최소승무원수를 결정하기 위하여 업무부하 요소를 분석하고 실증하는데 있어 다음과 같은 업무부하 요소들을 충분히 고려하여야 한다.

(1) 비상용연료차단밸브, 전기계통, 전자계통, 여압계통 및 엔진 조종장치를 포함하여 필요한 모든 비행 조종장치, 출력 조종장치 및 장비 제어장치들로의 접근성과 조작의 용이성 및 간편성

(2) 필요한 모든 계기 및 화재 경보장치, 전기계통고장 지시장치, 기타 고장 또는 경보 지시기 등의 고장 경보장치 등의 명확성과 접근성. 이러한 계기들과 장치들이 가르키는 수정 작업 범위의 적절성.

(3) 단독 연료탱크 또는 다른 탱크에 연료가 탑재되어 있는 경우 자동적으로 연료가 보충되는 연료공급원으로 모든 엔진을 항상 작동상태로 두는 기능과 중량중심위치, 구조, 기타 감항성 요건에 따른 특정한 연료관리 계획을 수행하기 위한 작동절차의 수행 횟수, 긴급성 및 복잡성.

(4) 정상운용과 고장이나 비상사태시 요구되는 진단과 적절한 처리에 관련된 심리적, 육체적 노력의 정도와 지속시간

(5) 운항 중에 필요한 연료, 유압, 여압, 전기, 전자, 제빙 및 기타 시스템의 감시 범위

(6) 시스템의 감시, 조종장치의 비상조작과 객실 내에서의 비상사태에 대한 조치를 포함하여 지정된 착석 위치에서 실시할 수 없는 승무원의 업무

(7) 비행 조종장치와 기타 필수적인 시스템에 사용되는 유압 또는 동력을 상실하지 않기 위해서 승무원이 해야 할 일을 최소화하기 시키는 비행기 시스템의 자동화(고장 또는 오작동시 자동전환하거나 고장을 격리하는 기능과 같은) 수준

(8) 통신과 항법 업무부하

(9) 다른 비상사태를 유발할 수 비상사태에 대한 업무부하 증대 가능성

(10) 최소한 두 명의 조종사가 요구되는 운용규정을 적용 받는 상황에서 한 승무원이 업무수행을 할 수 없게 되는 경우

(c) 운항인가의 종류 : 운항인가의 종류를 승인하는데 있어 해당 비행기에 대한 운항규정을 고려하여야 한다. 신청자가 보다 제한된 운항형태에 대한 인가를 득하려는 경우가 아닌 한 본 기술기준 Part 25에 근거해서 증명을 받은 비행기는 계기비행 운항을 한다고 본다.

부록 E 보조동력장치

Ⅰ. 보조동력장치를 장착한 비행기의 중량 증대

(a) 형식승인을 받은 보조로켓엔진을 장착한 비행기의 최대이륙중량 및 최대착륙중량의 증대를 신청한 자는 다음 사항들을 충족하면 2항에 따라 중량증대증명을 받을 수 있다.

(1) 로켓엔진을 장착하는 방법은 승인을 받은 것이어야 하며, 비행시험을 통해 최대중량을 증가시킨 상태에서 로켓엔진 및 조종장치가 안전하고 신뢰성 있게 작동한다는 것을 입증해야 한다.

(2) 비행기 비행교범, 플래카드, 표시판 또는 이들을 대체할 수 있는 매뉴얼에 국토교통부장관이 필요하다고 보는 기타 다른 운항 제한 요건에 부가하여 이 기준에 따라 승인된 중량 추가 사실과 다음과 같은 경우 중량을 추가한 상태에서의 운항을 금지한다는 사실을 명시하여야 한다.

(i) 장착된 보조로켓엔진의 유효기간이 로켓엔진의 제조업자가 설정한 기간(통상 엔진 케이스에 인쇄되어 있음)을 경과한 경우

(ii) 로켓엔진의 연료가 소진 또는 방출된 경우

(b) 보조로켓엔진을 장착하지 않은 상태에서 일반적으로 승인되어 있는 최대이륙중량 및 최대착륙중량은 다음 항목들에서 규정하는 값을 넘지 않는 한도 내에서 증가시킬 수 있다.

(1) 0.0063 IN과 동등한 양 : 여기에서 I는 각 보조로켓엔진으로부터 얻을 수 있는 최대추력을 kg-sec으로 표시한 값이며, N은 장착한 로켓엔진의 수이다.

(2) 보조로켓엔진을 장착하지 않은 상태에 있어 감항성에 관한 해당 기준에 따라서 승인된 최대중량의 5%와 동등한 양

(3) 로켓엔진의 장착 중량과 동등한 양

(4) 보조로켓엔진을 장착하지 않은 비행기에 대하여 설정된 최대구조중량과 동등한 양

Ⅱ. 보조동력장치를 장착한 수송기류(감항분류 T) 비행기의 성능 증대

감항분류 T의 비행기에 보조동력장치를 장착하는 경우 국토교통부장관은 그에 따른 성능 증대를 인정할 수 있다. 그러나, 성능 증대는 최대이륙중량 및 최대착륙중량, 이륙거리, 이륙경로에만 적용하고 국토교통부장관이 보조동력장치를 장치하지 않은 상태에서 원래 인증받을 때 적용된 기준에 따른 이륙, 접근, 착륙 비행 절차에 대하여 전반적인 안전성을 유지하는데 필요하다고 보는 한계를 초과하지 못한다. 이 부록에 있어서 보조동력이라고 하는 것은 로켓엔진으로부터 비교적 단기간에 얻을 수 있고 또한 비상시에만 작동되는 출력이나 추력, 또는 두 가지 모두를 칭한다. 여기에는 다음 기준을 적용한다.

(1) 이륙 일반 : 성능 증대를 신청하려면 모든 중량과 고도 및 필요한 경우 대기온도에 대하여 하기(2)항 및 (3)항의 이륙 데이터는 결정해야 한다.

(2) 이륙 경로

(a) 보조동력장치를 사용하는 경우 한 엔진이 작동하지 않을 때의 이륙경로는 감항성에 관한 해당기준의 성능요건에 따라서 결정하여야 한다.

(b) 상기 (a)항에 따라 결정한 엔진 한 엔진 부작동 일 때의 이륙경로(비행기가 이륙표면상 또는 그 바로 위에 있는 경우는 제외한다)는 보조동력장치를 장착하지 않고 최대이륙중량에서 한 엔진 부작동 상태에서 감항성에 관한 모든 요건을 충족했을 때의 이륙 경로보다도 위에 있어야 한다. 이것을 비교하기 위하여 이륙경로는 이륙표면으로부터 최소한 120m(400ft) 고도까지 확장하여 고려해야 한다.

(c) 보조동력장치를 사용하지 않는 상태에서의 모든 엔진 작동시의 이륙경로는 상기 (a)항에 의한 엔진 한 대 부작동 때의 이륙경로보다도 더 높은 전체적인 성능수준을 보여야 한다. 안전 여유량은 정상적인 안전운항을 보장하기 위해 정해야 하며, 15% 보다 커야한다. 모든 엔진 작동시의 이륙경로는 (a)항에 의한 일관된 절차에 따라 결정해야 한다.

(d) 왕복엔진 비행기에 있어 비행교범에 따라 계획된 이륙경로로 상기 (a)항에 따라서 결정된 한 엔진 부작동일 때의 이륙 경로를 표시하여야 하고, 플랩 접음 및 운항속도 도달에 대해서는 신청자에 의해 선정된 방법((6)항 참조)을 반영하도록 수정하여야 한다. 예정된 이륙경로는 공중의 모든 점에 있어서 양(+)의 경사를 가져야 하지만, 어떠한 점에서도 (a)항에 규정된 이륙경로보다 위에 있어서는 안 된다.

(3) 이륙거리 : 이륙거리는 상기 (2)(a)항의 기준에 따라 결정한 한 엔진 부작동 일 때의 이륙경로에 대해서 왕복엔진 비행기에 있어서는 이륙출발점으로부터 이륙표면상 15m(50ft)의 고도에 도달하는 지점까지, 터빈엔진 비행기에서는 이륙표면상 10.7m(35ft)의 고도에 도달하는 지점까지의 수평거리로 정의한다.

(4) 최대이륙중량 : 최대이륙중량은 성능증대 기준에서 적용하는 모든 고도 및 필요한 경우 대기온도에 대하여 결정하지만, 다음 (a)항 및 (b)항의 기준에 적합한 것으로 설정된 중량보다 크지 않아야 한다.

(a) 허용 최대이륙중량은 상기 (2)(b)항에서 (d)항까지의 조건에 적합하여야 한다.

(b) 보조동력장치를 사용하지 않는 상태에서 비행기는 당초 인증된 감항성에 관한 해당 기준의 모든 운항 요건에 적합하여야 한다. 또한, 터빈엔진 비행기는 보조동력장치를 사용하지 않은 상태에서 감항성에 관한 해당 기준에 규정된 최종 이륙 상승요건을 충족해야 한다.

(5) 허용 최대착륙중량

(a) 허용 최대착륙중량(한 엔진 부작동 일 때의 접근 및 모든 엔진 작동시의 착륙복행:landing climb)은 성능 증대 기준을 적용하여야 하며, 모든 고도 및 필요한 경우 대기 온도에 있어서 결정하여야 되지만, 하기(b)항의 기준에 적합한 것으로 설정된 것보다도 커서는 안 된다.

(b) 엔진이 비행기의 형태에 대응하는 출력 혹은 추력 또는 그 양자의 상태에서 운전되고, 또한 보조동력장치를 사용한 경우의 비행경로는 감항성에 관한 모든 해당요건에 적합한 최대중량에 있어서 보조동력장치를 사용하지 않은 경우의 비행경로보다도 위에 있어야 한다. 또한, 비행경로는 다음 (i)항과 (ii)항의 기준에 적합하여야 된다.

(i) 비행경로는 비행기의 적절한 형태를 변화시키지 않고 결정한 것이어야 한다.

(ii) 비행경로는 보조동력장치를 작동시킨 점에서 최소 120m(400ft) 위의 고도까지 설정하여야 한다.

(6) 일반적인 비행기의 형상, 속도 및 출력, 추력 : 비행기 형상, 속도 및 출력 또는 추력 또는 그 양자의 변경은 신청자가 비행기의 운용에 대해서 설정된 방법에 따라서 행하여야 되고, (a)항부터 (c)항까지의 기준에 적합한 것이어야 한다. 이 방법은 착륙과 접근에 실패하였을 때의 조치방법으로 설정된 것이어야 한다.

(a) 변경 방법은 통상적인 기량을 지닌 승무원이 운용 중에 일관되게 할 수 있는 것으로서 감항당국이 인정한 것이어야 한다.

(b) 변경 방법은 안전과 확실하다는 것이 증명되지 않은 방법 또는 장치의 사용을 포함한 것이어서는 안 된다.

(c) 변경 방법을 실시함에 있어서 운용 중에 일어날 것으로 예상되는 시간지연 등의 허용 범위에 대하여 고려하여야 한다.

(7) 보조동력장치의 장착과 운용 : 보조동력장치와 그 장착은 다음 사항들을 충족해야 한다.

(a) 보조동력장치 및 그 장착으로 인해 비행기의 안전성에 나쁜 영향을 미치지 않아야 한다.

(b) 보조동력장치와 그 조종장치는 안전하고 신뢰성이 있다고 입증되어야 한다.

부록 F

Part I. 25.853항과 25.855항에 대한 적합성을 입증하기 위한 시험 기준과 절차

(a) 재료시험 기준

(1) 승무원실이나 객실에 사용하는 내장재

(i) Part I 항에 의거하여 수직시험 대상이 되는 내부천장 패널, 내부벽 패널, 칸막이, 조리실 구조물, 대형벽장의 벽, 구조 바닥, 보관함의 조립 등에 사용하는 재료(좌석밑 보관함과 잡지나 지도 등 작은 것을 보관하는 칸막이 등과는 다른)는 반드시 자기소화성을 지녀야 한다. 평균 연소길이가 15.24cm (6in)를 초과하지 않아야 하며, 화염원을 없앤 후의 평균 연소시간이 15초를 초과하지 않아야 한다. 시험시료에서 떨어져 나간 파편은 떨어진 후 평균 3초 이상의 화염을 내지 않아야 한다.

(ii) 바닥 덮개, 직물(커튼천이나 겉천을 포함) 좌석쿠션, 충전물, 장식과 비장식 코팅 천, 가죽, 쟁반과 조리실 가구, 전기 도관, 공기관, 접합부위 및 가장자리 덮개, B 및 E급 화물실이나 수화물실의 라이너, B, C, D 또는 E급 화물실이나 수화물실의 바닥 패널, 화물실 덮개와 투명판, 주조부품과 열성형 부품들, 공기도관 접합 및 정리용 스트립(장식이나 벗겨지는) 등 본 부록 Part I (iv)항에 속하지 않는 재료들은 본 부록 Part I항 또는 다른 증명된 동등한 방법에 따라 수직시험을 할 때 자기소화성을 지녀야 한다. 평균 연소길이가 20.32cm(8in)를 초과하지 않아야 되고, 화염원을 없앤 후의 평균 연소시간은 15초를 초과해서는 안된다. 시험시료에서 떨어져 나간 파편은 떨어진 후 평균 5초 이상의 화염을 내어서는 안된다.

(iii) 영화용 필름은 안전사진필름(Safety Photographic Film) PH I.25의 표준 규격에 적합해야 한다. 필름이 도관을 지나는 경우, 그 도관은 본 항의 (ii)항의 요건을 충족해야 한다.

(iv) 수평시험을 할 때, 투명 플라스틱 창문, 표지, 일부 혹은 전체가 탄성인 재질로 이루어진 부품들, 공동 하우징 안에 두개 이상으로 만들어진 가장자리 조명 기구 조합, 좌석 벨트, 어깨 멜빵 및 승객과 승무원이 사용하는 곳에 쓰이는 컨테이너, 상자, 운반대 등을 포함한 화물과 수화물 고정장치 등은 평균연소율이 분당 6.35cm(2.5in)를 넘어서는 안된다.

(v) 화재를 크게 전파하지 않는 작은 부품들(손잡이, 핸들, 롤러, 결합구, 클립, 덧쇠, 마찰 스트립, 도르래 및 작은 전기 부품들)과 전선과 케이블의 절연재들은 이 부록 Part I의 (a)(1)(i)항, (ii)항, (iii)항 또는 (iv)항 등에서 언급하지 않은 재료들은 수평시험에서 연소율이 분당 10.16cm(4in)를 넘어서는 안된다.

(2) 승무원이나 승객이 없는 화물실과 수화물실

(i) 예비

(ii) 25.857항에 정의된 B급 혹은 E급의 화물실이나 수화물실에는 이 부록 Part I의 (a)(1)(ii)항의 요건 충족하는 재료로 만든 라이너를 부착해야 한다. 라이너는 비행기 구조물(부착물은 제외)에서 분리되어 있어야 한다. 이러한 라이너에 대해서는 45°시험을 실시한다. 화염이 연소 중 또는 꺼진 후 재료를 관통하지 않아야 한다. 화염원 제거 후의 평균 연소시간은 15초를 넘지 않아야 하고, 평균 백열시간은 10초를 넘지 않아야 한다.

(iii) 25.857항에 정의된 B, C, D 혹은 E급의 화물실이나 수화물실에는 이 부록 Part I의(a)(1)(ii)항의 요건을 충족하는 재료로 만든 바닥패널을 부착해야 한다. 바닥패널은 비행기 구조물(부착물은 제외)에서 분리되어 있어야 한다. 바닥패널에 대해서는 45°시험을 실시한다. 화염이 연소 중 또는 꺼진 후 재료를 관통하지 않아야 한다. 화염원 제거 후의 평균 연소시간은 15초를 넘지 않아야 하고, 평균 백열시간은 10초를 넘지 않아야 한다.

(iv) 화물을 보호하는 절연 담요와 덮개는 이 부록 Part I의 (a)(1)(ii)항의 요건을 충족하는 재료로 만들어야 한다. 각 화물실과 수화물실에 쓰는 고정장치(컨테이너, 상자 그리고 운반대를 포함)는 이 부록 Part I의 (a)(1)(v)항의 요건을 충족하는 재료로 만들어야 한다.

(3) 전기시스템 구성품 : 동체의 모든 지역에 설치된 전선과 케이블의 절연재는 이 부록 Part I에 의거한 60°시험에서 자기소화성을 보여야 한다. 평균 연소길이가 7.62cm(3in)를 넘어서는 안되고, 화염원이 제거된 후의 평균 연소시간이 30초를 넘지 않아야 한다. 시험시료에서 떨어져 나온 파편은 떨어진 후 3초 이상의 화염을 내지 않아야 한다.

(b) 시험 방법

(1) 상태 조절 : 시료는 습도 균형이 이루어질 때까지 또는 24시간 동안 온도 21℃(70℉), 상대습도 50%의 상태에서 보관하여야 한다. 시료를 사용하기 전에는 항상 조절된 환경에 보관하여야 한다.

(2) 시료형상 : 작은 부품들과 전선과 케이블 절연재는 예외로 하고, 시험재료는 평판재료로부터 잘라낸 시료나 부품의 모형과 같이 비행기에 장착되는 부품으로부터 절단해 낸 일부이거나 절단부분을 모방한 것이어야 한다. 시료는 잘라내는 부위는 어느 곳이든 상관없지만 샌드위치 패널 같은 조립체는 분해해서 시료로 사용할 수 없다. 다음에 명시하는 경우를 제외하고, 시료의 두께는 비행기에서 사용하도록 허용된 최소 두께보다 두꺼워서는 안된다. 좌석쿠션과 같은 두꺼운 발포부품은 1.3cm(0.5in)의 두께로 시험하여야 한다. 시험을 해야하는 부품에 사용되는 재료의 두께가 0.32cm (1/8in)이하인 경우 이 부록 Part I의 (a)(1)(v)항의 조건을 충족하여야 한다. 전선 및 케이블 재료의 치수는 비행기에 사용되는 것과 같아야 한다. 헝겊에 대해서는 종방향 및 횡방향의 봉합에 대한 임계인화성 조건을 결정하기 위하여 시험한다. 시료는 다음과 같이 금속프레임 안에 장착한다. 본 항의 (4)항의 수직시험에 있어서는 긴 두 변과 위쪽을 고정하고, 본 항의 (5)항의 수평시험에 있어서는 긴 두 변과 화염으로부터 먼 변을 고정한다. 만약 비행기에서 사용하는 실제 크기가 더 작지 않다면, 시료의 노출 부분은 최소한 폭 5.08cm(2in)이고 길이가 30.48cm(12in) 이어야 한다. 버너로 불을 붙이는 변은 끝부분이 마무리되어 있거나 보호되어 있지 않아야 하며, 비행기에 설치된 재료 또는 부품의 실제 단면을 대표하는 것이어야 한다. 본 항의 (6)항에 규정하는 45°시험을 행하는 경우 시료는 모든 네 변을 완전히 고정하고 화염에 노출되는 부분의 크기가 20.32×20.32cm(8×8in)이상이 되도록 하여 금속프레임에 장착한다.

(3) 장치 : 본 항의 (7)항에서 규정하는 경우를 제외하고 시험은 미연방 시험방법 규격(Federal Test Method Standard) 191 모델 5903(5902방법을 개정)의 수직시험 혹은 5906 방법의 수평시험에 의거하여 승인되고 시험방법에 적합하며 틈새바람이 없는 시험실 안에서 행하여야 한다. 시험실에 비해 너무 큰 시료에 대해서는 같은 형상의 틈새가 없는 조건에서 시험해야 한다.

(4) 수직시험 : 적어도 세개의 시료에 대해 시험을 수행하여 그 결과를 평균하여야 한다. 헝겊에 대해서는 임계 가연성 조건에 대한 봉합방향이 가장 긴 치수에 평행해야 한다. 각 시료는 수직으로 지지되어야 한다. 시료의 착화에는 높이가 3.8cm(1.5in)의 화염을 얻을 수 있도록 조절된 내경 0.95cm(3/8in)의 분젠버너 또는 티릴버너를 사용한다. 화염 중심의 최저 화염온도는 보정된 열전대 고온계로 측정하며 843℃(1550℉) 이상이어야 한다. 시료의 밑변은 버너의 상단으로부터 1.9cm(3/4in)이상 떨어져야 한다. 화염은 시료의 밑변 중심선에 닿도록 하여야 한다. 이 부록 Part I의 (a)(1)(i)항이 적용되는 재료에 대하여서는 화염을 60초간 접촉한 후 제거한다 이 부록 Part I의 (a)(1)(2)항이 적용되는 재료에 대하여서는 화염을 12초간 접촉한 후 제거한다. 화염시간, 연소길이 및 적하물(滴下物)의 화염시간(있는 경우)을 기록한다. 본 항의 (7)항에 따라 연소길이를 0.25cm (0.1in) 단위로 측정한다.

(5) 수평시험 : 적어도 세 개의 시료에 대해 시험하여 그 결과를 평균하여야 한다. 각 시료는 수평으로 지지되어야 한다. 비행기에 장착될 때 노출되는 면을 시험할 때는 밑면이 되도록 한다. 시료의 착화에는 높이가 3.8cm(1.5in)의 화염을 얻을 수 있도록 조절된 내경 0.95cm(3/8in)의 분젠버너 또는 티릴버너를 사용한다. 화염 중심의 최저 화염온도는 보정된 열전대 고온계로 측정해야 하며 843℃(1550℉) 이상이어야 한다. 밑변은 버너의 상단 1.9cm(3/4in) 위의 버너 중심선상에 두어야 한다. 화염을 15초간 적용시킨 후 제거한다. 시간을 측정할 때에는 최저 25.4cm(10in) 길이의 시료를 사용해야 하며 약 3.8cm(1.5in) 연소된 이후에 연소 앞단에서부터 시간측정을 개시한다. 이때 평균연소율을 기록한다.

(6) 45°시험 : 적어도 세 개의 시료에 대해 시험을 하여 그 결과를 평균하여야 한다. 각 시료는 수평면에 대해 45°의 위치로 지지되어야 한다. 비행기에 장착될 때 노출되는 면을 시험할 경우 노출면이 아랫면이 되도록 한다. 시료의 착화에는 높이가 3.8cm(1.5in)의 화염을 얻을 수 있도록 조절된 내경 0.95cm(3/8in)의 분젠버너 또는 티릴버너를 사용한다. 화염 중심의 최저 화염온도는 보정된 열전대 고온계로 측정해야 하며 843℃(1550℉) 이상이어야 한다. 틈새바람이 없도록 충분히 주의하여야 한다. 화염의 1/3을 시료의 중심에 30초간 적용시킨 후 화염을 제거한다. 화염시간, 백열시간, 및 화염의 시료 통과(중심부 통과) 여부를 기록한다.

(7) 60°시험 : 각 전선사양(조성과 치수)별로 적어도 세 개의 시료에 대해 시험을 해야한다. 전선 또는 케이블(절연을 포함)의 시료는 이 부록 Part I의 (3)항에서 규정하는 보관함 안에서 문을 연 상태 또는 높이 61cm, 30.5×30.5cm (2ft, 1×1ft)의 상자 속에서 윗면과 수직인 한 측면(앞면)을 열고, 완전 연소를 위하여 충분한 공기흐름을 얻을 수 있도록 한다. 또한, 외풍이 없도록 한 상태로 상자 앞면과 나란하게 약 15.24cm(6in) 정도 떨어지도록 하여, 수평과 60°의 각도로 놓아야 한다. 시료의 하단은 완전히 고정해 두어야 한다. 시료의 상단은 풀리 또는 지지봉의 위를 통해 시료가 가연성 시험 중에 활짝 펴져서 고정되도록 적당한 중량물을 사용한다. 아래의 집게와 위의 풀리 또는 지지봉 사이의 시험 재료의 길이는 61cm(24in)여야 하며, 화염을 내기 위한 중심을 알 수 있도록 하단으로부터 20.4cm(8in) 떨어진 부분에 표시한다. 분젠버너나 티릴버너의 화염을 시험 표식에 30초간 적용한다. 버너는 시료의 시험 표시 아래에 두고 시료에 직각으로 또한 시료의 수직면과 30°의 각도를 이루도록 놓아야 한다. 버너는 구경이 0.95cm(3/8in)이고 화염의 높이가 7.6cm(3in)인 것으로 약 1/3의 높이가 내부원추가 되도록 조절한다. 화염 중 가장 뜨거운 부분의 최저 온도는 보정된 열전대 고온계를 사용해서 측정했을 때 954℃(1750℉) 이상이어야 한다. 버너는 화염의 가장 뜨거운 부분이 전선상의 시험 표시 부분에 닿도록 위치하여야 한다. 화염시간, 연소길이 및 적하물의 화염시간(있는 경우)을 기록한다. 이 부록 Part I의 (8)항에 따라 화염길이를 0.25cm(0.1in) 단위로 해서 측정한다. 전선 시료의 파괴를 실패로 간주하지 않는다.

(8) 연소길이 : 연소길이는 최초의 시료 끝으로부터 화염에 의해 생긴 시험시료의 손상부위에서 가장 먼 곳까지의 거리이다. 손상부위는 부분적 또는 전부의 멸실, 탄 것 또는 취성화의 영역을 포함하고 그을음, 얼룩, 굽은 것 또는 탈색된 영역, 재료가 열원으로부터 떨어져 있어 수축 또는 녹은 영역은 포함하지 않는다.

Part II. 좌석쿠션의 연소성

(a) 허용기준 : 좌석쿠션은 다음 기준에 적합하여야 한다.

(1) 좌석 좌부 및 등받이 쿠션에 대하여 적어도 세 세트의 시료를 이용하여 시험을 실시하여야 한다.

(2) 쿠션이 방염재를 이용해서 제작되어 있는 경우 쿠션 발포코아는 방염재에 의해 완전히 둘러싸여져 있어야 한다.

(3) 시험시료는 주요 구성부품(발포코아재, 부체재료, 사용된 경우 방염재 및 포장재)과 생산 물품에 쓰이는 결합 공정(봉합과 마감으로 대표되는)을 사용해서 제작되어야만 한다. 좌부쿠션과 등받이쿠션 재료의 조합이 다른 경우에는 좌부쿠션 재료로 구성되는 완전한 시료세트와 등받이쿠션 재료로 구성되는 완전한 시료세트 각각에 대하여 시험을 행하여야 한다. 외부 포장재를 포함하는 쿠션이 오일버너 시험을 통해 이 부록의 요건에 적합하다는 것이 증명되어 있는 경우 그 쿠션 포장재는 25.853(c)항에 규정하는 시험에 의한 연소길이나 오일버너 시험에 사용된 쿠션에 사용되는 포장재의 연소길이를 넘지 않는 유사한 포장재와 교환하여도 무방하다.

(4) 시험된 총 시료세트 중 최소한 2/3는 화염을 받는 쪽으로부터 측정한 연소길이가 버너 반대쪽에 도달할 만큼 길지 않아야 한다. 또한, 연소길이는 43.18cm(17in)를 초과해서는 안된다. 연소길이는 버너에 가장 가까운 좌석 프레임의 안쪽으로부터 화염에 의한 시료의 손상이 생겼다고 인정되는 가장 먼 장소까지의 수직거리이다. 손상부위는 부분적 또는 전부의 멸실, 탄 것 또는 취성화된 영역을 포함하고 그을음, 얼룩, 굽은 것 또는 탈색된 영역, 재료가 열원으로부터 떨어져 있어 수축 또는 녹은 영역은 포함하지 않는다.

(5) 평균 중량손실은 10%를 초과하지 않아야 한다. 또한, 시험된 모든 시료세트중 최소한 2/3는 중량손실이 10%를 넘지 않아야 한다. 시험 종료 후 중량을 결정하기 전에 쿠션과 장착대로부터 모든 적하물을 제거해야 한다. 시료세트 중량손실의 백분율은 시험 전의 시료 중량으로부터 시험 후의 시료중량을 뺀 값을 시험 전의 시료중량에 대한 비율로 표시한다.

(b) 시험 조건 : 등받이쿠션 상부에 있어서 수직방향의 공기속도는 평균 12.7cm/sec (25ft/min)이며 좌부쿠션 수직부근 위의 수평방향 공기속도는 5.0cm/sec(10ft/ min) 이하여야 한다. 공기속도는 환기를 하고 버너 모터를 운전하지 않은 상태에서 측정한다.

(c) 시험시료

(1) 각 시험마다 좌석 좌부 및 등받이쿠션에 의해 구성되는 시료세트를 사용하여야 한다.

(2) 직물의 포입 및 봉합이 중복되는 부분을 제외한 좌부쿠션의 시료 크기는 폭 45.7±0.3cm(18±1/8in), 길이 50.8±0.3cm(20±1/8in), 두께 10.2±0.3cm(4±1/8in)이다.

(3) 직물의 포입 및 봉합이 중복되는 부분을 제외한 좌석 등받이쿠션의 시료의 크기는 폭 45.7±0.3cm(18±1/8in), 길이 63.5±0.3cm(25±1/8in), 두께 5.1±0.3cm(2±1/8in)이다.

(4) 시료는 시험 시작전 최소한 24시간 동안 온도 21±3℃(70±5℉), 상대습도 55%±10%의 상태로 보관해야 한다.

(d) 시험장치 : 시험장치의 배치는 그림 1에서부터 그림 5까지와 같다. 시험장치에는 다음과 같은 장치들이 포함된다. 시험장치의 상세한 부분은 사용하는 버너의 형식에 따라 변경할 수 있다.

(1) 시료장착대 : 시료장착대는 그림 1에서와 같이 강재앵글로 제작한다. 장착대의 다리 길이는 30.5±0.3cm(12±1/8in)이다. 장착대는 그림2에서와 같이 좌부쿠션 및 등받이쿠션 시료를 장착하기 위하여 사용되는 것으로 알루미늄박으로 무광택 면을 위로 하여 덮은 설치한 적하물 받이를 갖추어야 한다.

(2) 시험버너 : 시험에 사용되는 버너는 다음과 같은 사양이어야 한다.

(i) 개량식 권총형

(ii) 7kg/cm2(100 psi)로 8.5ℓ/hr(2.25gal/hr)의 유량을 얻을 수 있는 분무각 80°의 노즐

(iii) 통풍관 끝에 그림 3과 같이 입구 폭이 28.0cm(11in)이고 높이가 15.2cm (6in)인 30.5cm (12in) 버너콘 장착

(iv) 2등급 등유 또는 그 동등품을 연료분출유량을 7.6ℓ/hr(2.0gal/hr)로 조정할 수 있는 연료압력조절기

(3) 열량계

(i) 시험에 사용되는 열량계는 정밀도 ±3%, 측정범위 0～17.0W/cm2(0～15.0BTU/-sec)인 것으로 버너의 보정 중에 그림 4에서 처럼 강재앵글 받침대에 붙어 있는 15.2×30.5cm(6×12in), 두께 1.9cm(3/4in)의 칼슘, 규산염 차단 판에 장착하여야 한다.

(ii) 작동 중에 차단 판이 넘어지면 열량계의 정렬이 되지 않을 수가 있으므로 버너콘 출구와 평행한 면에 있는 차단판의 노출된 쪽과 열량계 면이 평행이 되도록 확인하고 필요하면 보조 장치를 설치한다.

(4) 열전대 : 시험에 사용되는 일곱개의 열전대는 0.16～0.32cm(1/16～1/8in)의 금속 피복을 갖는 세라믹팩의 K형, AWG(American Wire Gauge) 22～30번 도선으로 연결하여야 한다. 일곱개의 열전대는 버너의 보정 중 시료장착대에 배치하기 위해 그림 5에서와 같이 열전대를 갈퀴모양으로 만들어 강재앵글 브라켓(bracket)에 부착한다.

(5) 장치의 배열 : 시험버너는 버너콘(cone) 출구가 시료장착대의 한 측면으로부터 10.2±0.3cm (4±1/8in)의 거리에 위치하도록 스탠드 위에 장착하고, 버너 장착대는 예열운전 중 버너를 움직여 시료장착대에서 분리시킬 수 있어야 한다.

(6) 기록장치 : 적절한 측정범위를 갖는 기록용 전위차계 또는 다른 적절히 보정된 계기를 사용하여 열량계 및 열전대의 출력을 측정해서 기록하여야 한다.

(7) 중량계 : 중량계는 시험 전후의 좌석쿠션 시료 세트의 중량을 9g(0.02lb) 이내의 단위로 적절한 방법에 의해 측정할 수 있는 것이어야 한다. 시험 중 연속해서 중량을 측정할 수 있는 장치가 바람직하다.

(8) 시간 측정기 :　화염을 접촉시키는 시간, 자기소화시간 및 시험시간을 측정하기 위해 스톱워치 또는 다른 장치(±1초로 보정된)를 사용하여야 한다.

(e) 장치의 준비 : 보정을 하기 전에 모든 장치를 작동시켜 버너의 연료를 (d)(2)항에 따라 조정하여야 한다.

(f) 보정 : 버너로부터 적절한 열량 출력을 얻기 위해 다음 시험 절차를 수행하여야 한다.

(1) 그림 4와 같이 열량계를 버너콘 출구로부터 10.2±0.3cm(4±1/8in) 떨어뜨려 시료장착대에 설치한다.

(2) 버너를 점화해서 예열운전으로 2분간 작동시킨 후 열량계 수치가 11.9±0.6 W/cm2 (10.5±0.5BTU /-sec)로 일정해지도록 버너의 공기입구 조절판을 조정한 후에 버너를 소화한다.

(3) 열량계를 열전대 묶음과 교환한다(그림 5).

(4) 버너를 점화시켜 열전대 수치가 1038±55℃(1900±100℉)로 안정적인 상태가 되는지 확인한다

(5) 열량계 및 열전대의 값이 허용범위 내에 들지 않는 경우 (1)항으로부터 (4)항까지의 절차를 반복해서 적정한 수치가 나올 때까지 버너의 공기입구 조절판을 조정하여야 한다. 보정시험의 파라미터를 유지하고 기록하기 위해서 열량계 및 열전대 묶음을 빈번하게 사용하여야 한다. 특정 장치에 대해서 일관성이 실증될 때까지는 각 시험에서 마다 보정을 실시해야 한다. 장치의 일관성이 확인된 후에는 시험 전에 보정을 한 후 연속해서 수회의 시험을 실시하고 그 후 1회의 보정을 통해 확인을 해도 무방하다.

(g) 시험 과정 : 각 시료세트의 가연성 시험은 다음과 같이 실시하여야 한다.

(1) 좌부쿠션 및 등받이쿠션으로 구성되는 시료의 시험전 중량을 9g(0.02lb) 이내의 단위로 측정하여 기록한다.

(2) 그림 2와 같이 좌부쿠션 및 등받이쿠션을 시료장착대에 부착하고 등받이쿠션 시료는 시료장착대 상부에 고정한다.

(3) 버너를 시험 위치로 움직여 버너콘 출구와 좌부쿠션 시료 측면과의 거리가 10.2±0.3cm (4±1/8in)가 되는지 확인한다.

(4) 버너를 시험장치로부터 분리하여 점화한 후 버너콘을 충분히 예열시키고 안정된 화염을 얻기 위해 2분간 연소시킨다.

(5) 시험을 개시하기 위해서 시험장치로 버너를 작동하고 동시에 시간계측기를 작동시킨다.

(6) 좌부쿠션 시료를 2분간 버너의 화염에 적용시킨 후 버너를 소화한다. 버너를 빨리 소화시켜서 시험장치로부터 분리한다. 쿠션에 화염을 적용시킨 후 7분 이 경과하면 가스소화제(할론 또는 이산화탄소)를 사용해서 시험을 종료시킨다.

(7) 모든 적하물을 제외하고 장착대에 남은 좌석쿠션 시료세트의 중량을 9g (0.02lb) 이내의 단위로 측정한다.

(h) 시험 기록 : 적합성에 대해 시험한 좌석쿠션의 모든 시료세트에 대하여 다음 사항을 기록하여야 한다.

(1) 시험을 실시한 시료의 식별 및 특징

(2) 시험을 실시한 시료세트의 수

(3) 각 시료의 시험 전 중량, 시험 후 중량 및 손실 중량비(계산치)와 더불어 총 시료세트에 대한 평균 손실 중량비(계산치)

(4) 각 시료세트의 연소길이

모든 접합부분은 용접한다그림 1 그림 2

모든 접합부분은 용접한다

그림 1

그림 2

그림 3그림 4그림 5

그림 3

그림 4

그림 5

Part III. 화물실라이너의 화염침투에 대한 저항력을 결정하기 위한 시험 방법

(a) 허용 기준

(1) 최소한 세 개의 화물실옆벽 또는 천장라이너 패널 시료에 대해 시험을 수행하여야 한다.

(2) 시험하는 각 시료는 결합구와 조명세트 등의 설계 형상, 화재를 안전하게 가두는 라이너의 성능에 영향을 주는 고장 등을 포함하여 화물실 옆벽이나 천장라이너 패널의 형상을 모사한 것이어야 한다.

(3) 화염원을 적용한 한 후 5분 내에는 시료에 화염의 침투되지 않아야 하고 시험시료의 수평면 10.2cm(4in) 위에서 측정한 최고온도가 204℃(400℉)를 초과 해서는 안된다.

(b) 실험 방법 요약 : 이 방법은 7.6ℓ/hr(2gal/hr)의 2등급 등유나 그와 동등한 버너 화염원의 화염 침투에 대한 화물실라이너 재료의 저항성능을 측정하기 위한 시험절차이다. 패널이 미장착된 경우를 모사하기 위하여 차폐장치를 사용하는 경우 천장과 벽면 라이너 패널에 대해 각각 시험을 실시한다. 천장라이너 패널로써 시험에 합격한 시료는 벽면라이너 패널로도 사용이 가능하다.

(c) 시험시료

(1) 시험시료의 크기는 폭 40.6±0.3cm(16±1/8in), 길이 61.0±0.3cm(24±1/8in) 이다.

(2) 시험시료는 최소한 시험 시작 24시간 전부터 온도 21±3℃(70±5℉), 상대습도 55±5%의 상태를 유지하여야 한다.

(d) 시험장치 : 이 부록 Part II의 그림 3과 이 부록 Part III 그림 1에서부터 그림 3까지와 같이, 시험 장비의 배열은 본항에서 설명하는 구성품을 포함하여야 한다. 장비의 상세한 내용은 사용하는 버너의 모델에 따라 조금씩 달라질 수 있다.

(1) 시료장착대 : 시험시료 장착대는 그림 1과 같이 강재앵글로 만들어야 한다.

(2) 시험버너 : 시험에 사용하는 버너는 다음과 같은 사양이어야 한다.

(i) 개량식 권총형

(ii) 적당한 노즐을 사용하고 연료유량이 7.6ℓ/hr(2gal/hr)이 되도록 연료 공급 압력을 유지하여야 한다. 예를 들어 분무각 80°, 압력 6kg/cm2(85 psi), 유량 8.5ℓ/hr(2.25gal/hr)로 작동하면 7.7ℓ/hr(2.03gal/hr)를 얻을 수 있다.

(iii) 통풍관 끝에 이 부록 Part II의 그림 3과 같이 폭이 28.0cm(11in)이고 높이가 15.2cm (6in)인 30.5cm(12in)버너콘 장착

(iv) 2등급 등유 또는 그 동등품을 연료분출유량을 7.6ℓ/hr(2.0gal/hr)로 조정할 수 있는 연료압력조절기

(3) 열량계

(i) 시험에 사용되는 열량계는 적절한 측정범위 대략 0～17.0W/cm2(0～15.0 BTU/-sec)의 총열유량 금속막 가돈(Gardon) 게이지 형식이어야 한다. 열량계를 버너의 보정 중에 그림 2에서 처럼 강재 앵글 받침대에 붙어 있는 15.2×30.5cm(6×12in), 두께 1.9cm(3/4in)의 차단 블록에 장착하여야 한다.

(ii) 차단블록을 계속 관찰하여야 하며 버너콘 출구와 열량계 면이 평행하도록 하고 필요하면 보조장치를 설치한다.

(4) 열전대 : 시험에 사용되는 일곱개의 열전대는 1.62mm(1/16in)의 세라믹 팩의 K형, AWG (American Wire Gauge) 30번 도선으로 연결시켜야 한다. 일곱개의 열전대는 버너의 보정 중 시료장착대에 배치하기 위해 본 Part의 그림 3과 같이 열전대를 갈퀴모양으로 만들어 강재 앵글 브라켓에 부착하여야 한다.

(5) 장치의 배열 : 시험버너는 버너콘 출구가 천장 라이너 패널에서 20.3cm(8in), 벽면 라이너 패널에서 5.1cm(2in)의 거리에 위치하도록 적절히 스탠드 위에 장착하고, 버너 장착대는 예열운전 중 버너를 움직여 시료장착대로부터 분리시킬 수 있어야 한다.

(6) 계측장비 : 적절한 측정범위를 갖는 기록용 전위차계 또는 다른 적절히 보정된 계기로 열량계 및 열전대의 출력을 측정해서 기록하여야 한다.

(7) 시간계측기 : 화염시간과 화염침투(발생하는 경우)시간을 측정하기 위해 스톱워치 또는 시간계측 장치를 사용한다.

(e) 장치의 준비 : 보정을 하기 전에 모든 장치를 작동시켜 안정시킨다. 버너의 연료를 (d)(2)항에 따라 조정하여야 한다.

(f) 보정 : 버너의 적절한 열량 출력을 얻기 위해 다음 시험 절차를 수행하여야 한다.

(1) 통풍관의 끝에 달려 있는 버너콘을 제거하고, 점화기를 켜지 않은 상태에서 버너의 송풍기만 작동시킨다. 출구를 가로지르는 송풍관의 중앙에서 열선 풍력계로 공기의 속도를 측정한다. 또한 댐퍼를 조절하여 공기 속도가 7.87～9.14m/sec(1550～1800 ft/min)가 되도록 한다. 송풍관의 끝에 꼬리표가 사용되었다면, 측정 전에 꼬리표를 없앤다. 측정이 끝난 후에 버너콘을 다시 설치한다.

(2) 그림 2에서와 같이 수평시험 시료의 위치를 모방하기 위하여 열량계를 버너콘 출구로부터 20.3cm(8in) 떨어진 곳의 시료장착대에 설치한다.

(3) 버너를 점화해서 예열운전으로 2분간 연소시킨 후 열량계의 값이 9.1±0.6W/cm2 (8.0±0.5BTU/-sec)로 일정한 값이 얻어질 수 있도록 댐퍼를 조정한다.

(4) 열량계를 열전대 묶음과 교환한다(그림 3).

(5) 버너를 점화해서 일곱개 열전대 각각의 온도가 927±55℃(1700±100℉)로 안정적인 상태를 유지하는지 확인한다. 만약, 온도 범위를 벗어나면 위의 (2)항에서 (5)항까지의 순서를 반복하면서 온도를 맞춘다.

(6) 버너를 끄고 열전대 묶음을 제거한다.

(7) 버너의 작동 범위가 맞도록 (1)항의 절차를 반복한다.

(g) 시험 과정

(1) 보정에서 사용한 것과 같은 열전대를 수평(천장) 시험시료 10.2cm(4in) 위에 장착한다.

(2) 그림 1에서와 같이 시험시료를 수평과 수직 위치로 시험대에 장착하고 다른 편에는 절연 재료를 장착한다.

(3) 화염이 시험시료에 닿지 않도록 버너의 위치를 조절한 후 버너를 점화하여 2분간 연소시킨다. 시료가 화염에 노출되도록 버너를 회전한다. 그와 동시에 시간 측정기를 작동시킨다.

(4) 시료를 화염에 노출시킨 5분 후에 버너를 끈다. 만약 화염침투가 생기면 시험은 중단하도록 한다.

(5) 천장 라이너 패널을 시험할 때 시료의 10.2cm(4in) 위에서 최고 온도를 측정한다.

(6) 만약 화염 침투가 생기면 그 시간을 기록한다.

(h) 시험 기록 : 다음 사항을 기록하여야 한다.

(1) 시험을 실시한 시료의 형식, 제작자, 두께 및 그외 데이터와 시료에 대한 설명

(2) 화염에 노출되는 동안 시료의 상태(엽렬현상, 수지의 발화, 연기 등) 설명과 그 발생 시간

(3) 시험한 시료 세개의 세트 각각에 대하여 화염 침입(발생하였다면)이 생긴 시간

(4) 패널(천장이나 옆벽)의 방향

그림 1 수직과 수평 장착을 위한 시험장치

그림 1 수직과 수평 장착을 위한 시험장치

그림 2 열량계 브래킷그림 3 갈퀴모양 열전대 브래킷

그림 2 열량계 브래킷

그림 3 갈퀴모양 열전대 브래킷

Part IV. 복사열에 노출된 객실 재료에 대한 토출 열소비율 결정에 관한 시험 방법

(a) 시험 방법에 대한 요약 : 비행기에 장착되는 완전한 구성품을 대표하는 세개 이상의 시료에 대해 시험하여야 한다. 각 시료를 공기흐름이 일정한 환경조절상자에 넣는다. 시료가 복사열원에 노출되는 총 열유량은 3.5W/cm2이어야 한다. 이때 수직면이 복사열에 노출되어야 한다. 연소는 점화장치로 시작한다. 토출열 소비율을 계산하기 위해 시험상자 안에 남는 연소부산물을 관찰하여야 한다.

(b) 장치 : 시험 장치는 미국 재료시험협회(American Society of Testing and Materials: ASTM) ASTM E-906의 표준 토출 열소비율 장치를 사용하여야 한다.

(1) 이 장치는 이 부록 Part IV의 그림 1A 및 그림1B와 같다. 시험실을 제외한 장치의 모든 외벽은 2.5cm(1in) 두께의 저밀도 유리섬유판으로 된 고온절연제를 사용하여 차단하여야 한다. 샘플 주입막대가 들어가는 시료시험실은 가스켓이 달려있는 미닫이식 문을 사용하여 차단하고 밀폐시킨다.

(2) 열전대열 : 환경조절상자를 출입하는 공기의 온도차이를 다섯 개의 고온부와 다섯 개의 저온부로 구성되는 24게이지의 크롬-알루미늄 접합 열전대로 측정해야 한다. 다섯 개의 고온접합부는 굴뚝 상부로부터 1.0cm(0.38in) 떨어진 배출구의 꼭대기를 가로질러 놓아야 한다. 열전대 끝에는 직경이 0.13±0.03cm(0.05±0.01in)인 볼이 용접되어 있어야 한다. 열전대 하나는 기하학적 중심에 두어야 한다. 나머지 4개의 열전대는 각 모서리를 향하는 대각선을 따라 중심에서 3.0cm(1.18in)씩 떨어지게 둔다(이 부록 Part IV의 그림 5 참조). 저온접합부는 하부 공기 분배판 밑에 있는 팬에 둔다(이 부록 Part IV의 (b)(4)항을 참조). 보정 민감도를 유지하기 위하여 열전대열의 고온접합부를 항상 청소하여야 한다.

(3) 복사열원 : 이 부록 Part IV의 그림 2A와 그림 2B에서와 같이 4개의 LL 실리콘 탄화물 요소를 길이 50.8cm(20in), 외경 1.6cm(0.63in)의 복사열원으로 사용한다. 열원의 공칭저항은 1.4Ω이고 용량은 100kW/m2 이다. 실리콘 탄화물 요소는 스테인리스강판으로 된 상자 안에 0.1cm(0.03in) 두께의 세라믹섬유 판지 또는 칼슘-규산염 판지에 있는 1.6cm(0.63in)의 구멍을 통과시켜 삽입하여 장착한다. 패드와 스테인리스강 뚜껑 위에 있는 구멍의 위치는 이부록 Part IV의 그림 2B와 같다. 수직시료가 차지하고 있는 공간을 지나는 열유속밀도의 균일성을 위해 끝을 자른 0.107±0.005cm(0.042±0.002in) 스테인리스강으로 된 다이아몬드 형상의 마스크를 장착해야 한다.

(4) 공기 분배 시스템 : 환경조절상자로 들어오는 공기는 10.2cm(4in) 중심에 있는 옆면으로부터 5.1cm(2in) 떨어진 곳에 위치하고 여덟 개의 4번 드릴구멍이 있는 0.63cm (0.25in) 두께의 알루미늄 판에 의해 분배된다. 이 알루미늄 판은 환경조절상자의 기초부분에 장착되어 있다. 두번째 판에는 18번 게이지의 스테인리스강에 고르게 분포한 120개의 28번 드릴 구멍이 있으며, 이 판은 첫 번째 알루미늄 판의 15.2cm(6in) 위에 장착된다. 시험에는 잘 조절된 공기의 공급이 필요하다. 공기 공급 다기관은 피라미드부분의 기초부분에 위치하며, 잘 분포된 48개의 26번 드릴 구멍이 다기관 안쪽 모서리에서 1.0cm(0.38in) 떨어진 곳에 위치한다. 이로써 장치 내에서의 공기 흐름이 대략 세등분된다.

(5) 배기관 : 배기관은 단면이 13.3×7.0cm(5.25×2.75in)이고 길이가 25.4cm(10in)인 배기관은 28 게이지 스테인리스강으로 만들어 피라미드 부분의 출구 위에 설치한다. 0.05±0.005cm(0.018±0.002in)의 스테인리스강으로 된 2.5×7.6cm(1.0×3.0in)의 격벽판은 배기관의 안쪽 중심에 두고, 공기 흐름과는 직각을 이루며 배기관의 기초에서 7.6cm(3in) 위에 있어야 한다.

(6) 시료받침

(i) 시료를 반드시 수직방향으로 부착하여 시험해야 한다. 시료받침(이 부록 Part IV의 그림 3)은 0.6cm(0.25in)의 경계를 따라 시료(이 부록의 (d)(3)항에서 언급하는 알루미늄 박판으로 싸여 있는)에 닿는 프레임에 결합한다. 'V'자 모양의 스프링으로 결합체를 서로 잡아준다. 녹거나 떨어지는 시험재료를 사용할 때는 분리형 1.2×1.2×15.0cm (0.5×0.5×5.91in) 크기의 적하물 받이와 2개의 0.05cm(0.02in) 스테인리스강 철사(이 부록 Part IV의 그림 3 참조)를 반드시 사용하여야 한다. 스프링과 프레임의 위치는 시료 두께에 따라 달라진다. 시료의 받침에 있는 다른 구멍에 지지봉을 삽입하여 위치를 바꿀 수 있다.

(ii) ASTM E-906에 설명된 복사 차단물을 사용하지 않을 경우 안내핀을 삽입장치에 추가해야 한다. 이 안내핀은 시험실 밖의 삽입장치에 있는 가늘고 긴 구멍이 있는 판에 맞춘다. 이것은 삽입 후 시료면의 정확한 위치 지정에 사용한다. 삽입한 시료의 앞면은 방열문을 닫았을 때 방열문에서 10.0cm(3.9in) 떨어져 있어야 한다.

(iii) 시료받침은 설치된 브라켓(이 부록 Part IV의 그림 3)에 고정되어야 한다. 설치 브라켓은 1.3cm(1/2in) 너트가 용접된 넓은 면 와셔를 통과하는 세개의 나사를 사용하여 삽입대를 추가한다. 삽입대의 끝은 너트에 나사로 결합하고 0.51cm(0.02in) 두께의 넓은 면 와셔는 2개의 1.3cm(1/2in) 너트 사이에 넣어 지지한다. 그 너트는 삽입대나 보정열량계가 지나는 복사문에 있는 구멍을 단단히 덮는 조절용으로 사용한다.

(7) 열량계 : 총유속형 열량계는 전체 열유속을 측정하는 시료받침에 삽입된 1.3cm(1/2in)의 카오울(Kaowool) M형 판의 중심에 설치하여야 한다. 열량계의 관찰각도는 180°이며 입사 유속으로 보정한다. 열량계의 보정에 대해서는 승인을 받아야 한다.

(8) 점화 화염의 위치 : 시료의 초기 점화는 이 부록 Part IV의 (b)(8)(i)항과 (ii)항 혹은 (iii)항에 기술된 것처럼 상하단 점화버너 각각에 시편을 동시에 노출시키도록 한다. 3초 이상의 간헐적인 점화화염의 소화는 시험 결과를 무효로 만들기 때문에, 화염점화기는 하부 점화버너가 계속 켜진 상태를 유지할 수 있도록 설치하여야 한다.

(i) 하단 점화버너 : 점화 화염의 튜브는 외경 0.63cm(0.25in), 0.08cm(0.03in) 두께의 스테인리스강이어야 한다. 하단 점화버너에는 메탄 2cm3/sec와 공기 14.2cm3/sec의 혼합물을 주입하여야 한다. 점화버너 튜브 끝의 정상적인 위치는 시료의 노출된 수직면에 직각이며 그로부터 1.0cm(0.4in) 떨어진 곳이다. 버너 튜브 출구에서의 중심선은 시료의 노출된 하단 모서리 0.5cm(0.2in) 위의 점에서 시료의 수직 중심선과 교차하여야 한다.

(ii) 3구식 상단 점화 표준버너 : 점화버너에는 외경 0.63cm(0.25in), 직선길이 0.08cm(0.03in), 두께, 36.0cm (14in)인 갖는 스테인리스강 튜브가 있어야 한다. 튜브의 한쪽 끝은 막혀 있어야 하며, 세 곳의 40번 드릴 구멍이 튜브 안으로 6.0cm (2.38in) 떨어져서 가스 배출구로 나 있어야 한다. 복사는 같은 방향으로 이루어진다. 첫 번째 구멍은 튜브의 막힌 끝으로부터 0.5cm(0.19in) 떨어져 있다. 이 튜브는 시료의 노출 상단 모서리의 뒤로 1.9cm(0.75in), 위로 1.9cm(0.75in) 떨어져 있어야 한다. 중간 구멍은 시료의 수직 중앙선을 통과하면서 시료의 노출면과는 직각인 수직 평면상에 있어야 하며, 복사원을 향하고 있어야 한다. 버너에 공급되는 가스는 메탄이며, 2.5cm(1in)의 화염길이를 갖도록 조정하여야 한다.

(iii) 선택사양인 14구식 상단 점화버너 : 이 버너는 이 부록 Part IV의 (b)(8)(ii)항에 설명된 3구식 표준버너 대신에 사용할 수 있다. 점화버너에는 외경 0.63cm(0.25in)의 직선 길이, 0.08cm(0.03in)의 두께, 40.0cm(15.75in)의 길이를 갖는 스테인리스강 튜브가 있어야 한다. 튜브의 한쪽 끝은 막혀 있어야 하며, 14개의 59번 드릴 구멍이 튜브 안으로 1.3cm(0.5in) 떨어져서 가스 배출구로 나 있어야 한다. 복사는 같은 방향으로 이루어진다. 첫 번째 구멍은 튜브의 막힌 끝으로부터 1.3cm(0.5in) 떨어져 있다. 구멍을 이 부록 Part IV의 그림 1B에서 처럼 시료의 상단에 두려면 튜브를 시료받침 위에 둔다. 버너에 공급되는 가스는 메탄과 공기가 혼합된 것으로 그 체적 비율은 약 50:50이다. 총 가스유량은 2.5cm(1in)의 화염길이를 갖도록 조절하여야 한다. 가스대 공기의 비율과 유속이 적당하게 맞춰지면, 대략 0.6cm(0.25in)의 화염길이와 노란색의 화염을 볼 수 있다.

(c) 장비의 보정

(1) 토출열 소비율 : 그림 4에서 보정된 버너는 밀폐형 연결기구를 이용한 하단 점화화염 튜브 끝의 위에 있어야 한다. 점화화염으로 들어오는 가스는 적어도 99%의 메탄이어야 하며, 정확하게 계측되어야 한다. 사용하기 전에 습식시험기를 적절하게 맞추어야 하며 가스가 흐르지 않는 동안에는 내부 지시기의 상단에 증류수가 채워져 있어야 한다. 주위 온도와 물의 압력은 내부 습식시험기의 온도에 기초한다. 기초 유량은 약 1ℓ/min로 설정하고, 4, 6, 8, 6, 4ℓ/min의 기 설정 유량으로 맞춘다. 메탄의 유량을 기록하기 전에 8ℓ/min의 유량으로 2분간 시험실 초기조건을 맞춰야 한다. 이것은 보정에는 속하지 않는다. 유량은 스톱워치로 결정하는데, 기본과 고속 유속 모두에 있어 습식 시험기의 완전한 순환기간을 측정하여 유량을 정한다. 즉, 다음 단계의 유속으로 변하기 전에 기본 유속으로 되돌아오는 시간을 측정해야 한다. 또한, 열전대열 기본 전압을 측정해야 한다. 버너로 들어가는 가스유속은 더 높게 기 설정된 수치까지 증가하고 2분간 지속되어야 한다. 열전대열 전압을 측정해야 하는데 그 순서는 다섯 개의 값 모두가 결정될 때까지 계속 반복하여야 한다. 이 다섯 개의 값들을 평균하여 보정계수로 사용한다. 상대오차가 5% 이상이면 이 절차를 계속 반복한다. 계산식은 이 부록 Part IV의 (f)항과 같다.

(2) 유속의 균일성 : 시료를 통과하는 유속의 균일성은 주기적으로 점검하여야 하고, 각 열원의 변화는 ±5% 범위 내에서 허용할 수 있다.

(3) 이 부록 Part IV의 (b)(2)항에서 설명하였듯이 열전대열 고온 접합부는 보정 민감도를 유지하기 위하여 그을음 침전이 없도록 항상 깨끗하여야 한다.

(d) 시험시료의 준비

(1) 시험시료는 재료와 구성 방법에 있어 비행기 구성품과 동일하여야 한다. 시험 시료의 표준 크기는 14.9±0.1×14.9±0.1cm (5.91±0.03×5.91±0.03in) 이다. 시료의 두께는 비행기 구성품이 갖는 최대 4.5cm(1.75in)까지로 한다. 더 두꺼운 구성품의 시험시료는 4.5cm(1.75in)의 두께로 시험하여야 한다.

(2) 상태조절 : 시료의 상태를 이 부록 Part I항에 따라 주위 환경에 맞게 조절한다.

(3) 장착 : 각 시험 시료는 노출되는 한 면만 제외하고 0.0025cm(0.001in)의 알루미늄 박판으로 모든 면을 감싸야 한다.

(e) 시험 절차

(1) 복사 패널의 전력 공급기는 시험 위치에 있는 시료 표면의 중심점에서 측정할 때 3.5±0.05W/㎠의 복사유속을 생성할 수 있어야 한다. 복사유속을 공기 흐름이 장비를 통과한 다음에 측정하고 원하는 비율로 맞춘다.

(2) 점화화염이 켜진 후 이 부록 Part IV의 (b)(8)항에 따라 그 위치를 점검하여야 한다.

(3) 장치를 통과하는 공기 흐름은 오리피스 판에서 3.8cm(1.5in) 떨어진 곳의 상부흐름 위치와 1.9cm(0.75in) 떨어진 하부흐름 위치 두 곳에서의 압력 측정 점을 갖는 내경 3.81cm (1.5in)의 파이프 안에 위치한 원형판 오리피스를 통해 제어된다. 이 파이프는 압력차가 20.0cm(7.87in)Hg가 되는 곳에 압력계를 연결한다(이 부록 Part IV의 그림 1B). 장비로 통하는 전체 공기흐름은 약 0.04 m3/sec이다. 수직시료 받침봉의 멈추개는 시료가 시험실로 들어갔을 때 입구에서 10.0cm(3.9in)되는 곳에 시료의 노출면이 위치하도록 조절하여야 한다.

(4) 시료를 시험실에 넣고 문을 닫는다. 공기 차단 외부 문을 고정하고, 기록장치를 작동시킨다. 시료를 시험실에 60±10초간 넣어 둔다. 시료를 삽입하기 전에 열전대열의 영점값을 마지막 20초 동안에 결정한다. 영점값이 결정되기 전에 시료를 넣어서는 아니된다.

(5) 시료를 넣을 때는 복사문을 열려 있어야 하며 시료를 시험실에 넣은 후에는 복사 문이 시료 뒤쪽에서 닫혀야 한다.

(6) 예비

(7) 시료의 삽입과 안쪽 문의 닫힘이 영점 시간이 된다. 시료가 시험실 내에 있을 동안 초당 최소한 한 개의 열전대 측정값이 기록되어야 한다.

(8) 시료 시험기간은 5분이다. 시험기간 중에 하부 점화버너와 상부 점화버너가 꺼지지 않아야 한다. 단, 3초를 넘어서지 않는 간헐적인 화염 소화는 허용된다. 선택사양인 3구 상부 버너를 사용하는 경우 세 개의 화염구 중에서 최소한 두 개의 화염구는 시험기간 중에 꺼지면 안된다. 이때 역시 3초를 넘어서지 않는 간헐적인 화염 소화는 허용된다.

(9) 최소한 세 개의 시료에 대해 시험을 해야 한다.

(f) 계산

(1) 보정계수는 다음과 같이 계산한다.

여기서,

= 기초에서의 메탄의 흐름(1pm)

= 메탄의 고속 기 설정 흐름(1pm)

= 기초에서의 열전대열의 전압(㎷)

= 고속에서의 열전대열의 전압(㎷)

= 주변 온도(K)

= 주변 압력(㎜Hg)

= 수증기 압력(㎜Hg)

(2) 토출 열 소비율은 어느 순간의 열전대열 출력 전압의 값을 읽어 다음과 같이 계산한다.

HRR = 토출열 소비율(㎾/㎡)

= 기초 전압(㎷)

= 측정한 열전대열 전압(㎷)

= 보정계수(㎾/㎷)

(3) 토출열 소비율의 적분은 시간함수로서 전체 토출량이며 분당 데이터 추출 주파수와 비율을 곱하고 영에서 2분까지의 시간을 더해서 계산한다.

(g) 기준 : 처음 2분간의 노출에 대한 총토출량은 세 개 이상의 시험시료에 대한 평균치로 한다. 각 시료에 대한 최고 토출열소비율도 평균치로 한다. 총토출열의 평균치는 65 kW-min/m2를 넘지 않아야 한다. 평균 최고 토출열 소비율 또한 65kW/m2를 초과하지 않아야 한다.

(h) 보고서 : 시험 보고서는 각 시험 시료에 대한 다음 사항을 포함하여야 한다.

(1) 시료에 대한 설명

(2) 시료에 대한 복사열 유속 (W/cm2로 표시)

(3) 시간의 함수로 표시한 토출열 소비율(단위는 kW/m2). 10초 이하의 간격으로 되어 있어야 하며 그래프나 표 형식의 데이터. 보정계수 Kn도 포함.

(4) 시료가 녹거나 휘고 엽렬되는 등 노출된 표면에 영향을 주는 다른 현상 혹은 연소현상이 발생하는 경우 그 현상에 대한 기록 및 관찰된 시간

(5) 최대 열토출과 2분간의 전체 토출열소비율

그림 2A “globar" 복사 패널

그림 2A “globar" 복사 패널

그림 2B “globar" 복사 패널그림 3

그림 2B “globar" 복사 패널

그림 3

그림 4그림 5 열전대의 위치

그림 4

그림 5 열전대의 위치

Part V. 객실 자재의 연기 방출 특성 결정을 위한 시험 방법

(a) 시험 방법의 요약 : 미국재료시험협회(ASTM)의 표준 시험 방법인 ASTM F814-83에 따라서 화염이 있는 곳에서 재료를 구성하고 조절하며 시험하여야 한다.

(b) 허용 기준 : 세 개의 시험 시료에 대해 4분 후에 측정한 값을 평균한 비광학연기밀도(Ds)가 200을 초과하지 않아야 한다.

Part Ⅵ - 열/소음 차단제의 인화성 및 화염 특성을 결정하기 위한 시험방법

복사열원 및 화염에 노출될 때, 열/소음 차단제의 인화성 및 화염 전파 특성을 평가하기 위하여 본 시험을 적용한다.

(a) 정의

“화염전파”는 점화 화염원의 중간에서부터 측정하여 시편의 가장 끝단으로 육안 화염의 전파가 되는 곳까지의 가장 먼 거리를 의미한다. 거리의 측정은 점화원을 가한 이후부터 시편에 모든 불꽃이 꺼지기 전까지 수행한다. 측정은 시험 이후의 연소 길이 결정이 아니다.

“복사열원”은 전기 또는 공기 프로판을 이용한 발열패널을 의미한다.

“열/소음 차단”은 열 및/또는 소음 방지를 위하여 사용되어지는 재료 또는 그러한 재료의 시스템을 의미한다. 그 예는 유리섬유 또는 기타 폼 및 필름이 피복된 솜과 같은 재료를 포함한다.

“영점”은 점화용 버너를 시편에 적용시키는 점을 의미한다.

(b) 시험장치

그림 1. 복사열 패널 시험 장치

(1) 복사열 패널 시험 장치. 복사열 패널 시험 장치(그림 1 참조)에서 시험을 수행한다. 각 시험 후 매연을 제거할 수 있는 가스배출 시설이 있는 곳에 시험 장치를 둔다.

복사열 패널 시험 장치는 55인치(1397mm)길이에 19.5인치(495mm) 폭의 울타리 모양이며, 시편으로부터 28인치(710mm)에서 최대 30인치(762mm) 높이의 크기여야 한다.

카오울(Kaowool) MTM 판재와 같은 섬유질의 세라믹 단열재를 사용하여 옆, 끝 면 및 윗면을 단열한다.

전면은 시험 중 샘플을 볼 수 있도록, 52×12 인치의(1321×305mm) 통풍이 가능한 고온용 유리창을 설치한다. 이동 가능한 시편 지지대에 접근이 가능하도록 창문 아래에 문을 설치한다. 시험공간의 아랫면은 슬라이딩 식의 철재 플랫폼을 설치한다. 플랫폼에는 높이를 조절할 수 있는 시편 지지대를 단단히 고정할 수 있는 장치가 있어야 한다.

시험 장치는 외형이 가로, 세로 각각 5.1인치(129mm), 16.2인치(411mm)이며, 높이가 13인치(330mm) 내부 굴뚝이 있어야 한다. 이 굴뚝은 시험장치 내부의 복사열원 반대편에 위치해야 한다. 굴뚝의 내부 치수는 가로, 세로 각각 4.5인치(114mm), 15.6인치(395mm)여야 한다. 굴뚝은 시험장치의 꼭대기 부분까지 연장되어야 한다(그림2 참조).

그림 2. 내부 굴뚝

(2) 복사 열원. 복사열원을 주철 프레임 또는 이와 동등한 프레임에 고정시킨다. 전기 패널은 3인치 폭의 복사판 6개를 가지고 있어야 한다. 패널은 12 7/8인치 × 18 1/2인치 (327×470mm) 크기의 발열면을 가지고 있어야 한다. 패널의 운영온도는 1,300℉(704℃)가 되어야 한다. 공기 프로판 패널은 작은 구멍이 나 있는 내열성 재료로 제작되어야 하며, 발열면의 크기는 12×18인치(305×457mm)가 되어야 한다. 패널의 운영온도는 1,500℉(816℃)가 되어야 한다. 그림 3a 및 3b 참조

그림 3a. 전기 패널

그림 3b. 공기 프로판 복사 패널

(ⅰ) 전기 복사 패널. 전기 패널은 3상 전기, 208volt 에서 작동되는 것이어야 한다. 단상 240volt 패널도 사용 가능하다. 전기 패널의 운영 변수를 조절할 수 있는 반도체형 출력 조절기 및 마이크로 프로세서식의 조절기를 사용한다.

(ⅱ) 가스 복사 패널. 복사 패널 연료로는 프로판(액체 프로판 가스 - 2.1 UN 1075)을 사용한다. 패널의 연료 시스템은 대기압에서 공기와 가스의 혼합기를 만들 수 있는 벤투리 형식의 흡기구로 구성된다. 패널에는 공기 및 연료의 흐름을 조절하고 확인할 수 있는 적당한 장치가 있어야 한다. 또한 공기 흐름 계기, 공기 흐름 조절기 및 가스 압력계기를 포함해야 한다.

(ⅲ) 복사 패널 배치. 패널을 수평 시편면에 대하여 30°각도로 하며, 시편의 영점 위에 7 1/2인치 위에 위치하도록 하여 시험장치 내에 고정한다.

(3) 시편 고정 장치.

(ⅰ) 시편의 위치조절을 위한 틀로서 슬라이딩 식 플랫폼을 사용한다. 다양한 두께의 시편을 고정할 수 있도록 플랫폼의 위쪽 립에 브래킷을 부착시킬 수 있다(나비너트를 이용). 시편을 Kaowool MTM 판재 또는 1260 Standard 판재(유럽의 Thermal Ceramics사에서 제작) 또는 이와 동등한 판재에 둔다. 이때, 슬라이딩 식 플랫폼 바닥의 우묵한 곳에 놓거나, 브래킷의 바닥 위에 놓는다. 시편의 두께에 따라 판재를 여러 겹 사용할 수가 있다(샘플의 높이 요건을 만족시키기 위하여). 일반적으로 이러한 불연성 판재는 1/4인치(6mm) 두께로 제작된다. 그림 4. 참조.

그림 4에 제시된 2인치(50.8mm) 높이 이상의 슬라이딩 플랫폼은 샘플 높이 요건이 만족되는 한 사용 가능하다.

그림 4. 슬라이딩 플랫폼

(ⅱ) 플랫폼의 뒷면에 1/2인치(13mm)의 카오울(Kaowool) MTM 판재 또는 41 1/2 × 8 1/4인치(1054 × 210mm) 크기의 기타 고온재를 부착시킨다. 이 판재는 열을 보유하기도 하며, 과도한 예열로부터 시편을 보호하기도 한다. 이 판재의 높이는 슬라이딩 플랫폼의 움직임(시험장치의 안 밖으로)을 방해해서는 안 된다. 플랫폼의 뒷면이 시편의 과도한 예열을 방지하기에 충분하도록 플랫폼이 제작된 경우, 슬라이딩 플랫폼을 열 때, 리테이너 판재는 필요하지 않다.

(ⅲ) 시편을 불 연소 판재에 수평으로 위치시킨다. 시편 위에 19×10 3/4인치(483×273mm)의 시편용 개구를 가진, 두께 1/8인치(3.2mm), 23×13 1/8인치(584×333mm) 크기의 마일드 철재(mild steel)로 제작된 고정용 프레임을 위치시킨다.

프레임의 앞, 뒤 및 우측 위 테두리는 슬라이딩 플랫폼의 위쪽에 놓아야 한다. 그리고 아래쪽 테두리는 시편의 4면을 단단히 고정할 수 있어야 한다. 우측 아래쪽 테두리는 슬라이딩 플랫폼과 같은 높이여야 한다.

그림 5. 3면도

(4) 점화용 버너(Pilot burner). 시편을 점화하는데 사용하는 점화용 버너는 버너 끈 부위가 축 대칭이고 프로판 가스 공급배관에 0.006 인치(0.15 mm) 직경의 오리피스가 있는 번조메딕사의 상업용 프로판 가스 벤투리 토치(BernzomaticTM commercial propane venturi torch) 이어야 한다. 버너 튜브의 길이는 2 7/8 인치(71 mm) 이어야 한다. 프로판 가스의 유량은 인라인 조정기(in-line regulator)를 통하여 가스압에 의해 조절되어야 하며 3/4 인치(19 mm) 길이의 푸른색 내부 원뿔형 화염이 생성되어야 한다. 3/4 인치 (19 mm) 길이의 얇은 금속 조각 같은 지시대를 화염 높이 조정을 위해 버너의 상단에 단단히 고정하여야 한다. 화염의 전체 길이는 약 5 인치(127 mm) 이어야 한다. 점화상태에서 화염이 수평이 되고 시편면으로부터 적어도 2인치(50 mm) 높이가 되도록 버너를 움직일 수 있어야 한다. (그림 6)

그림 6 프로판 가스 점화용 버너

그림 6 프로판 가스 점화용 버너

(5) 열전대(Thermocouples). 시험챔버 내의 온도 감시를 위해 24 American Wire Gage(AWG), K형(Chromel-Alumel) 열전대를 설치한다. 챔버 뒷면에 관통되어 있는 작은 구멍을 통하여 열전대를 챔버 내로 삽입한다. 열전대를 챔버 벽 뒷면으로부터 11 인치(279 mm), 우측 면으로부터 11 1/2 인치(292 mm) 그리고 방사판으로부터 2인치(51 mm) 떨어진 곳에 위치시킨다. 그 이외의 열전대는 선택적으로 사용할 수도 있다.

(6) 열량계. 열량계는 측정 범위가 0 - 5 Btu/ft2-sec (0 - 5.7 Watts/cm2) 인 1인치 원통형 수냉식, 총 열유량, 포일형 Gardon Gage이어야 한다.

(7) 열량계 교정 규격 및 절차.

(i) 열량계 규격.

(A) 포일 직경은 0.25 ± 0.005 in (6.35 ± 0.13 mm)이어야 한다.

(B) 포일 두께는 0.0005 ± 0.0001 in (0.013 ± 0.0025 mm)이어야 한다.

(C) 포일 재료는 열전쌍 등급의 콘스탄탄이어야 한다.

(D) 온도 측정은 구리 콘스탄탄 열전쌍이어야 한다.

(E) 구리 중심선 직경은 0.0005 in (0.013 mm)이어야 한다.

(F) 열량계의 전체 면은 96 또는 그 이상의 방사율을 가진 Black Velvet 페인트로 엷게 입혀져 있어야 한다.

(ii) 열량계 교정.

(A) 교정 방법은 유사한 표준 변환기와 비교하는 것이어야 한다.

(B) 표준 변환기는 이 부록의 VI(b)(6)항에 제시된 규격에 적합한 것이어야 한다.

(C) 국가 표준기술협회(NIST)의 표준과 대조하여 표준 변환기를 교정한다.

(D) 변환방법은 가열된 흑연판(graphite plate)이어야 한다.

(E) 흑연판은 전기적으로 가열되어야 하고 각 면은 적어도 2 in × 2 in (51 mm × 51 mm) 면적의 깨끗한 면이어야 하고 두께는 1/8 ± 1/16 in (3.2 ± 1.6 mm) 이어야 한다.

(F) 2개의 변환기를 동일한 거리로 판의 양면 중앙에 위치시킨다.

(G) 판에서 열량계의 거리는 0.0625 in (1.6 mm) 이상, 0.375 in (9.5 mm) 이하이어야 한다.

(H) 측정에 사용된 범위는 적어도 0-3.5 Btus/ft2-sec (0-3.9 Watts/cm2) 이상 0-5.7 Btus/ft2-sec (0-6.4 Watts/cm2) 이하 이어야 한다.

(I) 사용된 기록장치는 2개의 변환기를 동시에 기록하거나 또는 각각에 대해 1/10초 내로 기록하여야 한다

(8) 열량계 고정장치. 챔버로부터 뽑아낸 슬라이딩 플랫폼에 열량계 고정 프레임을 장착하고 비연소성 재질의 박판을 고정 프레임에 인접한 슬라이딩 플랫폼 바닥에 깐다. 이는 측정 동안에 열손실을 방지하기 위한 것이다. 프레임은 13 1/8 in (333 mm) 깊이(전면에서 뒷면까지), 8 in (203 mm) 폭 이어야 하고 슬라이딩 플랫폼 상단에 놓여 있어야 한다. 1/8 in (3.2 mm) 두께의 편평한 강철로 만들어 져야 하고 슬라이딩 상단 높이의 1/2 in (12.7 mm) 두께의 내화성 판을 수용하는 출구가 있어야 한다. 판에는 열량계 삽입을 위한 1 in (25.4 mm) 직경의 구멍이 세 개가 있어야 한다. 첫 번째 구멍(“0” 위치) 중심에서 방사판까지의 거리는 7 1/2 ± 1/8 in (191 ± 3 mm) 이어야 한다. 첫 번째 구멍 중심선에서 두 번째 구멍 중심선까지의 거리는 2 in (51 mm) 이어야 한다. 또한 두 번째 구멍의 중심선에서 세 번째 구멍 중심선까지의 거리도 동일한 값이어야 한다. (그림 7) 첫 번째 구멍의 중심선에서 방사판까지의 높이와 구멍간의 거리가 이 항에서 기술된 바와 동일하다면 구조가 다른 열량계 고정프레임도 사용가능하다.

(9) 측정값의 기록(Instrumentation). 열량계와 열전대의 출력을 측정하고 기록할 수 있는 적절한 범위의 교정된 기록장치 또는 전산화된 데이터 획득장치를 준비한다. 데이터 획득장치는 측정 동안 매초 열량계 출력을 측정할 수 있는 것이어야 한다.

(10) 시간 측정장치. 점화용 버너(pilot burner flame)의 적용 시간을 측정하기 위해 시간당 ± 1초의 정확도를 가진 스톱워치 또는 기타의 장비를 준비한다.

(c) 시험 시편

(1) 시편의 준비. 최소 세 개의 시험 시편을 준비하고 시험한다. 만약 방향성 필름으로 덮인 재료라면 감싸지고 채워진 방향 모두에 대해 시편을 준비하고 시험한다.

(2) 시편의 구성. 차단재(솜, 필름, 면, 테이프 등을 포함한) 구성에 사용된 모든 재질로 시험시편을 만든다. 폼(foam) 또는 섬유유리 같은 속 재료 조각을 자르고 이를 감싸기에 충분한 크기의 (사용하고 있다면) 필름 포장 재료를 자른다. 유리섬유 표본을 준비하는 데는 유리섬유를 압축시킬 필요("box sample")가 없는 열봉합(Heat sealing) 방법을 권장한다. 열로 봉합되지 않는 포장 재료는 속 재료를 압축시키지 않고 측면을 죄이기에 충분한 여유 길이를 가지고 있다면 철쇠로 고정, 꿰매거나 테이프로 붙여도 무방하다. 고정방법은 접합선의 길이 방향으로 가능한 연속적이어야 한다. 시편 두께는 항공기에 장착되는 것과 동일하여야 한다.

(3) 시편의 치수. 슬라이딩 플랫폼 틀에 시편을 알맞게 배치하기 위해서는 유리섬유 같은 비 고체 속 재료를 폭 12 1/2 in (318 mm), 길이 23 in (584 mm)로 자른다. 폼(foam) 같은 고체 재료는 슬라이딩 플랫폼 틀에 적당히 맞추고 편평한 노출 면이 틀의 구멍과 동일하도록 하기 위해 폭 11 1/2 ± 1/4 in (292 ± 6 mm), 길이 23 in (584 mm)로 자른다.

(d) 시편의 보관조건. 시험 전 적어도 24시간 동안 시편을 70 ± 5℉ (21 ± 2℃), 상대 습도 55±10% 인 조건에서 보관하여야 한다.

(e) 장치 측정.

(1) 챔버 외부의 슬라이딩 플랫폼으로 열량계 고정 프레임을 장착한다. 플랫폼을 챔버로 밀어 넣어서 열량계를 첫 번째 구멍(“0” 위치)으로 삽입한다. (그림 7) 슬라이딩 플랫폼 아래에 있는 바닥 문을 닫는다. 이 때 열량계의 중심선에서 방사판까지의 거리는 7 1/2 ± 1/8 in (191 ± 3 mm)이어야 한다. 방사판을 가열하기 전에 열량계 면을 청결히 하고 물이 열량계를 통하여 흐르도록 하여야 한다.

(2) 방사판 가열. 연료/공기 혼합기체를 "0" 위치에서 1.5 Btus/ft2-sec ± 5% (1.7 Watts/cm2 ± 5%)가 되도록 조절한다. 만약 전기판을 사용하면 적절한 열량이 되도록 전력 조절기를 조정한다. 장치가 정상상태가 되도록 하여야 한다.(이는 1시간이 소요될 수도 있다.) 이 동안에는 점화용 버너를 끄고 작동 정지상태로 두어야 한다.

(3) 정상상태에 도달한 이후 열량계를 “0” 위치(첫번째 구멍)로부터 1번 위치로 2 in (51 mm) 가량 옮기고 열량을 기록한다. 열량계를 2번 위치로 옮기고 열량을 기록한다. 각 위치에서 열량계가 안정될 수 있도록 충분한 시간이 있어야 한다. 표 1은 세 번째 위치에서 전형적인 측정값을 기술하고 있다.

표 1 -- 측정표

위치 | Btu's/ft 2-sec | Watts/cm 2

“0” 위치 | 1.5 | 1.7

1번 위치 | 1.51-1.50-1.49 | 1.71-1.70-1.69

2번 위치 | 1.43-1.44 | 1.62-1.63

(4) 바닥 문을 열고 열량계와 고정장치를 제거한다. 고정장치가 매우 뜨겁기 때문에 주의해야 한다.

(f) 시험 절차

(1) 점화용 버너를 점화한다. 이 때 플랫폼 상단으로부터 적어도 2 in (51 mm)이어야 한다. 버너는 시험이 시작되기 전에 시편에 접촉되지 않아야 한다.

(2) 시험 시편을 슬라이딩 플랫폼 고정장치에 위치시킨다. 시험 샘플 면은 플랫폼 상단과 동일한 높이 이어야 한다. “0” 위치에서 시편 면은 방사판 아래로 7 1/2 ± 1/8 in (191 ± 3 mm) 위치이어야 한다.

(3) 시험 시편 위로 고착 프레임을 위치시킨다. (압축력 때문에) 샘플로부터 방사판까지의 거리(7 1/2 ± 1/8 in (191 ± 3 mm)) 유지를 위해 샘플을 (위 아래로) 조절할 필요가 있을 수도 있다. 필름/유리섬유 구조물의 경우 임의의 내부 공기를 제거하기 위해 필름 덮개에 틈새를 만드는 것이 중요하다. 시험자는 이 틈새를 통하여 시편을 알맞은 위치(플랫폼 상단과 동일한 높이)로 유지하고 시험 동안 가스 배출을 할 수 있다. 약 2 in (51 mm) 길이의 세로 방향 틈새는 고정 프레임의 좌측 플랜지로부터 3 ± 1/2 in (76 ± 13 mm) 떨어진 곳에 위치해 있어야 한다. 필름 덮개의 틈새를 만들기 위해 일반적인 칼을 사용하여도 무방하다.

(4) 슬라이딩 플랫폼을 챔버로 즉시 밀어 넣고 바닥 문을 닫는다.

(5) 점화용 버너를 “0” 위치에서 시편의 중앙에 닿도록 위치시키고 동시에 타이머를 작동시킨다. 점화용 버너는 샘플과 27도 각을 유지하여야 하고 샘플 위로 약 1/2 in (12 mm) 이어야 한다. (그림 7) 그림 8에서 보여 지는 것과 같이 제어장치(stop)를 통해 시험자가 매번 버너를 정확하게 위치시킬 수 있어야 한다.

그림 8 프로판 가스 버너 제어장치

(6) 버너를 15초간 그 위치에 두고 다음 시편 위로 적어도 2 in (51 mm) 위치로 움직인다.

(g) 기록

(1) 시험 시편을 확인하고 기록한다.

(2)시험 시편의 모든 수축 또는 용해를 기록한다.

(3) 화염전파거리를 기록한다. 만약 이 거리가 2 in 미만이라면 합격으로 기록한다.(측정치 불필요)

(4) 잔염시간을 기록한다.

(h) 요구 사항

(1) 화염전파거리는 점화용 화염이 가해진 부위의 중앙에서부터 2 in (51 mm)를 초과하지 않아야 한다.

(2) 점화용 버너 제거 이후 화염시간은 모든 시편에서 3초를 초과하지 않아야 한다.

Part Ⅶ - 열/소음 차단재의 화염 관통성 시험방법

비행기에 사용되는 열/소음 차단재가 고온의 화염에 노출되었을 때의 화염관통성을 평가하는 경우에는 다음의 시험방법을 사용한다.

(a) 정의

“화염관통시간”은 버너(burner)의 화염이 시편을 관통하는데 소요되는 시간과 차단블랭킷(insulation blanket) 시험 프레임의 전면에서 안쪽으로(inboard side) 12 inch(30.5 cm) 떨어진 지점에서 측정한 열유량(heat flux)이 2.0 Btu/ft2 sec (2.27 W/cm2)에 도달하는데 소요되는 시간 중 작은 값을 의미한다. 화염관통시간은 각각의 차단 블랭킷 시편 안쪽면에서 측정한다.

“차단블랭킷 시편”은 시험장치의 양면에 수직방향에 대하여 30도 기울기로 위치한 두개의 시편 중 하나를 의미한다.

“시편세트”는 두개의 차단블랭킷 시편을 의미하며 동일한 방법과 재료를 사용하여 생산된 것이어야 한다.

(b) 시험장치

(1) 시험장치의 구조는 그림 1과 그림 2에 표시된 바와 같으며 워밍업을 하는 동안에는 화염이 시편에 닿지 않는 각도로 버너의 회전이 가능해야 한다.

(2) 시험버너. 시험버너는 Park Model DPL 3400과 같이 총 모양을 갖도록(gun-type) 개조되어야 한다. 화염특성은 버너의 설정에 크게 좌우된다. 정확한 화염을 생성하기 위해 연료압력, 노즐의 안 길이(depth), 고정자(stator)의 위치 및 공기흡입량과 같은 인자를 적절히 조절해야 한다.

(i) 노즐. 노즐은 연료의 유량이 공칭 6.0 gal/hr (0.378 L/min)이 될 수 있도록 연료압력을 유지하여야 한다. 100 lb/in2 (0.71 MPa)에서 공칭 정격유량이 6.0 gal/hr 인 Monarch에서 제조한 80[deg] PL (hollow cone) 노즐이 적절한 분사패턴을 형성한다.

그림 1 화염관통시험을 위한 시편 고정장치

그림 1 화염관통시험을 위한 시편 고정장치

그림 2 화염관통시험장치

그림 2 화염관통시험장치

그림 3 버너 흡출관 확장 콘의 도해

그림 3 버너 흡출관 확장 콘의 도해

(ii) 연료레일(fuel rail). 연료레일을 조정하여 연료노즐이 출구 고정자의 끝 면으로부터 안 쪽으로 0.3125 inch (8 mm)에 위치할 수 있도록 해야 한다. 출구 고정자는 흡출관(draft tube)의 끝에 장착해야 한다.

(iii) 내측 고정자(internal stator). 흡출관의 중간에 위치한 내측 고정자는 연료노즐의 끝단으로부터 3.75 inch (95 mm)의 깊이에 위치하여야 한다. 고정자는 일체형 점화기가 흡출관 안쪽 방향으로 보았을 때 10시와 11시 위치의 중간 각도에 위치할 수 있도록 배치되어야 한다. 온도 및 열유량 요구조건이 본 부록의 VII(e)의 요구조건에 적합할 경우에는 점화기 각도상의 약간의 오차를 허용할 수 있다.

(iv) 송풍팬. 버너에 공기를 주입하는데 사용되는 원통형 송풍팬의 직경은 5.25 inch (133 mm) 이어야 하고, 폭(width)은 3.5 inch (89 mm) 이어야 한다.

(v) 버너 콘. 12±0.125 inch (305±3 mm)의 버너 확장(extension) 콘을 흡출관 끝단에 장착한다. 콘의 출구의 높이는 6±0.125 inch (152±3 mm) 이어야 하고 폭은 11±0.125 inch (280±3 mm) 이어야 한다(그림 3 참조).

(vi) 연료. JP-8, Jet A 또는 이와 동등한 국제규격의 연료를 사용한다. 유량은 6.0±0.2 gal/hr (0.376±0.0126 L/min) 이어야 한다. 앞의 연료를 사용할 수 없다면 공칭 유량, 온도 및 열유량이 측정값이 본 부록의 VII(e)의 요구조건에 적합한 경우에는 ASTM K2 연료(2등급 케로신) 또는 ASTM D2 연료(2등급 연료유 또는 디젤유)를 사용할 수 있다.

(vii) 연료압력 조정기. 공칭 유량 6.0 gal/hr (0.378 L/min)로 조정된 연료압력 조정기가 있어야 한다. 유량이 공칭 6.0 gal/hr 이고 노즐의 분무각이 80 deg(PL 형과 같은) 인 경우 연료의 작동압력이 100 lb/in2 (0.71 MPa) 일 때 유량은 6.0±0.2 gal/hr (0.378±0.0126 L/min) 이 된다.

(3) 계측 기구 및 장비

(i) 온도 및 열유량을 측정하기 위해서 열량계와 열전쌍 레이크(rake)가 포함되도록 각각의 계측기구를 조립한다. 계측기구는 버너를 별 어려움 없이 시험기구 위치에서 열유량 또는 온도 위치까지 이동시킬 수 있도록 위치되어야 한다.

(ii) 열량계. 열량계는 총 열유량, 포일형 Gardon Gage 로서 측정범위가 0-20 Btu/ft2-sec (0-22.7 W/cm2) 이고 정확도는 지시값의 ±3% 이어야 한다. 열 유량 계측 방법은 이 부록의 VI(b)(7)을 따라야 한다.

(iii) 열량계의 장착. 계측이 이루어지는 동안에 열 유량 계측기구에 부착되는 넓이 6×12 ±0.124 inch (152 × 305 ±3 mm), 두께 0.75±0.125 inch (19 ± 3 mm)의 차단블럭에 열량계를 장착한다. 차단블럭이 성능이 저하되는 지를 감시하고 필요한 경우에는 교체한다. 필요한 경우에는 열량계의 표면이 시험버너의 콘의 출구면과 평행을 이루도록 장착상태를 조정해야 한다.

(iv) 열전쌍(thermocouple). 크기가 1/8 inch (3.2 mm)인 세라믹으로 충전되고(packed) 금속으로 덮인(sheathed), K형(Chromel-alumel) 접지접합식(grounded junction) 열전쌍 7개와 공칭 24 American Wire Gage(AWG) 크기의 도선(conductor)을 준비한다. 열전쌍을 철재 선반에 부착하여 계측기구에 열전쌍 레이크를 구성한다(그림 5).

(v) 풍속 측정장치. 바람개비형(vane-type) 풍속 측정장치를 사용하여 버너로 유입되는 공기의 속도를 측정한다. Omega Engineering Model HH30A가 적합하다. 측정장치를 버너의 입구에 부착할 때는 측정장치를 통하지 않고 공기가 버너로 유입되어 측정값에 오류가 발생하는 것을 방지하기 위해 적절한 어댑터를 사용해야 한다. 매연이 흡입되어 풍속 측정장치에 손상을 가하는 것을 방지하기 위해서는 폭 4 inch (102 mm), 길이 20 ft (6.1 m)의 유연성있는 덕트를 사용하여 버너 흡입구에 오염되지 않은 공기가 공급되도록 해야한다.

(4) 시편 장착 프레임. 시편을 장착할 프레임은 그림 1에 나타낸 것처럼 1/8 inch (3.2 mm) 두께의 철로 제작하여야 한다. 단, 중앙의 수직정형재(former)는 뒤틀림을 최소화하기 위해 1/4 inch (6.4 mm)의 두께로 한다. 시편 장착 프레임의 스트링거(수평방향)는 팽창으로 인하여 전체 구조가 뒤틀리는 현상이 발생하지 않도록 시험 프레임부(수직방향)에 볼트로 체결하여야 한다. 2개의 차단 블랭킷 시편을 장착하기 위한 프레임의 구조는 그림 2와 같다.

(5) 열량계. 그림 6과 같이 차단용 시편 뒤쪽에 두개의 총 열유량 Gardon 형 열량계를 장착하여 시편 장착 프레임의 후면에서 계측이 이루어질 수 있도록 한다. 열량계는 버너 콘의 중심선과 동일평면 상에서 시험 프레임의 수직방향 중심선으로부터 4 inch (102 mm) 떨어진 곳에 위치하도록 한다.

(i) 열량계는 총 열유량, 포일형 Gardon Gage 로서 측정범위가 0-20 Btu/ft2-sec (0-22.7 W/cm2) 이고 정확도는 지시값의 ±3% 이어야 한다. 열유량 계측 방법은 이 부록의 VI(b)(7)을 따라야 한다.

(6) 측정값의 기록(instrumentation). 열량계와 열전쌍의 출력을 적절한 범위에서 측정하고 기록할 수 있는 전위차 기록계(potentiometer) 또는 기타 적당한 장비를 준비한다.

(7) 시간 측정장치. ±1%의 정밀도를 가진 스톱워치 또는 기타의 장비를 준비하여 버너 화염의 작용시간과 화염관통시간을 측정한다.

(8) 시험 챔버. 공기의 움직임으로 인한 흔들림을 줄이거나 미연에 방지하기 위해서 적절한 조건의 챔버에서 시험을 수행해야 한다. 챔버 바닥면적은 최소 10 × 10 ft (305 × 305 cm)가 되어야 한다.

(i) 환기 후드. 시험 챔버에는 시험과정에서 발생한 연소물을 제거할 수 있는 배기계통이 있어야 한다.

그림 4 열량계의 버너 콘에 대한 상대위치

그림 4 열량계의 버너 콘에 대한 상대위치

그림 5 열전쌍 레이크의 버너 콘에 대한 상대위치

그림 5 열전쌍 레이크의 버너 콘에 대한 상대위치

그림 6 후면에 위치한 열량계의 시편 프레임에 대한 상대위치

그림 6 후면에 위치한 열량계의 시편 프레임에 대한 상대위치

(c) 시편

(1) 시편의 준비. 형상과 구성이 동일한 시편 세트를 적어도 3개 준비한다.

(2) 차단 블랭킷 시편.

(i) 섬유유리와 같이 batt 형태의 재료인 경우, 블랭킷 시편은 마감처리가 되어 있어야 하고(finished) 열봉합된 필름 가장자리를 제외한 너비는 32 inch (81.3 cm) 길이는 36 inch (91.4 cm) 이어야 한다.

(ii) 경식 또는 기타 batt 형태가 아닌 차단재의 경우, 마감처리된(finished) 시편은 실제 장착하는 방식과 동일한 방식으로 시험기구에 장착할 수 있어야 한다.

(3) 조립. 주요부재(차단재, 방화재 및 방습재)와 조립공정(통상적인 이음방법 및 마감방법)을 사용하여 시험에 사용할 시편을 각각 만든다.

(i) 방화재(fire barrier material). 차단 블랭킷에 방화재가 사용되는 경우에는 실제 장착형상을 고려하여 방화재를 위치시켜야 한다. 예를 들면, 방화재가 차단재의 외측에 위치하고 방습재의 내측에 위치하는 경우, 시편에도 이와 동일한 방식으로 위치시켜야 한다.

(ii) 차단재. 블랭킷에 2종 이상(성분, 밀도 등)의 절연재를 사용하는 경우, 시편 세트를 마련할 때에는 실제 사용되는 차단재의 조합을 고려하여야 한다. 그러나, 유사한 차단재의 조합을 사용하는 일부 블랭킷 형식의 경우, 이러한 다양한 조합을 한 가지 범주로 분류하는 것이 가능하다면 각각의 조합에 대하여 시험을 수행할 필요는 없다.

(iii) 방습필름(Moisture barrier film). 블랭킷 조립품에 사용되는 방습필름의 종류가 2가지 이상인 경우, 각각의 조합에 대하여 개별적으로 시험을 수행하여야 한다. 예를 들면, 화염관통성을 향상시키기 위하여 polyimide 필름을 차단재와 함께 사용하는 경우에는 동일한 차단재를 polyvinyl fluoride 필름과 사용하였을 경우에 대하여서도 시험하여야 한다.

(iv) 시험 프레임에의 장착. 그림 7에 나타낸 것처럼 12 철재 스프링 형식의 클램프를 사용하여 블랭킷 시편을 시험 프레임에 부착한다. 클램프를 사용하여 외측과 중앙의 수직정형재(vertical former)의 적절한 위치에 블랭킷을 고정시킨다(각 수직정형재마다 4개의 클램프를 사용한다). 클램프의 크기는 1×2 inch (25×51 mm)가 되어야 한다. 상단과 하단에 사용할 클램프는 상단과 하단으로부터 6 inch (15.2 cm) 되는 지점에 위치하도록 하고 중간 부분에 사용하는 클램프는 상단과 하단의 클램프로부터 각각 8 inch (20.3 cm) 되는 지점에 위치하도록 한다.

(주 : 그림 7과 같이 블랭킷을 설치할 수 없는 경우에는 FAA에서 승인한 방법을 따라 설치하여야 한다.)

(v) 보관조건(Conditioning). 시험을 수행하기 전 최소 24시간 동안은 시편을 70±5℉ (21±2℃), 상대습도 55±10% 인 조건에서 보관하여야 한다.

그림 7 시험 프레임에 시편을 장착한 모양

그림 7 시험 프레임에 시편을 장착한 모양

(d) 장치의 준비

(1) 열량계 및 열전쌍 레이크가 버너 콘에 정렬될 수 있도록 프레임 조립체의 높이와 중심선을 조정한다.

(2) 시험챔버의 환기용 후드를 작동시킨다. 버너 송풍기를 작동하여서는 안된다. 바람개비형 풍속계(vane anemometer) 또는 이와 동등한 측정장비를 사용하여 시험챔버의 공기유속을 측정한다. 상부에 위치한 차단 블랭킷 시편의 최상단 바로 뒤에서 측정한 풍속의 수직성분은 100±50 ft/min (0.51±0.25 m/s) 범위에 있어야 한다. 이 지점에서 풍속의 수평성분은 50 ft/min (0.25 m/s) 보다 작아야 한다.

(3) 유속 측정기를 사용할 수 없는 경우에는, 눈금이 표시되어 있는 적절한 크기의 실린더를 사용하여 유량을 측정한다. 점화계통이 꺼져 있는지를 확인한 후 버너 모터/연료 펌프를 작동시킨다. 플라스틱 또는 고무튜브를 사용하여 2분 동안 연료를 눈금이 표시되어 있는 실린더에 모은다. 시간 당 갤런 단위로 유속을 환산한다. 연료의 유속은 6.0±0.2 gal/hr (0.378±0.0126 L/min)이 되어야 한다.

(e) 조정

(1) 버너 콘 출구의 수직면이 열량계의 표면으로부터 4±9.125 inch (102±3 mm) 떨어지도록 버너를 열량계 앞의 정중앙에 위치시킨다. 버너 콘의 수평방향 중심선과 열량계의 수평방향 중심선과의 간격(offset)이 1 inch가 되도록 하여야 한다. 열량계의 위치에 변화가 없도록 주의하면서 중앙의 열전쌍(7개중 4번째)이 버너 콘의 중심선에 오도록 버너를 회전시킨다. 버너 콘의 수평방향의 중심선이 열전쌍 말단부의 수평방향 중심선 1 inch 아래에 위치하여야 한다. 콘과 열량계 및 열전쌍 레이크가 적절히 정렬되었는지를 확인하기 위해 버너를 각 해당 위치로 회전하여 측정치를 다시 점검한다. (주 : 열량계와 열전쌍에 대하여 버너 콘의 중심을 적절하게 맞출 수 있도록 시험 버너 장착계통에 멈춤장치(detent)가 포함되어 있어야 한다. 이렇게 함으로서 측정과정에서 버너를 신속히 위치시킬 수 있다.)

(2) 풍속 측정 장치부 주위로 공기가 유출될 수 있는 틈이 없도록 어댑터 또는 airbox에 풍속 측정기를 위치시킨다. 연료 솔레노이드와 점화기가 꺼져 있는지를 확인한 후 송풍기/모터를 가동한다. 흡입되는 공기의 속도가 2150 ft/min (10.92 m/s)가 되도록 조정한 후, 송풍기/모터의 작동을 중지한다. (주 : Omega HH30 풍속측정기의 직경은 2.625 inch 이다. 단면적(0.03758 ft2)에 풍속(2150 ft/min)을 곱하면 흡입유량 80.80 ft3/min을 계산할 수 있다. 계산된 유량이 80.80 ft3/min (2.29 m3/min)에 상당할 경우에는 HH30 이외의 풍속 측정기도 사용할 수 있다.)

(3) 버너를 시험위치에서 워밍업 위치로 회전시킨다. 버너를 점화하기 전에 열량계에 물이 정상적으로 흐르고 있는지와 열량계의 앞면에 검댕과 같은 이물질이 부착되지 않은 깨끗한 상태인지를 확인해야 한다. 버너 콘에 연소잔류물, 검댕 등이 남았는지 확인하여 깨끗이 한다. 버너 콘 내부에 검댕이 남아 있으면 화염특성에 영향을 미칠 수 있기 때문에 정확한 측정이 어렵게 될 수 있다. 버너 콘은 시간에 따라 뒤틀릴 수 있기 때문에 주기적으로 치수를 확인하여야 한다.

그림 8 버너 정보 및 조정 기준

그림 8 버너 정보 및 조정 기준

(4) 버너가 워밍업 위치로 회전되어 있는 상태에서 송풍기/모터, 점화기와 연료공급기의 전원을 켜서 버너를 점화시킨 후 2분간 워밍업 한다. 버너를 측정위치로 이동하여 1분 동안 열전쌍을 안정화시킬 수 있도록 한다. 1분이 지나면 30초 동안 매 초의 열유량을 기록한다. 버너를 끈 후, 버너를 작동 위치에서 회전시켜 냉각시킨다. 30초 동안의 평균 열유량을 계산한다. 평균 열유량은 16.0±0.8 Btu/ft2-sec (18.2±0.9 W/cm2)이 되어야 한다.

(5) 버너를 열전쌍 레이크의 전면부에 위치시킨다. 정렬 상태를 확인한 후 버너를 워밍업 위치로 회전시킨 후 송풍기/모터, 점화기와 연료공급기의 전원을 켜서 버너를 점화하여 2분간 워밍업 한다. 버너를 측정위치로 움직여서 1분 동안 열전쌍을 안정화시킬 수 있도록 한다. 1분이 지나면 30초 동안 7개 각각의 열전쌍의 매 초의 온도를 기록한다. 버너를 끈 후, 버너를 작동 위치에서 회전시켜 냉각시킨다. 각 열전쌍에 대하여 30초 동안의 평균 온도를 계산하여 기록한다. 각 열전쌍의 평균 온도는 1900±100 ℉ (1038±56 ℃)의 범위를 만족하여야 한다.

(6) 열 유량과 온도 중 하나라도 규정된 범위를 벗어난 경우에는 적절한 값에 도달할 때까지 버너로 흡입되는 공기의 속도를 조정하고 상기 (4)와 (5)의 절차를 반복한다. 흡입 공기의 속도는 2150±50 ft/min (10.92±0.25 m/s)의 범위를 만족하여야 한다.

(7) 각각의 시험을 수행하기 전에 위의 사항이 만족되도록 조정작업이 이루어져야 한다. 불일치 사항이 없다는 것이 확인되었으면 시험을 수행할 수 있다. 그러나 각 시험의 전후에는 조정작업을 수행하여야 한다.

(f) 시험절차

(1) 차단 블랭킷 시편을 시험 프레임에 고정시킨다. 차단 블랭킷은 그림 7에 제시된 지점에 4개의 스프링 클램프를 사용하여 시험기구(test rig)의 중앙에 위치한 수직정형재에 부착한다(이 부록의 (c)(4) 또는 (c)(4)(i) 항의 기준에 따른다.)

(2) 버너 콘의 수직면과 시편 프레임의 수평방향 스트링거의 외측면과의 거리가 4±0.125 inch (102±3 mm)의 범위에서 유지될 수 있도록 해야 한다. 또한 버너와 시험 프레임의 수직방향에 대한 기울기는 30도를 유지하여야 한다.

(3) 시험을 시작할 준비가 되면 버너를 시험 위치에서 워밍업 위치로 떨어뜨려서 화염이 시편에 미리부터 영향을 주지 않도록 한다. 전원을 켜고 버너를 점화하여 작동상태가 안정될 수 있도록 2분간 작동시킨다.

(4) 시험을 수행하기 위하여 버너를 시험위치로 회전시킴과 동시에 시간을 측정하기 시작한다.

(5) 시편을 버너 화염에 4분간 노출시킨 후 버너를 끈 다음 바로 버너를 돌려 시험위치에서 이탈시킨다.

(6) 화염관통시간 또는 열 유량이 2.0 Btu/ft2-sec (2.27 W/cm2)를 초과하게 된 시점을 확정한다.

(g) 보고서 작성

(1) 시편을 확인하고 상태를 기록한다.

(2) 시험한 차단 블랭킷 시편의 번호를 기록한다.

(3) 화염이 관통하였다면 화염관통시간을 기록하고, 차단 블랭킷 시편의 후면에서 측정한 열유량의 최대값과 도달 시간을 기록한다.

(h) 합격기준

(1) 두개의 차단 블랭킷 시편 모두 4분 이내에 화염을 관통시켜서는 안된다.

(2) 두개의 차단 블랭킷 시편 모두에 대해서 시험기구의 표면으로부터 화염이 직접 닿지 않는 차단재에 면한 방향으로 12 inch (30.5 cm) 떨어진 지점에서 측정한 열 유량이 2.0 Btu/ft2-sec (2.27 W/cm2)를 초과하지 않아야 한다.

부록 G 연속돌풍 설계 기준

수직방향 및 횡방향의 연속 난류에 대한 비행기의 동적 응답성을 설정하는데 있어 보다 합리적인 기준이 없는 한 이 부록의 연속돌풍 설계 기준을 적용하여야 한다. 임무분석과 설계 영역선도 해석에는 후술하는 돌풍하중에 대한 요구조건을 적용한다.

(a) 연속난류 개념을 이용하는 제한돌풍하중은 이 부록의 (b)항 또는 (c)항과 (d)항의 기준에 따라 결정하여야 한다.

(b) 설계영역선도의 해석 : 제한 하중은 다음에 따라서 결정한다.

(1) 25.321(b)항에 규정되어 있는 모든 임계고도, 중량 및 중량분포 및 이 부록 (b)(3)항에 언급되어 있는 범위 내의 모든 임계속도를 고려하여야 한다.

(2) 값(하중증분의 제곱평균값과 돌풍속도의 제곱평균값의 비율)은 동적 해석을 통해 결정하여야 한다. 대기 난류의 파워스펙트럼 밀도는 다음의 식으로 구한다.

여기서

= 파워-스펙트럼 밀도()/(rad/m) )

= 돌풍속도의 제곱평균(m/sec)

= 감소 주파수(rad/m)

= 762m (2500ft)

(3) 제한하중은 동적 해석을 통해 구한 값에, 다음 사항들과 같이 구한 돌풍속도 를 곱해서 구해야 한다.

(i) 속도 Vc에서 : 진돌풍속도는 고도 0～9,140m(0～30,000ft)의 사이에서 26m/sec(85ft/sec)이며, 고도 14,000m(80,000ft)까지 직선적으로 감소해서 9 m/sec (30ft/sec)가 된다. 감항당국이 충분한 운항 경험이 있는 비행기의 설계와 동등하다고 인정하는 경우 Vc 가 23m/sec(75ft/sec)에서 26m/sec (85ft /sec)사이에 있을 때 는 고도 6,100m (20,000ft)에서 해당 값으로부터 24,400m(80,000ft)까지 직선적으로 9m/sec(30ft/sec)까지 감소하는 값을 택할 수 있다. 유사한 설계와의 비교평가 시에는 다음과 같은 사항들을 고려한다.

(1) 새로운 설계에 전달되는 기능은 유사한 설계와 비교할 때 난류 응답성에 많은 영향을 주는 통상적이지 않은 즉, 모드응답이 합체되어 하중이 상당히 증대되는 결과를 가져올 수 있는 것과 같은 특성을 보이지 않아야 한다.

(2) 새로운 비행기의 운항 임무는 유사한 설계와 실질적으로 동등하여야 한다.

(3) 유사한 설계에 의해 선택된가 적절하다는 것이 검증되어야 한다.

(ii) 속도 VB에서의는 이 부록 (b)(3)(i)항에서 얻은 값의 1.32배이어야 한다.

(iii) 속도 VD에서의는 이 부록 (b)(3)(i)항에서 얻은 값의 1/2배이어야 한다.

(iv) VB와 VC 사이 및 VC와 VD사이의 속도에서값은 선형보간으로 얻는다.

(4) 해석에 있어 안정성증대 시스템을 포함하는 경우, 제한하중 범위에서의 비선형 하중으로 인한 영향이 실질적 또는 보수적으로 고려되어야 한다.

(c) 임무 분석 : 제한하중은 다음과 같이 결정한다.

(1) 예상되는 비행기의 용도는 하중분포와 속도, 고도, 총중량, 중량중심 등의 시간에 따른 변화가 결정되는 하나 이상의 비행형상을 대표하는 것이어야 한다. 이러한 비행형상들은 해석을 위해서 부분이나 블록으로 나누고 각 부분에서 해당 매개변수들의 평균치 또는 유효 수치들이 결정되어야 한다.

(2) 이 부록 (c)(1)항에서 정의되는 각 운항부분에 대한 및 N0값을 해석을 통해 결정하여야 한다. 는 하중증분의 제곱평균값과 돌풍속도의 제곱평균값의 비율로 정의되며, N0는 0 주파수에 대한 하중의 파워 스펙트럼 밀도 함수의 선회 반경이다. 대기 난류의 파워 스펙트럼 밀도는 이 부록 (b)(2)항의 식으로 구한다.

(3) 선택한 각 하중 및 응력량에 대해 초과주기는 다음 방정식을 사용하여 하중크기의 함수 정해야 한다.

여기서,

{|...| = 절대값}

t = 선택한 시간간격

y = 하중 또는 응력

= 1g 수평비행에서의 하중 또는 응력

N(y) = 단위 시간에 하중 또는 응력 지시치를 초과의 평균 횟수

= 모든 비행 구분의 합

= 이 부록 (c)(2)항에서 정의한 동적해석을 통해 결정하는 변수

= 이 부록 그림 1과 그림 2에서 찾을 수 있는 돌풍속도 제곱평균값의 확률분포를 결정하는 파라미터 제한돌풍 하중은 초과주기 곡선에서 시간당 초과주기가 2×을 넘어서는 곳에서 찾는다. 제한하중을 결정하는데 있어서는 음, 양의 방향 모두를 고려하여야 한다.

(4) 돌풍하중을 줄이기 위해 안정성 증대 시스템을 사용하는 경우, 시스템이 작동하지 않을 수 있는 시간 동안의 비행부분을 고려해야 한다. 이 부록 (c)(1)항의 비행형상에는 이 비행부분에 대해 시스템이 작동하지 않을 때의 비행도 포함해야 한다. 해석에 있어 안정성증대 시스템을 포함하는 경우, 제한하중 범위에서의 비선형 하중으로 인한 영향을 실질적 또는 보수적으로 고려해야 한다.

(d) 추가 설계 영역곡선의 해석 : 이 부록 (c)항에 정의한 제한하중에 추가하여, 다음 사항의 경우를 제외하고 이 부록 (b)항에 따라 정하여야 한다.

(1) 이 부록 (b)(3)(i)항에서, 고도 0～9,140m(0～30,000ft)에서 진돌풍속도=26m/sec (85ft /sec) 는 18.3m/sec(60ft/sec)로 대체하고 선형적으로 감소하여 고도 24,400m (80,000ft)에서의 진돌풍속도는 7.6m/sec(25ft/sec)가 된다.

(2) 이 부록 (b)항에 있어 (b)(3)(i)항에서 (b)(3)(iii)항까지의 기준은 (d)(1)항에 따라 수정한 항목을 기준으로 한 것으로 간주한다.

그림 1 값

그림 1 값

그림 2 값

그림 2 값

부록 H 계속 감항성 유지를 위한 지침

H25.1 일반

(a) 이 부록 25.1529절, 25.1729절의 요구사항을 충족하기 위한 계속 감항성 유지를 위한 지침서를 작성하는데 필요한 사항을 명시한 것이다.

(b) 비행기에 대한 계속 감항성 유지를 위한 지침서는 엔진과 프로펠러(이후 ‘생산품’이라 칭하기로 함)와 장비들에 대한 계속 감항성 유지를 위한 지침서와 이들 생산품 및 장비를 비행기에 장착에 있어 필요한 모든 정보를 포함하여야 한다. 비행기에 장착되는 장비 또는 생산품의 제조자가 계속감항성을 위한 지시서를 공급하지 않는다면, 비행기의 계속 감항성 유지를 위한 지침서에 계속감항성을 유지하기 위해 필요한 정보를 포함하여야 한다.

(c) 신청자는 신청자 또는 비행기에 장착되는 생산품이나 장비의 제조자가 작성한 계속 감항성 유지를 위한 지침서에 대한 변경판을 배포하는 방법을 감항당국에 설명해야 한다.

H25.2 형식

(a) 계속 감항성 유지를 위한 지침서는 한 권의 매뉴얼 또는 자료 양에 적합한 여러 권의 매뉴얼 형식으로 되어있어야 한다.

(b) 매뉴얼의 형식은 실용적으로 배열되어 있어야 한다.

H25.3 내용

계속 감항성 유지를 위한 지침서에는 다음과 같은 매뉴얼이나 항목과 정보가 포함되어야 한다.

(a) 비행기 정비 매뉴얼 혹은 항목

(1) 정비 또는 예방정비에 필요한 범위에서의 비행기의 형태와 데이터의 설명

(2) 비행기와 시스템, 엔진, 프로펠러 및 장치 등을 포함한 장비들에 대한 설명

(3) 적용되는 특별한 절차 및 한계를 포함하여 비행기의 부품 및 시스템을 어떻게 제어하고 작동하는 것인지를 설명한 기본적 제어와 운용 정보

(4) 서비스 지점, 탱크 용량, 저장기, 사용하는 유체의 형식, 여러 시스템에 작용하는 압력, 검사와 서비스를 위한 접속 패널의 위치, 윤활 부위, 사용되는 윤활제, 서비스에 필요한 장비, 견인의 지시 및 한계, 정박 및 잭과 수준조절에 관한 상세한 서비스 정보

(b) 정비 지시서

(1) 비행기의 각 엔진, 보조동력장치, 프로펠러, 보기, 계기, 및 장비의 정비계획에 관한 자료를 통해 세척, 검사, 조정, 시험 및 윤활 권고 기간, 검사 정도, 허용되는 마모한계 및 이들 기간동안에 수행해야 하는 작업을 결정할 수 있도록 해준다. 특수한 정비 기술, 시험 장비 또는 전문지식을 요하는 복잡한 시스템에 대해서는 보기, 계기 또는 장비 제조자의 정비지시서를 참조토록 할 수 있다. 분해검사기간과 필요한 감항한계 사항들에 대한 대조표가 포함되어 있어야 한다. 이에 추가하여 비행기의 계속감항성 유지를 위해 검사주기와 범위를 포함하는 검사프로그램을 포함해야 한다.

(2) 가능한 오작동, 이러한 오작동을 인지하는 방법과 조처 방법 등을 설명한 고장규명을 위한 정보

(3) 생산품과 부품의 탈착과 교환 및 관련 주의사항에 대한 설명

(4) 지상 운전 중의 시스템 시험 절차, 대칭성 검사, 중량측정과 중량중심의 결정, 들어올리기와 받치기 및 보관에 관한 한계를 포함하는 기타 일반적인 절차

(c) 점검창에 대한 그림과 점검창이 없는 경우 점검 부위에 도달하는데 필요한 정보

(d) X선 및 초음파 검사를 포함한 특수검사기술을 적용하는데 필요한 상세 정보

(e) 검사 후 구조를 보호하는 조처에 관한 정보

(f) 식별, 폐기 권고, 토크값 등과 같은 구조 패스너에 대한 자료

(g) 필요한 특수공구 목록

H25.4 감항한계

(a) 계속 감항성 유지를 위한 지침서에는 감항한계라는 제목의 항목을 설정해야 하며, 다른 문서와 명확하게 식별되도록 분리해야 한다. 이 항목은 다음의 사항을 포함하여야 한다.

(1) 필수 교체 시기, 구조 점검 주기 및 25.571절에 따라 승인을 받은 관련 구조 점검절차를 규정해 두어야 한다.

(2) 연료계통에 대해서는 25.981항에 따라 승인을 받은 모든 치명적인 설계 형상관리 제한사항, 강제 교환시기, 검사주기, 관련 검사절차를 규정해 두어야한다.

(3) 25.1701절에 규정된 전선연결시스템(EWIS) 구성품의 필수교체시간을 규정하여야 한다.

(b) 계속 감항성 유지를 위한 지침서가 여러 권으로 나뉘어 있는 경우에는 감항한계에 대한 중심 매뉴얼에 포함시켜야 한다. 다음과 같은 문구를 눈에 띄는 곳에 읽기 쉬운 글자로 명기해 둔다.

“이 감항한계는 국토교통부장관의 승인을 받은 것이며, 국토교통부장관의 승인을 받은 별도의 규정이 없는 한 여기의 정비절차가 「항공안전법」에 따른 규정을 충족하는 절차를 명시한 것이다.”

H25.5 전선연결시스템(EWIS)에 대한 감항성유지지침서

(a) 신청자는 25.1701절에 명시된 전선연결시스템(EWIS, Electrical Wiring Interconnection System)에 적합한 감항성유지지침서를 준비하여야 한다. 이와 같은 지침서는 다음과 같은 사항을 포함여야 하며, 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다.

(1) 강화된 구역별 분석 절차의 사용과 함께 수립된 전선연결시스템(EWIS)에 대한 정비 및 검사 요건은 다음 사항을 포함하여야 한다.

(i) 비행기의 각 구역의 식별.

(ii) 전선연결시스템(EWIS)이 포함되어 있는 각 구역의 식별.

(iii) 연소될 수 있는 재료로 구성된 전선연결시스템(EWIS)이 포함되어 있는 각 구역의 식별.

(iv) 프라이머리 및 백업 유압, 기계식, 또는 전기식 비행 조종장치 및 라인 모두에 근접해 있는 전선연결시스템 각 구역의 식별.

(v) 다음 사항을 식별하여야 한다.

(A) 가능성 있는 점화원과 연소될 수 있는 물질의 축적을 감소시킬 수 있는 작업(task)과 이와 같은 작업을 수행하는 주기.

(B) 연소될 수 있는 물질의 축적을 감소시킬 수 있는 효과적인 작업방법이 없는 경우, 전선연결시스템(EWIS) 구성품 및 그 주변에서 연소될 수 있는 물질을 효과적으로 제거할 수 있는 절차와 이와 같은 절차를 수행하는 주기.

(vi) 정비, 개조, 또는 수리를 수행하는 동안 전선연결시스템(EWIS)의 오염 또는 사고로 인한 손상을 최소화할 수 있는 보호 및 경고 정보에 대한 지침

(2) 표준 형식을 갖춘 인정 가능한 전선연결시스템(EWIS) 정비 실무지침서(practices)를 포함하여야 한다.

(3) 25.1707절에 따라 결정된 바와 같은 전선 분리 요구조건을 포함하여야 한다.

(4) 25.1711절에 따라 규정된 전선연결시스템(EWIS) 변경에 대한 식별을 위한 전선연결시스템 식별 방법과 요건에 대한 정보를 포함하여야 한다.

(5) 전기부하 데이터와 해당 데이터의 개정을 위한 지침(instructions)을 포함하여야 한다.

(b) H25.5(a)(1)항의 요구조건에 따라 작성된 전선연결시스템(EWIS) 감항성유지지침서는 해당 정보를 제공하기 위해 적합한 문서 서식에 따라 작성되어야 하고, 해당 문서가 전선연결시스템의 감항성유지지침서라는 것을 쉽게 인식할 수 있어야 한다. 이 문서는 요구되는 전선연결시스템의 감항성유지지침서를 포함하고 있거나 이 정보를 포함하고 있는 감항성유지지침서의 다른 부분을 특별하게 인용할 수 있어야 한다.

부록 I 자동 이륙추력 제어시스템(ATTCS)

I25.1 일반사항

(a) 이 부록에서는 이륙 중에 엔진 하나가 고장이 나는 경우 작동 엔진의 추력 혹은 동력을 자동적으로 재설정하는 엔진동력 제어시스템의 장착에 대한 추가적인 요구조건을 설정한다.

(b) 자동이륙추력제어시스템과 관련 시스템이 설계대로 정상적으로 작동하는 경우, 이 부록에서 요구하는 사항 이외에 기술기준 part 25에서 적용되는 모든 요구조건을 충족하면서 추력이나 동력을 증가시키기 위한 승무원의 다른 조작이 필요 없어야 한다.

I25.2 정의

(a) 자동이륙추력제어시스템 : 자동이륙추력제어시스템이란 이륙하는 동안에 사용하는 엔진의 고장을 감지한 후 신호를 전송하여 연료제어나 동력조종 레버를 작동시키거나 기타 다른 방법으로 엔진동력을 증가시켜 계획되어 있는 추력 또는 동력으로 증가를 시키고 조종실에 시스템 작동에 대한 정보를 보내주는 일련의 기계적, 전기적 장치들을 포함하는 총괄적인 자동 시스템으로 정의한다.

(b) 임계시간 : 자동이륙추력제어시스템을 사용한 이륙에서 임계시간은 V1 에서 1초와 감한 시간과 최소 성능을 나타내는 점 사이의 시간이다. 한 엔진의 고장과 자동이륙추력 제어시스템의 고장이 동시에 일어난다고 가정하면, 결과적으로 최소 비행경로는 이후에 기술기준 Part 25에서 요구하는 실제 비행경로와 이륙면 위 122m(400ft) 이상의 고도에서 만난다. 이 시간간격은 다음 그림과 같다.

I25.3 성능과 신뢰성에 대한 요구조건

자동이륙추력제어시스템에 대한 성능과 신뢰성에 대해 다음 요건들을 충족하여야 한다.

(a) 임계시간 내에서 자동이륙추력제어시스템의 단일 고장 혹은 복합적인 고장에 관련하여 다음 사항들이 충족되어야 한다.

(1) 허용 최대추력 혹은 동력으로의 진입을 방해받지 않아야 하고 이러한 상황의 발생이 불가능하다는 사실을 입증해야 한다.

(2) 추력이나 동력이 심각하게 손실되거나 감소되면 안되며 이러한 상황의 발생이 불가능하다는 사실을 입증해야 한다.

(b) 임계시간 내에서 엔진의 고장과 자동이륙추력제어시스템의 고장이 동시에 발생하지 않아야 한다.

(c) 자동이륙추력제어시스템을 사용하여 이륙하는 동안 가장 위험한 임계시간 내에서 한 엔진이 고장나더라도 기술기준 Part 25에서 요구하는 모든 관련 성능요건은 충족되어야 한다.

I25.4 추력 설정

이륙 초기 엔진추력이나 동력 설정은 다음보다 적지 않아야 한다.

(a) 자동이륙추력제어시스템에 의해 설정되는 추력이나 동력의 90%(현 주위 조건하에서 비행기에 대한 최대 이륙추력 혹은 동력)

(b) 엔진추력이나 동력 설정 위치에 따른 모든 안전 관련 시스템이나 장비의 정상 작동을 허용하는 범위

(c) 추력이나 동력을 초기 이륙추력이나 동력에서 최대 허용 이륙추력이나 동력으로 증가시킬 때 위험한 엔진 응답특성이 없다는 것이 입증된 범위

I25.5 동력장치 제어

(a) 25.1141항의 요구조건에 부가하여 자동이륙추력제어시스템과 이와 관련된 시스템의 단독 고장이나 오작동 또는 복합적인 고장으로 인해 안전을 위해 필요한 동력장치 기능의 고장이 유발되지 않아야 한다.

(b) 자동이륙추력제어시스템은 다음과 같이 설계하여야 한다.

(1) 엔진 운영한계를 넘어서지 않는 상태에서 최대 허용 이륙추력이나 동력을 달성하기 위하여 이륙 중 한 엔진의 고장이 발생하더라도 작동 엔진의 추력이나 동력이 유지되어야 한다.

(2) 동력 조절기를 사용하여 수동식으로 현재 상태하의 비행기에 최대 허용 이륙추력이나 동력이 전달되도록 추력이나 동력을 증가하거나 감소시킬 수 있어야 한다. 현재 상태에서 운용한계를 넘지 않도록 자동적으로 조절해 주는 제한조절기가 장착된 비행기에 대하여 자동이륙추력제어시스템의 고장으로 추력이나 동력을 증가시킬 경우 다른 방법을 사용할 수 있어야 한다. 이때의 다른 방법은 보통 동력 조절기를 작동하는 손으로 어떠한 운항 조건에서도 조종사가 한번으로 작동시킬 수 있고, 쉽게 인식할 수 있도록 동력 조절기 앞이나 위에 위치하여야 한다. 이에 부가하여 25.777 (a), (b), 및 (c)항의 요구사항을 충족해야 한다.

(3) 자동이륙추력제어시스템을 사용하는 경우 승무원이 이륙 전에 이를 검증할 수 있는 수단을 갖추어야 한다.

(4) 승무원이 자동 기능을 멈출 수 있는 수단이 갖추어져야 한다. 이 수단은 우발적인 멈춤을 방지할 수 있는 것이어야 한다.

I25.6 동력장치 장비

(a) 자동이륙추력제어시스템이 작동상태에 있는지를 지시하는 수단이 있어야 한다.

(b) 비행기의 기본적인 비행 특성에 엔진고장을 적절히 경고하는 장치가 없다면, 자동이륙추력제어시스템과 독립되어 있고 이륙 중에 어떠한 엔진 고장이라도 조종사에게 명백하게 경고해 주는 시스템이 있어야 한다.

부록 J - 비상탈출 시험

다음 시험 기준과 절차는 25.803항에 대한 적합성을 입증하는데 사용한다.

(a) 비상탈출은 비행기 비상등 작동 전 외부 조명 광도가 0.3 foot-candle 보다 크지 않은 수준에서 실시되어야 하며, 초기 외부 조명 광원은 실재 비상탈출 평가 중 계속 작동되고 있어야 한다. 이때, 비행기 비상등 시스템을 작동하는 경우를 제외하고 본 외부 조명 광도는 증가하지 않아야 한다.

(b) 비행기는 착륙장치를 내린 정상적인 자세이어야 한다.

(c) 비행기에 날개를 타고 내려가는 장치가 없는 경우, 날개에서 지상으로 내려오는데 스탠드나 램프를 사용할 수 있다. 참가자를 보호하기 위하여 매트리스나 뒤집은 구명보트 같은 안전 장비를 바닥이나 지상에 깔을 수 있다. 비행기의 비상대피 장비가 아닌 장비는 보조장비로 사용할 수 없다.

(d) (a)항의 것 이외에 비행기의 비상등 만을 조명으로 사용할 수 있다.

(e) 비행기의 계획된 운용을 위해 필요한 모든 비상장비가 장착되어 있어야 한다.

(f) 각 내부 문이나 커튼은 이륙 형상에 두어야 한다.

(g) 모든 승무원은 이륙 시에 지정된 좌석에 앉아야 하고 시험 시작 신호를 받을 때까지 계속 앉아 있어야 한다. 모든 승무원은 출구, 비상 장비 등에 대한 작동 지식을 가지고 있어야 하며, 적합성 인증 시험이 동시에 진행되는 경우 모든 승무원은 정규 정기항공회사의 직원이어야 한다.

(h) 건강한 사람들로 이루어진 대표적인 승객 하중은 다음과 같이 정한다.

(1) 최소한 40%의 승객 하중은 여성이어야 한다.

(2) 최소한 35%의 승객 하중은 50대 이후이어야 한다.

(3) 최소한 15%의 승객 하중은 50대 이후의 여성이어야 한다.

(4) 두 살 이하의 유아를 모사하기 위해 총 승객하중에는 속하지 않는 세 개의 실제 크기의 인형을 승객이 소지하고 있어야 한다.

(5) 일상적인 임무로서 항공기를 정비하고 운용하는 승무원, 정비사, 훈련요원 등은 승객의 임무를 하지 않아야 한다.

(i) 감항당국이 요구하는 경우를 제외하고는 승객을 특정한 좌석에 배정해서는 안 된다. 상기 (g)항의 예외를 제외하고 신청자의 직원은 비상출구 옆자리에 앉아서는 안 된다.

(j) 좌석 벨트와 어깨 멜빵(필요한 경우)을 채워야 한다.

(k) 시험을 시작하기 전에 기내 휴대 수화물, 담요, 베개 그리고 다른 비슷한 물품들의 전체 양의 약 절반 정도를 통로와 비상 출구로 향하는 길에 방해물로 흩어놓아야 한다.

(l) 시험에 사용될 특정 출구를 승무원이나 승객에게 사전에 알려주지 않아야 한다.

(m) 신청자는 시험 6개월 전 이후의 기간 동안에 연습이나 예행, 참가자들을 상대로 한 시험에 대한 설명 등을 수행해서는 안되며 참가자들을 이러한 시험에 참가시키지 않아야 한다.

(n) 비상탈출 시험을 위한 항공기에 탑승하기 전, 승객은 승무원의 지시를 따르도록 지시 받을 수는 있으나 안전관련 절차를 제외한 시험 절차에 대한 지시를 받지 않아야 한다. 승무원은 비상탈출 시험을 시작하기 전 승객에게 이륙전 승객 브리핑을 제공할 수 있다. 비행승무원은 승인을 받은 교육 프로그램에 따라 슬라이드 아래에서 보조임무를 할 수 있도록 시험 시 임무를 부여받을 수 있다.

(o) 비상탈출 시험이 시작될 때까지 사용될 비상탈출구를 참가자에게 노출하지 않아야 한다.

(p) 시험에 사용하는 비상탈출구는 짝을 이루는 비상탈출구 중 하나로 이루어져야 한다. 비행기에 탈출 슬라이드가 장착되어 있는 경우, 시험 시작 시 비상탈출구를 개방하고 슬라이드를 팽창시켜서 시험을 수행할 수 있다. 이 경우 모든 비상탈출구의 형상은 시험에 사용하는 비상탈출구를 시험 참가자들이 알 수 없도록 하여야 한다. 이 방법을 사용하는 경우 사용하는 비상탈출구에 대한 시험준비 시간을 고려하여야 하며 시험에 사용하지 않는 비상탈출구는 시험을 시작하기 전 알 수 없도록 한다. 사용하는 비상탈출구는 비행기의 모든 비상탈출구를 대표할 수 있는 것이어야 하며, 신청자가 지정하여 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다. 이때 바닥 높이의 비상탈출구를 하나 이상 사용하여야 한다.

(q) 상기 (c)항의 경우를 제외하고 모든 대피자는 비행기의 장비를 사용하여 비행기에서 빠져나가야 한다.

(r) 신청자의 승인된 절차는 전체적으로 활용되어야 한다. 단, 운항승무원은 시험과정에서 객실내의 다른 사람을 적극적으로 도울 수 없다.

(s) 대피시간은 마지막 사람이 비행기로부터 대피하여 지상에 도달할 때까지의 시간이다. 스탠드나 램프 사용율이 실제 추락 시 날개로부터 내려와야 하는 상황에서 가용할 수 있는 수단의 사용율 보다 크지 않다고 가정하면, (c)항에 따라 허용되어 스탠드나 램프를 사용하는 대피자는 그들이 스탠드나 램프 위에 있는 때 지상에 도달한다고 본다.

부록 K - 장거리운항(ETOPS)

이 부록은 비행기-엔진 조합의 장거리운항(ETOPS) 승인에 필요한 감항요구조건을 규정한다. 쌍발엔진 비행기의 경우, 이 부록의 K25.1항과 K25.2항의 기준을 만족해야 한다. 엔진이 세 개 이상인 비행기의 경우, 이 부록의 K25.1항과 K25.3항의 기준을 만족해야 한다.

K25.1 설계 요구조건

K25.1.1 Part 25에 대한 적합성

비행기-엔진 조합은 신청자가 승인을 받고자하는 최대 비행 시간과 최장 회항 시간을 고려했을 때 Part 25의 요건에 적합해야 한다.

K25.1.2 인적요소

신청자는 고장에 의한 영향이 있는 상태에서 최장 회항 시간 동안 운항을 하는 경우 발생할 수 있는 승무원 업무부담과 업무혼선(operational implication), 승무원 및 승객의 생리적인 현상을 고려해야 한다.

K25.1.3 비행기 시스템

(a) 결빙 조건(icing condition)에서의 운항

(1) 비행기는 25.1419절에 따라 결빙 조건에서의 운항에 대해 인증을 받아야 한다.

(2) 다음의 조건에 의해 발생하는 최악의 착빙상태에서 안전하게 장거리운항(ETOPS) 회항을 수행할 수 있어야 한다.

(i) 엔진 고장 또는 객실 감압시 비행해야 하는 고도에서 조우할 수 있는 결빙 조건

(ii) 이 기준의 부록 C에 규정된 연속 최대 결빙 조건에서 15분간 체공하는 상황. 이 때 함수량 계수(liquid water content factor)로는 1.0을 적용한다.

(iii) 이 기준의 부록 C에 규정된 결빙 조건에서 접근 및 착륙시의 얼음 축적

(b) 전원공급장치. 비행기는 3개 이상의 독립적인 전원을 갖추어야 한다.

(c) 시한성 시스템. 신청자는 장거리운항(ETOPS) 관련 주요 시간 제한성 시스템의 시스템 시간 능력(system time capability)를 정의해야 한다.

K25.1.4 추진 시스템

(a) 연료 시스템의 설계. 신청자가 승인을 받고자하는 최장 회항 시간을 포함한 장거리운항(ETOPS) 비행에 필요한 연료는 발생가능성이 극히 불가능 미만인 비행기 고장 조건에서 25.955절에 따라 요구되는 압력 및 연료흐름으로 작동 엔진에 공급되어야 한다. 이때 고려해야 하는 고장의 유형으로는 크로스피드 밸브 고장, 자동 연료 관리 시스템의 고장 및 정상 조건에서 작동되는 전력 발생 장치의 고장 등이 있으며 이들 외의 고장도 고려해야 한다.

(1) 음의 엔진 연료 펌프 흡입구 압력에서는 제한적으로 운용되도록 인증된 엔진의 경우, 다음의 요구조건을 적용한다.

(i) 최악의 순항 및 회항 조건을 반영하여 비행기 실증시험을 수행한다. 이때 다음의 요소를 고려해야 한다.

(A) 연료 등급 및 온도

(B) 추력 또는 출력 변동

(C) 난류 및 음의 중력가속도

(D) 승인된 정비 제한 범위 내의 연료 시스템 구성품 성능 저하

(ii) 흡입 공급 형상에서 사용불가능한 연료량은 25.959절에 따라 결정되어야 한다.

(2) 180분을 초과하는 장거리운항(ETOPS) 인증을 취득하고자하는 쌍발 비행기의 경우, 각각의 주 연료 탱크마다 하나의 연료 승압 펌프와 하나 이상의 크로스피드 밸브 또는 다른 형식의 연료 이송 수단이 있어야 하며 이들은 K25.1.3(b)항에 의해 요구되는 세 개의 전원 이외의 독립적인 전원에 의해 작동해야 한다. 단, 전력에 의해 연료 승압, 크로스피드 밸브 작동 또는 연료 이송이 이루어지지 않는 경우에는 본 조항의 요구조건을 적용하지 않는다.

(3) 엔진에 공급될 수 있는 연료량이 목적지까지 비행하는데 필요한 연료량 미만으로 떨어지는 경우, 비행승무원에게 경고가 시현되어야 한다. 이 경고는 안전하게 회항할 수 있는 충분한 수준의 연료가 남았을 때 제공되어야 하며 비정상적인 연료 관리나 탱크 간 연료 이송 및 연료 누설의 가능성이 고려되어야 한다. 항공기관사가 필요한 비행기의 경우에는 본 조항의 요구조건을 적용하지 않는다.

(b) APU 설계. 이 부록의 요구조건을 만족하기 위해 APU가 필요한 경우, 다음 사항이 실증되어야 한다.

(1) 본 부록의 요구조건을 만족하기 위한 APU 신뢰성 수준의 적절성

(2) 비행 중 APU 시동이 가능해야 하는 경우, 최대 운항 고도와 13,700m(45,000ft) 중 낮은 고도에서 시동이 가능하고 이후의 비행동안 작동할 수 있는 능력

(c) 엔진 오일 탱크 설계. 엔진 오일 탱크의 주유구 마개의 33.71(c)(4)항에 대한 적합성

K25.1.5 엔진상태 감시

Part 33 부록 A의 A33.(c)항에 따라 엔진 상태 감시 절차를 규정하고 이를 검증해야 한다.

K25.1.6 형상, 정비 및 절차

신청자는 형상, 운용 및 정비 요구사항, 하드웨어 수명, MMEL 제한사항 및 장거리운항(ETOPS) 승인서를 CMP 문서에 제시해야 한다.

K25.1.7 비행교범

비행 교범에는 장거리운항(ETOPS) 형식 설계 승인과 관련하여 다음과 같은 정보가 제시되어야 한다.

(a) 승인을 신청한 최대 회항 시간까지 비행기의 운항과 관련된 모든 제한사항을 포함하는 특수 제한 사항

(b) 요구되는 표식 또는 플래카드

(c) 장거리 운항에 필요한 탑재 장비와 이를 사용하기 위한 절차

(d) 다음 시스템의 시스템 시간 능력(system time capability)

(1) Class C 화물실 또는 수화물실의 가장 제한적인 화재진압시스템

(2) Class C 화물실 또는 수화물실 화재진압시스템 이외의 가장 제한적인 중요 장거리운항(ETOPS) 시스템

(e) 다음과 같은 문구가 명시되어야 한다.

“이 비행기-엔진 조합은 감항기술기준 25.1535절에 따라 형식 설계의 신뢰성과 성능을 평가한 결과, (CMP 문서명 명시)에 규정된 형상, 정비 및 절차 표준이 준수될 경우 (승인된 최대 회항 시간 명시) 장거리운항(ETOPS)에 적합한 것으로 형식 설계 승인되었다. 이 비행기에 대해 승인된 실제 최대 회항 시간은 가장 제한적인 시스템 시간 능력(system time capability)에 따라 더 작을 수 있다. 장거리운항(ETOPS) 형식 설계 승인은 실제 장거리운항(ETOPS) 운항을 수행하기 위한 운항 승인을 의미하지는 않는다.”

K25.2. 두 개의 엔진이 장착된 비행기의 경우.

두 개의 엔진이 장착된 비행기의 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인 신청자는 본 부록의 K25.2.1, K25.2.2 도는 K25.2.3에 명시된 방식 중 하나를 적용하여야 한다.

K25.2.1 운용경험방식

운용경험방식을 이용하여 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받으려는 신청자는 본 부록의 K25.2.1(c)항과 K25.2.1(d)항에 명시된 평가와 K25.2.1.(e)항에 명시된 비행시험을 수행하기 전에 K25.2.1(a)와 K25.2.1(b)항에 규정된 요건을 만족하여야 한다.

(a) 운용경험. 전 세계적으로 동일한 엔진을 장착한 비행기의 엔진 운용시간은 최소 250,000시간이 축적되어야 한다. 신청자가 보상계수를 입증하고 이를 국토교통부가 승인한 경우, 국토교통부는 운용경험 요구시간을 감소시킬 수 있다. 보상계수에는 다른 비행기의 운용경험을 포함시킬 수 있으나, 후보 비행기에 대한 경험은 총 운용 경험의 중요한 부분으로 구성되어야 한다.

(b) 비행 중 엔지 정지율(IFSD). 전 세계 비행기의 비행기-엔진 조합 에 대한 입증된 12개월 연속평균의 비행 중 엔진 정지율은 승인받으려는 장거리운항(ETOPS)의 수준과 비례하여야 한다.

(1) 최대 120분 이하의 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인인 경우: 국토교통부가 별도로 승인하는 경우를 제외하고, 비행 중 엔진 정지율(IFSD)은 전 세계 엔진 운용 1,000시간당 0.05이하여야 한다. 비행 중 엔진 정지율(IFSD)이 전 세계 엔진 운용시간 1,000시간당 0.02이하가 되지 않는 한, 신청자는 본 부록 K25.1.6에 명시된 CMP(Configuration, Maintenance, and Procedure)문서에 엔진 운용 1,000시간당 비행 중 엔진 정지율이 0.02이하의 결과를 달성할 수 있는 개선조치 목록을 제공하여야 한다.

(2) 최대 180분 이하의 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인인 경우. 국토교통부가 별도로 승인하는 경우를 제외하고, 비행 중 엔진 정지율(IFSD)은 전 세계 엔진 운용 1,000시간당 0.02이하여야 한다. 비행기-엔진 조합이 CMP 문서 내에 명시되어 있는 120분 장거리운항(ETOPS)을 만족하기 위한 비행 중 엔진 정지율(IFSD)을 만족하지 않는 경우, 새로운 또는 추가적인 CMP 요건에 대하여 신청자는 비행 중 엔진 정지율(IFSD) 달성을 입증하여야 하며, 이를 CMP 문서에 추가하여야 한다.

(3) 180을 초과하는 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인의 경우. 국토교통부가 별도로 승인하는 경우를 제외하고, 비행 중 정지율(IFSD)은 전 세계 엔진 운용 1,000시간당 0.01이하여야 한다. 비행기-엔진 조합이 CMP 문서 내에 명시되어 있는 120분 또는 180분 장거리운항(ETOPS)을 만족하기 위한 비행 중 엔진 정지율(IFSD)을 만족하지 않는 경우, 새로운 또는 추가적인 CMP 요건에 대하여 신청자는 비행 중 정지율(IFSD) 달성을 입증하여야 하며, 이를 CMP 문서에 추가하여야 한다.

(c) 추진계통평가.

(1) 신청자는 전 세계의 비행기-엔진 조합으로부터 수집된 다음의 자료들을 바탕으로 추진계통에 대한 평가를 수행하여야 한다.

(i) 계획되지 않은 지상에서의 엔진 정지 그리고 엔진의 엔진정지(Flameout)를 포함하여 엔진 제어 또는 원하는 추력/출력 수준까지 도달하지 않는 상태로 엔진이 정지하지 않는 사건(비행 중 또는 지상에서) 등의 모든 비행 중 엔진 정지목록. 비행훈련 동안 수행한 계획된 비행 중 정지는 포함시킬 필요가 없다. 신청자는 다음의 사항을 모두 제공하여야 한다.

(A) 모든 비행기와 엔진의 제작 회사명, 모델명 그리고 일련번호

(B) 엔진 형상, 그리고 메이저 변경 내역

(C) 엔진 위치

(D) 엔진 정지 또는 사건이 발생하기까지의 상황

(E) 비행 또는 지상 운용 단계

(F) 날씨와 기타 환경 조건

(G) 엔진 정지 또는 사건의 원인

(ii) 엔진 장탈에 대한 메이저 원인 요약개요를 포함한 엔진이 운용의 최초 운용 시점부터 비계획 엔진 장탈율 내역. 이때 엔진 장탈율은 6개월과 12개월의 연속평균을 이용하여야 한다.

(iii) 운항관리로 인한 지연, 취소, 이륙중단, 회항, 그리고 사건 발생 후 목적지까지의 지속적인 비행 등을 포함하는 추진계통의 모든 사건 목록(정비 또는 비행승무원의 과실이 원인이 사항이든 아닌 사항이든)

(iv) 엔진 시간과 주기의 총 시간, 엔진의 최고 운용 시간, 엔진의 최고 주기 횟수, 그리고 시간과 주기의 분배

(v) 신뢰성에 영향을 미치는 추진계통 구성품의 고장간 평균시간(MTBF)

(vi) 엔진이 운용되는 시점부터 비행 중 엔진 정지율에 대한 12개월 연속평균 내역

(2) K25.2.1(c)(1)(i)항에 명시된 모든 항목의 원인과 잠재적 원인은 시정조치 및 활동이 이루어져야 하며, 이 같은 시정조치로 인해 미래에 발생 가능한 사건을 예방할 수 있다는 것을 입증하여야 한다. 모든 시정조치는 K25.1.6항에 명시된 CMP 문서에 명시하여야 하여야 한다. 다음에 대하여는 개선조치가 요구되지 않는다.

(i) 제작자가 원인과 잠재적 원인을 판단할 수 없을 경우.

(ii) 시정조치의 개발이 기술적으로 실행할 수 없는 사건의 경우.

(iii) 전 세계 비행기의 비행 중 엔진 정지율이 다음과 같은 경우.

(A) 최대 180분 이하의 장거리운항(ETOPS) 승인을 위한 비행기의 비행기 엔진 운용 1,000시당 비행 중 정지율이 0.02이하인 경우. 또는

(B) 180분을 초과하는 장거리운항(ETOPS) 승인을 위한 비행기의 비행기 엔진 운용 1,000시간당 비행 중 정지율이 0.01이하인 경우.

(d) 비행기 계통 평가. 신청자는 비행기 계통에 대한 평가를 수행하여야 한다. 신청자는 후보 비행기의 장거리운항(ETOPS) 주요 시스템이 25.1309(b)항의 요건에 적합함을 후보 비행기의 운용 중 발생된 신뢰할 수 있는 자료를 이용하여 입증을 하여야 한다. 운용 중 발생되는 설계, 제작, 운용 그리고 정비 문제의 각각의 원인 또는 잠재적 원인은 시정조치 및 활동이 이루어져야 하며, 이 같은 시정조치로 인해 미래에 발생 가능한 사건을 예방할 수 있다는 것을 입증하여야 한다. 각각의 시정조치는 본 부록 K25.1.6항에 규정된 CMP 문서 내에 명시하여야 한다. 발생된 문제가 관련된 비행기 계통의 안전성 및 신뢰성에 중요한 영향을 미치지 않는다면, 시정조치를 수행하지 않아도 된다. 관련성 문제란 장거리운항(ETOPS) 그룹 1의 중요 시스템이 비행 중 엔진 정지 또는 회항을 초래할 수 있는 문제를 의미한다. 신청자는 이 같은 관련성 문제 정보를 합리적으로 이용할 수 있도록 하기 위해 다른 형식의 비행기에 장착된 유사하거나 동일한 장비를 관련성 문제 평가에 포함하여야 한다.

(e) 비행기 비행 시험. 신청자는 운용 중 장거리운항(ETOPS) 계통에 발생될 수 있는 가장 나쁜 조건의 고장 및 오작동 상태에서 운항승무원의 능력으로 안전하게 장거리운항(ETOPS) 회항을 할 수 있다는 것을 입증하기 위한 비행시험 하여야 한다. 비행시험은 시범 고장 및 오작동을 포함한 비행기의 비행 특성과 성능을 입증할 수 있어야 한다.

K25.2.2 장거리운항 조기 승인(Early ETOPS) 방식

장거리운항 조기 승인(Early ETOPS) 방식을 이용하여 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받으려는 신청자는 다음과 같은 요구조건에 만족하여야 한다.

(a) Part 25하에 이미 승인된 비행기의 관련 경험의 평가. 신청자는 신청자에 의해 제작되어 Part 25하에 이미 승인된 비행기에서 발생된 설계, 제작, 운용, 그리고 정비에 대한 문제를 예방하기 위해 후보 비행기에 취해진 특정 시정조치를 명시하여야 한다. 관련 비행기 계통의 안전성 및 신뢰성에 중요한 영향을 미치지 않는 문제의 경우, 특정 시정조치를 수행하지 않아도 된다. 관련성 문제란 장거리운항(ETOPS) 그룹 1의 중요 시스템이 비행 중 정지 또는 회항을 초래할 수 있는 문제를 의미한다. 신청자는 이 같은 관련성 문제 정보를 합리적으로 이용할 수 있도록 하기 위해 장거리운항(ETOPS) 그룹 1의 중요 계통을 제공하는 공급업체의 문제와 다른 제작자에 의해 비행기에 장착된 유사하거나 동일한 장비의 문제를 관련성 문제 평가에 포함하여야 한다.

(b) 추진계통설계.

(1) 신청자의 비행기 설계에 사용된 엔진은 본 장의 33.201의 장거리운항 조기 승인(Early ETOPS)을 취득할 자격이 있다는 것을 승인되어야 한다.

(2) 신청자는 비행 중 정지를 초래할 수 있는 고장 및 오작동을 차단할 수 있도록 추진계통을 설계하여야 한다. 신청자는 분석, 시험, 다른 비행기의 운용경험 또는 국토교통부로부터 승인된 다른 방식을 통하여 이 같은 요구조건에 대한 적합성을 입증하여야 한다. 분석방식이 사용된 경우, 신청자는 다음과 같은 비행 중 엔진 정지율을 만족하도록 추진계통의 고장 및 오작동이 최소화도록 설계되었음을 입증하여야 한다.

(i) 180분 이하의 형식설계승인인 경우, 전 세계 비행기의 비행기 엔진 운용 1,000시간당 비행 중 엔진 정지율 0.02이하.

(ii) 180분을 초과하는 형식설계인승인인 경우, 전 세계 비행기의 비행기 엔진 운용 1,000시간당 비행 중 엔진 정지율 0.01이하.

(c) 정비와 운용 절차. 신청자는 장거리운항(ETOPS) 중요 시스템에 대한 모든 정비 및 운용 절차를 검증하여야 한다. 신청자는 본 부록 K25.2.2(h)항에 규정된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 검증기간 동안 발생된 모든 문제를 식별, 추적 그리고 해결 하여야 한다.

(d) 추진계통 검증시험.

(1) 승인 받고자 하는 장착된 엔진 형상은 33.201(c)항에 명시된 규정을 만족하여야 한다. 엔진 나셀과 시험설치대와의 연결을 위해 불가피한 형상 차이를 제외한, 시험 엔진의 형상은 엔진 마운트 장비를 포함한 완전한 비행기의 나셀 전체이어야 한다. 추진계통의 시험 종결부분에서는 다음과 같은 요건이 수행되어야 한다.

(i) 날개에 장착된 상태에서의 신청자의 검사 권고사항 및 제한에 따른 육안으로 검사를 수행하여야 한다. 그리고

(ii) 25.1529항에 명시된 요건에 의해 제출된 감항성 유지를 위한 지침서 내에 규정된 운용한계에 대한 만족여부를 판단하기 위해 추진계통과 추진계통의 하드웨어는 완전히 분해되고 검사되어야 한다.

(2) 신청자는 본 부록 K25.2.2(h)항에 명시된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 검사를 수행하는 동안 발생된 비행 중 정지, 추력 감소, 조우된 출력 상실 등의 원인과 잠재적 원인을 식별, 추적, 그리고 해결하여야 한다.

(e) 새로운 기술 시험. 신청자는 새로운 제작 기술을 포함하여 비행기 설계에 사용된 새로운 기술이 적합한지를 입증하기 위한 시험을 수행하여야 한다.

(f) APU 검증 시험. 본 부록에 대한 적합성 입증을 하기 위해 APU가 필요한 경우, 비행기와 함께 형식승인되는 형식의 APU 한 대는 3,000회의 비행기 운항 주기와 상응하는 시험을 수행하여야 한다. 시험이 종료되는 시점에 APU는 분해 및 검사되어야 한다. 신청자는 본 부록 25.2.2(h)항에 명시된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 비행 중 의도한 바와 같이 APU가 구동되지 않거나 작동되지 않는 모든 원인 또는 잠재적 원인을 식별, 추적, 그리고 해결하여야 한다.

(g) 비행기 실증. 장거리운항(ETOPS)을 승인 받기 위한 모든 비행기-엔진 조합의 경우, 신청자가 취득하고자 하는 승인을 위해 최장의 체공 회항과 장거리운항(ETOPS)을 수행하는 동안 비행기와 비행기에 장착된 구성품과 장비가 적합하게 작동된다는 것을 입증하기 위한 비행시험을 수행하여야 한다. 시험에는 최소 한 하나의 비행기로 비행시험을 수행하여야 한다. 이 같은 비행시험은 다른 비행시험과 병행할 수 있으나, 21.35(b)(2)항에 요구된 비행시험을 대체할 수는 없다.

(1) 비행기 실증 시험 프로그램에는 다음의 사항이 포함되어야 한다.

(i) 정상 순항 고도에서의 비행, 단계 상승, APU 운용이 포함된 실제 장거리운항(ETOPS)을 모사하는 비행.

(ii) 최대 회항시간이 포함된 최대 비행시간

(iii) 비행기 실증 비행 시험 프로그램에 사용되는 비행기에 장착된 엔진들의 엔진 오작동 최대 회항시간이 포함되어야 한다. 최대 연속 추력 또는 출력으로 최소 2회의 엔진 오작동 회항을 수행하여야 한다. 2회의 엔진 오작동 회항에 사용되는 엔진은 동일 엔진이어야 한다.

(iv) 신청자는 운용 중 장거리운항(ETOPS) 계통에 발생될 수 있는 가장 나쁜 조건의 고장 및 오작동 상태에서 운항승무원의 능력으로 안전하게 장거리운항(ETOPS) 회항을 할 수 있다는 것을 검증하기 위한 비정상 조건에서의 비행을 수행하여야 한다.

(v) 장거리운항(ETOPS) 회항을 위해 이용된 공항유형에 대한 설명

(vi) 반복적으로 지상의 날씨가 습하고 험한 상태에서 노출된 후, 정상 순항고도에서의 장시간 비행

(2) 비행기 실증 비행 시험 프로그램에서 비행기의 비행 특성 및 성능과 운항승무원의 능력으로 장거리운항(ETOPS) 회항을 안전하게 수행할 수 있다는 것을 본 부록 K25.2.2(g)(1)항에 명시된 조건하에서 검증하여야 한다.

(3) 비행기 실증 비행 시험 프로그램을 수행하는 동안, 모든 시험 비행기는 신청자가 권고하는 운용 및 정비 절차를 이용하여 운용 및 정비되어야 한다.

(4) 비행기 실증 비행 시험 프로그램이 종료되는 시점에서 모든 장거리운항(ETOPS) 중요 시스템은 계속안전운항의 조건을 수립하기 위해 제안된 감항성 유지를 위한 지침서에 규정된 임무에 따라 날개에 장착된 상태에서의 검사 또는 시험을 수행하여야 한다. 또한 모든 엔진의 가스 경로 검사를 하여야 한다. 이 같은 검사는 비행 중 엔진 정지(IFSD) 또는 회항의 결과를 초래할 수 있는 비정상 조건을 식별하기 위해 이행되어야 한다. 신청자는 본 부록 K25.2.2(h)항에 규정된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 검사기간 동안 발생된 모든 비정상 조건을 식별, 추적 그리고 해결 하여야 한다.

(h) 문제 추적 및 해결 시스템.

(1) 신청자는 문제 추적 및 해결 시스템을 수립 및 유지 하여야 한다. 문제 추적 및 해결 시스템에는 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(i) 장거리운항 조기 승인(Early ETOPS) 적격성 평가를 위하여 비행기와 엔진을 개발 하는 동안 21.4(a)(6)항에 따라 보고할 의무가 있는 모든 사건을 신속하게 국토교통부로 보고하기 위한 절차가 시스템에 포함되어야 한다.

(ii) 본 부록 K25.3.2(h)(1)(i)항에 의해 보고된 사건으로부터 식별된 각 문제에 대하여 신청자가 필요하다고 판단되는 모든 시정조치제안을 국토교통부에게 통지하는 절차가 시스템에 포함되어야 한다. 시정조치제안을 시행하기 전에 국토교통부의 적합한 검토를 받아야 한다.

(2) 신청자가 이미 장거리운항(ETOPS)이 승인된 비행기-엔진 조합을 변경하여 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받고자 하는 경우, 신청자는 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받기 전에 문제 추적과 해결 시스템을 국토교통부로 제출하여야 하며 국토교통부의 사전승인 조건하에 문제 추적과 해결 시스템은 다음의 표에 명시된 문제만을 다뤄야 한다.

새로운 비행기 형식승인이 요구되지 않는 변경이라면.. | 문제 추적과 해결 시스템은 다음의 사항을 취급하여야 한다.

(i) 새로운 엔진형식승인이 필요한 경우 | 새로운 엔진 장착에 적용되는 모든 문제, 그리고 그 외의 비행기 잔여 문제, 변경된 시스템에 국한된 문제

(ii) 새로운 엔진형식승인이 필요하지 않은 경우 | 변경된 시스템에 국한된 문제

(i) 승인 기준. 본 부록 K25.2.2(g)에 명시된 비행기 실증 비행 시험 프로그램과 비행기 비행 시험 프로그램을 수행하는 동안 장거리운항(ETOPS) 중요 시스템에 발생하는 고장 및 오작동의 형태와 빈도수는 현재 장거리운항(ETOPS)가 승인된 비행기에서 예상되는 고장 및 오작동의 형태와 빈도수와 일치하여야 한다.

K25.2.3 운용 경험 승인과 조기 승인(Early ETOPS)의 조합 방식

운용 경험과 조기 승인(Early ETOPS)의 조합 방식으로 장거리운항(ETOPS) 형식설계 승인을 받고자하는 신청자는 다음의 요구조건을 만족하여야 한다.

(a) 전 세계적으로 동일한 엔진을 장착한 비행기의 엔진 운용 경험 시간이 15,000시간 이상이어야 한다.

(b) 본 부록 K25.2.2(g)항에 명시된 비행기 실증을 제외한, K25.2.2의 장거리운항 조기 승인(Early ETOPS) 요구조건

(c) 본 부록 K25.2.1(e)항에 명시된 비행 시험 요구조건

K25.3 두 개 이상의 엔진이 장착된 비행기

두 개 이상의 엔진이 장착된 비행기에 대한 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받으려는 신청자는 본 부록 K25.3.1항, K25.3.2항 또는 K25.3.3항에 명시된 방식들 중 하나를 이용하여야 한다.

K25.3.1 운용 경험 방식

운용 경험 방식을 이용하여 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받으려는 신청자는 K25.3.1(b)항에 명시된 비행기 시스템 평가와 K25.3.1(c)항에 명시된 비행시험을 수행하기 전에 본 부록의 K25.3.1(a)항에 명시된 요구조건을 만족하여야 한다.

(a) 운용 경험. 전 세계적으로 동일한 엔진을 장착한 비행기의 엔진 운용시간은 최소 250,000시간이 축적되어야 한다. 신청자가 보상계수를 입증하고 이를 국토교통부가 승인한 경우, 국토교통부는 운용경험 요구시간을 감소시킬 수 있다. 보상계수에는 다른 비행기의 운용경험을 포함시킬 수 있으나, 후보 비행기에 대한 경험은 총 운용 경험의 중요한 부분으로 구성되어야 한다.

(b) 비행기 계통 평가. 신청자는 비행기 계통에 대한 평가를 수행하여야 한다. 신청자는 후보 비행기의 장거리운항(ETOPS) 주요 시스템이 25.1309(b)항의 요건에 적합함을 후보 비행기의 운용 중 발생된 신뢰할 수 있는 자료를 이용하여 입증을 하여야 한다. 운용 중 발생되는 설계, 제작, 운용 그리고 정비 문제의 각각의 원인 또는 잠재적 원인은 시정조치 및 활동이 이루어져야 하며, 이 같은 시정조치로 인해 미래에 발생 가능한 사건을 예방할 수 있다는 것을 입증하여야 한다. 각각의 시정조치는 본 부록 K25.1.6항에 규정된 CMP 문서 내에 명시하여야 한다. 발생된 문제가 관련된 비행기 계통의 안전성 및 신뢰성에 중요한 영향을 미치지 않는다면, 시정조치를 수행하지 않아도 된다. 관련성 문제란 장거리운항(ETOPS) 그룹 1의 중요 시스템이 비행 중 엔진 정지 또는 회항을 초래할 수 있는 문제를 의미한다. 신청자는 이 같은 관련성 문제 정보를 합리적으로 이용할 수 있도록 하기 위해 다른 형식의 비행기에 장착된 유사하거나 동일한 장비를 관련성 문제 평가에 포함하여야 한다.

(c) 비행기 비행 시험. 신청자는 운용 중 장거리운항(ETOPS) 계통에 발생될 수 있는 가장 나쁜 조건의 고장 및 오작동 상태에서 운항승무원의 능력으로 안전하게 장거리운항(ETOPS) 회항을 할 수 있다는 것을 입증하기 위한 비행시험 하여야 한다. 비행시험은 시범 고장 및 오작동을 포함한 비행기의 비행 특성과 성능을 입증할 수 있어야 한다.

K25.3.2 장거리운항 조기 승인(Early ETOPS) 방식

장거리운항 조기 승인(Early ETOPS) 방식을 이용하여 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받으려는 신청자는 다음과 같은 요구조건에 만족하여야 한다.

(a) 정비와 운용 절차. 신청자는 장거리운항(ETOPS) 중요 시스템에 대한 모든 정비 및 운용 절차를 검증하여야 한다. 신청자는 본 부록 K25.3.2(e)항에 규정된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 검증기간 동안 발생된 모든 문제를 식별, 추적 그리고 해결 하여야 한다.

(b) 새로운 기술 시험. 신청자는 새로운 제작 기술을 포함하여 비행기 설계에 사용된 새로운 기술이 적합한지를 입증하기 위한 시험을 수행하여야 한다.

(c) APU 검증 시험. 본 부록에 대한 적합성 입증을 하기 위해 APU가 필요한 경우, 비행기와 함께 형식승인되는 형식의 APU 한 대는 3,000회의 비행기 운항 주기와 상응하는 시험을 수행하여야 한다. 시험이 종료되는 시점에 APU는 분해 및 검사되어야 한다. 신청자는 본 부록 25.3.2(e)항에 명시된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 비행 중 의도한 바와 같이 APU가 구동되지 않거나 작동되지 않는 모든 원인 또는 잠재적 원인을 식별, 추적, 그리고 해결하여야 한다.

(d) 비행기 실증. 장거리운항(ETOPS)을 승인 받기 위한 모든 비행기-엔진 조합의 경우, 신청자가 취득하고자 하는 승인을 위해 최장의 체공 회항과 장거리운항(ETOPS)을 수행하는 동안 비행기와 비행기에 장착된 구성품과 장비가 적합하게 작동된다는 것을 입증하기 위한 비행시험을 수행하여야 한다. 시험에는 최소 한 하나의 비행기로 비행시험을 수행하여야 한다. 이 같은 비행시험은 다른 비행시험과 병행할 수 있으나, 21.35(b)(2)항에 요구된 비행시험을 대체할 수는 없다.

(1) 비행기 실증 시험 프로그램에는 다음의 사항이 포함되어야 한다.

(i) 정상 순항 고도에서의 비행, 단계 상승, APU 운용이 포함된 실제 장거리운항(ETOPS)을 모사하는 비행.

(ii) 최대 회항시간이 포함된 최대 비행시간

(iii) 비행기 실증 비행 시험 프로그램에 사용되는 비행기에 장착된 엔진들의 엔진 오작동 최대 회항시간이 포함되어야 한다. 최대 연속 추력 또는 출력으로 최소 2회의 엔진 오작동 회항을 수행하여야 한다. 2회의 엔진 오작동 회항에 사용되는 엔진은 동일 엔진이어야 한다.

(iv) 신청자는 운용 중 장거리운항(ETOPS) 계통에 발생될 수 있는 가장 나쁜 조건의 고장 및 오작동 상태에서 운항승무원의 능력으로 안전하게 장거리운항(ETOPS) 회항을 할 수 있다는 것을 검증하기 위한 비정상 조건에서의 비행을 수행하여야 한다.

(v) 장거리운항(ETOPS) 회항을 위해 이용된 공항유형에 대한 설명

(vi) 반복적으로 지상의 날씨가 습하고 험한 상태에서 노출된 후, 정상 순항고도에서의 장시간 비행

(2) 비행기 실증 비행 시험 프로그램에서 비행기의 비행 특성 및 성능과 운항승무원의 능력으로 장거리운항(ETOPS) 회항을 안전하게 수행할 수 있다는 것을 본 부록 K25.2.2(g)(1)항에 명시된 조건하에서 검증하여야 한다.

(3) 비행기 실증 비행 시험 프로그램을 수행하는 동안, 모든 시험 비행기는 신청자가 권고하는 운용 및 정비 절차를 이용하여 운용 및 정비되어야 한다.

(4) 비행기 실증 비행 시험 프로그램이 종료되는 시점에서 모든 장거리운항(ETOPS) 중요 시스템은 계속안전운항의 조건을 수립하기 위해 제안된 감항성 유지를 위한 지침서에 규정된 임무에 따라 날개에 장착된 상태에서의 검사 또는 시험을 수행하여야 한다. 또한 모든 엔진의 가스 경로 검사를 하여야 한다. 이 같은 검사는 비행 중 엔진 정지(IFSD) 또는 회항의 결과를 초래할 수 있는 비정상 조건을 식별하기 위해 이행되어야 한다. 신청자는 본 부록 K25.2.2(h)항에 규정된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 검사기간 동안 발생된 모든 비정상 조건을 식별, 추적 그리고 해결 하여야 한다.

(e) 문제 추적 및 해결 시스템.

(1) 신청자는 문제 추적 및 해결 시스템을 수립 및 유지 하여야 한다. 문제 추적 및 해결 시스템에는 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(i) 장거리운항 조기 승인(Early ETOPS) 적격성 평가를 위하여 비행기와 엔진을 개발 하는 동안 21.4(a)(6)항에 따라 보고할 의무가 있는 모든 사건을 신속하게 국토교통부로 보고하기 위한 절차가 시스템에 포함되어야 한다.

(ii) 본 부록 K25.3.2(h)(1)(i)항에 의해 보고된 사건으로부터 식별된 각 문제에 대하여 신청자가 필요하다고 판단되는 모든 시정조치제안을 국토교통부에게 통지하는 절차가 시스템에 포함되어야 한다. 시정조치제안을 시행하기 전에 국토교통부의 적합한 검토를 받아야 한다.

(2) 신청자가 이미 장거리운항(ETOPS)이 승인된 비행기-엔진 조합을 변경하여 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받고자 하는 경우, 신청자는 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을 받기 전에 문제 추적과 해결 시스템을 국토교통부로 제출하여야 하며 국토교통부의 사전승인 조건하에 문제 추적과 해결 시스템은 다음의 표에 명시된 문제만을 다뤄야 한다.

새로운 비행기 형식승인이 요구되지 않는 변경이라면.. | 문제 추적과 해결 시스템은 다음의 사항을 취급하여야 한다.

(i) 새로운 엔진형식승인이 필요한 경우 | 새로운 엔진 장착에 적용되는 모든 문제, 그리고 그 외의 비행기 잔여 문제, 변경된 시스템에 국한된 문제

(ii) 새로운 엔진형식승인이 필요하지 않은 경우 | 변경된 시스템에 국한된 문제

(f) 승인 기준. 본 부록 K25.3.2(g)에 명시된 비행기 실증 비행 시험 프로그램과 비행기 비행 시험 프로그램을 수행하는 동안 장거리운항(ETOPS) 중요 시스템에 발생하는 고장 및 오작동의 형태와 빈도수는 현재 장거리운항(ETOPS)이 승인된 비행기에서 예상되는 고장 및 오작동의 형태와 빈도수와 일치하여야 한다.

K25.3.3 운용 경험과 조기 승인(Early ETOPS)의 조합 방식

운용 경험과 조기 승인(Early ETOPS)의 조합 방식으로 장거리운항(ETOPS) 형식설계 승인을 받고자하는 신청자는 다음의 요구조건을 만족하여야 한다.

(a) 전 세계적으로 동일한 엔진을 장착한 비행기의 엔진 운용 경험 시간이 15,000시간 이상이어야 한다.

(b) 본 부록 K25.3.2(d)항에 명시된 비행기 실증을 제외한, K25.3.2의 장거리운항 조기 승인(Early ETOPS) 요구조건

(c) 본 부록 K25.3.1(c)항에 명시된 비행 시험 요구조건

부록 L - 고강도전자기장(HIRF) 환경 및 장비품에 대한 시험수준

이 부록은 §25.1317에 의거하여 전기 및 전자 시스템에 대한 고강도 전자기장(HIRF) 환경과 장비품에 대한 시험수준을 규정한다. 고강도 전자기장(HIRF) 환경과 장비 고강도 전자기장(HIRF) 시험수준에 대한 전계 강도 값은 변조 주기의 최고점에서 측정되는 실효치로 표현한다.

(a) 고강도 전자기장(HIRF) 환경 I은 다음 표와 같다:

표 I. 고강도 전자기장(HIRF) 환경 I

Frequency | Field strength(volts/meter)

Peak | Average

10 kHz–2 MHz | 50 | 50

2 MHz–30 MHz | 100 | 100

30 MHz–100 MHz | 50 | 50

100 MHz–400 MHz | 100 | 100

400 MHz–700 MHz | 700 | 50

700 MHz–1 GHz | 700 | 100

1 GHz–2 GHz | 2,000 | 200

2 GHz–6 GHz | 3,000 | 200

6 GHz–8 GHz | 1,000 | 200

8 GHz–12 GHz | 3,000 | 300

12 GHz–18 GHz | 2,000 | 200

18 GHz–40 GHz | 600 | 200

이 표에서 주파수대 끝에서 더 높은 전계 강도를 적용한다.

(b) 고강도 전자기장(HIRF) 환경 II는 다음과 같다:

표 II. 고강도 전자기장(HIRF) 환경 II

Frequency | Field strength(volts/meter)

Peak | Average

10 kHz–500 kHz | 20 | 20

500 kHz–2 MHz | 30 | 30

2 MHz–30 MHz | 100 | 100

30 MHz–100 MHz | 10 | 10

100 MHz–200 MHz | 30 | 10

200 MHz–400 MHz | 10 | 10

400 MHz–1 GHz | 700 | 40

1 GHz–2 GHz | 1,300 | 160

2 GHz–4 GHz | 3,000 | 120

4 GHz–6 GHz | 3,000 | 160

6 GHz–8 GHz | 400 | 170

8 GHz–12 GHz | 1,230 | 230

12 GHz–18 GHz | 730 | 190

18 GHz–40 GHz | 600 | 150

이 표에서 주파수대 끝에서 더 높은 전계 강도를 적용한다.

(c) 장비 고강도 전자기장(HIRF) 시험수준 I

(1) 10kHz에서 400MHz에서는 90퍼센트 이상으로 변조된 연속파(CW)로 1kHz의 구형파로 전도내성 시험한다. 전도내성 전류는 10kHz에서 최소 0.6mA로 시작하고 500kHz에서 최소 30mA까지 10 주파수당 20dB로 증가시킨다.

(2) 500kHz부터 40MHz까지는 전도내성 전류는 적어도 30mA여야 한다.

(3) 40MHz부터 400MHz까지는 40MHz에서 최소30mA로 시작하여 400MHz에서 최소 3mA로 10 주파수당 20dB로 감소시키면서 전도내성 시험한다.

(4) 100MHz부터 400MHz까지는 연속파(CW)로 90퍼센트 이상으로 변조된 1kHz의 구형파 20V/m 크기로 방사내성 시험한다.

(5) 400MHz에서 8GHz에서 1kHz의 펄스 반복주기를 갖는 4퍼센트의 듀티 사이클(duty cycle)의 펄스 변조로 최소 150V/m의 크기로 방사내성 시험한다. 이 신호는 50퍼센트의 듀티 사이클로 1Hz의 비율로 온/오프 절환되어야 한다.

(d) 장비 고강도 전자기장(HIRF) 시험수준 2

장비 고강도 전자기장(HIRF) 시험수준 2는 수락 가능한 항공기 전달 함수와 감쇄 커브로 감소된 값으로서 이 부록의 표 II의 고강도 전자기장(HIRF) 환경 II이다. 시험은 10kHz에서 8GHz까지의 주파수대를 포함한다.

(e) 장비 고강도 전자기장(HIRF) 시험수준 3.

(1) 10kHz부터 400MHz까지는 10kHz에서 최소 0.15mA에서 시작하여 500kHz에서 최소 7.5mA까지 10 주파수 당 20dB 로 증가시키면서 전도내성 시험한다.

(2) 500kHz부터 40MHz까지 최소 7.5mA로 전도내성 시험한다.

(3) 40MHz부터 400MHz까지 40MHz에서 7.5mA로 시작하여 400MHz에서 최소 0.75mA로 10 주파수당 20dB로 감쇄하면서 전도내성 시험한다.

(4) 100MHz부터 8GHz까지 최소 5V/m의 전계강도로 방사내성 시험한다.

부록 M. 연료탱크 시스템 인화성 감소수단

M25.1 연료탱크 가연성 노출 요구조건

(a) 이 기준의 부록 N에 따라서 결정된 각 연료탱크의 기단 평균 가연성 노출(FAFE, Fleet Average Flammability Exposure)은 부록 N에서 정의된 바와 같이 가연성 노출 평가시간(FEET, Flammability Exposure Evaluation Time)의 3%를 초과하지 않아야 한다. 단, 인화성 감소수단(FRM, Flammability Reduction Means)을 사용하는 다음의 작동시간 동안에는 가연성 노출 평가시간(FEET)의 1.8%를 초과하지 않아야 한다.

(1) 인화성 감소수단(FRM)이 작동하고 있지만, 연료탱크는 활성 상태이고 가연성이 있을 때.

(2) 인화성 감소수단(FRM)이 작동하지 않고 연료탱크는 가연성이 있을 때.

(b) 이 기준의 부록 N에서 정의된 바와 같이 각 연료탱크의 기단 평균 가연성 노출(FAFE)은 따뜻한 날씨(warm days)에 지상 또는 이륙 및 상승 비행단계 중에도 가연성 노출 평가시간(FEET)의 3%를 초과하지 않아야 한다. 이 분석은 다음의 조건을 고려하여야 한다.

(1) 전반적인 성능을 위하여 수행된 가연성 노출 분석으로부터 해면 지상 대기온도 27℃(80℉) 또는 그 이상의 온도에서 비행한 부분에 대한 자료를 사용하여야 한다.

(2) 지상과 이륙 및 상승 비행단계에 대한 평균 가연성 노출은 특정한 비행단계에서 연료탱크가 가연성 상태인 시간을 해당 비행단계의 총시간으로 나눔으로써 계산할 수 있다.

(3) 이 항에 대한 적합성은 인화성 감소수단(FRM)이 작동하는 상태로 운항되는 비행기의 해당 비행단계에 적용하여 입증하여야 한다.

M25.2 적합성 입증

(a) 신청자는 해석, 지상시험, 비행시험 또는 이들을 조합된 방법으로 적합성 입증에 필요한 데이터를 제시하여야 한다.

(1) 이 부록의 M25.1항에 따라 요구되는 분석에서 사용된 파라미터를 검증하여야 한다.

(2) 이 부록의 M25.1항에 대한 적합성을 입증하기 위해 인화성 감소수단(FRM)을 사용하는 각 탱크의 모든 격실에서 가연성 노출 제한에 대한 유효성을 입증하여야 한다.

(3) 각각의 비행단계 동안에 인화성 감소수단(FRM)이 작동하지 않는 상태에 대한 상황을 서술하여야 한다.

(b) 신청자는 승인을 받고자 하는 인화성 감소수단(FRM)의 성능에 영향을 미치는 비행기 또는 엔진의 형상을 포함하여 해당 인화성 감소수단(FRM)이 M25.1항의 요구조건에 충족함을 검증하여야 한다.

M25.3 신뢰성 지시 및 정비 접근성

(a) 인화성 감소수단(FRM)의 잠재적인 고장을 식별하기 위한 신뢰성 지시(indications) 수단을 구비하여야 한다. 이에 대한 식별은 인화성 감소수단(FRM)과 함께 해당 연료탱크가 M25.1항에 제시된 기단 평균 인화성 노출(FAFE) 요구조건을 만족하는지 보장하기 위하여 필요한 것이다. 이때 인화성 감소수단(FRM)이 작동하지 않는 상태를 포함한다.

(b) 정비요원 또는 비행승무원이 인화성 감소수단(FRM)의 신뢰성 지시수단에 용이하게 접근할 수 있도록 하여야 한다.

(c) 인화성 감소수단(FRM)과 함께 연료탱크(배기시스템을 통하여 탱크와 통하는 다른 탱크를 포함), 그리고 정상적인 상태 또는 고장 상태에서 위험한 상황을 내포할 수 있는 폐쇄된 공간 또는 감싸진 영역에 접근하는 문이나 패널에는 잠재적으로 위험한 상황이 존재할 수 있음을 정비요원에게 경고하기 위하여 영구적인 인쇄, 표식, 또는 플래카드를 부착하여야 한다.

M25.4 감항성 한계 및 절차

(a) 이 부록의 M25.1항에 대한 적합성 입증을 위하여 인화성 감소수단(FRM)을 사용하는 경우, M25.1항의 요구조건을 만족시키는데 사용된 인화성 감소수단(FRM) 구성품의 고장을 식별하는데 필요한 모든 정비 또는 검사 항목을 감항성 한계 부분에 제시하여야 한다.

(b) 인화성 감소수단(FRM)의 정비 중에 고려해야 하는 모든 위험을 식별할 수 있도록 정비절차를 작성하여야 한다. 이 절차는 감항성유지지침서에 포함되어야 한다.

M25.5 신뢰성 보고

현재 적용되는 기준(basis)에 따라 인화성 감소수단(FRM)의 신뢰성에 영향을 미치는 비행기 구성품의 고장을 평가하여야 한다. 신청자 및 소지자는 다음 사항을 수행하여야 한다.

(a) 인화성 감소수단(FRM) 신뢰성 데이터의 수집을 보장하는 효과적인 방법을 실증하여야 한다. 이 방법으로 구성품 고장과 같은 인화성 감소수단(FRM)의 신뢰성에 영향을 미치는 데이터를 제시하여야 한다.

(b) Part 26에 정의된 바와 같이 국토교통부장관이 대체 보고 절차를 승인하지 않은 경우, 해당 비행기의 운용 개시 후 첫 5년 동안은 매 6개월마다 국토교통부에 보고서를 제출하여야 한다. 이후의 매 6개월마다 보고는 국토교통부장관이 인정하는 기타의 신뢰성 추적관리 시스템으로 대체하거나, 인화성 감소수단(FRM)의 신뢰성이 이 부록 M25.1항의 노출 요구조건을 지속적으로 만족할 수 있다고 확인되는 경우 이를 생략할 수 있다.

(c) Part 26에 정의된 바와 같이 국토교통부장관이 승인한 일정계획에 따라, 해당 비행기의 운용 중에 연료탱크의 기단 평균 가연성 노출(FAFE)이 M25.1항의 요구조건 이상으로 증가할 수 있는 인화성 감소수단(FRM)의 고장을 수정하기 위한 운용기술 지침서를 작성하거나 해당 비행기 매뉴얼을 개정하여야 한다.

부록 N. 연료탱크 가연성 노출 및 신뢰성 분석

N25.1 일반

(a) 이 부록은 연료탱크의 기단 평균 가연성 노출(FAFE, Fleet Average Flammability Exposure) 분석을 수행함에 있어 이 기준의 25.981(b)항과 부록 M을 만족하기 위해 필요한 요구조건을 규정한다. 알루미늄 날개에 장착된 연료탱크에 있어 탱크가 전통적인 비가열성 날개의 탱크라는 것이 입증되는 경우, 정성적 평가만으로 충분하다.

(b) 이 부록은 분석을 수행함에 있어 사용되는 연료탱크 가연성에 영향을 미치는 파라미터를 정의한다. 이것은 대기온도의 통계적 분포, 연료 발화점, 비행거리, 비행기의 하강률 같은 기단(fleet) 에 속한 모든 비행기에 영향을 미치는 파라미터를 포함한다. 적합성에 대한 실증은 평가하고자 하는 비행기 모델에 해당하는 특정한 요소를 적용하도록 요구한다. 이와 같은 요소에는 최대 항속거리, 순항 마하수, 비행기가 초기 순항비행 단계를 시작하는 전형적인 고도, 지상 및 비행시간 동안의 연료온도, 그리고 가연성 감소수단(FRM)이 장착된 경우 이에 대한 성능을 포함한다.

(c) 다음의 절에서 제시하는 정의, 입력 변수, 그리고 데이터 표는 특정한 비행기 모델에 대한 기단 평균 가연성 노출(FAFE)을 결정하기 위한 프로그램에 적용하여야 한다.

N25.2 정의

(a) 전체 평균 연료온도(Bulk Average Fuel Temperature)라 함은 탱크가 배플 또는 격실에 의해서 세부적으로 나누어지는 경우, 해당 연료탱크 또는 탱크의 다른 부분 내부의 평균 연료온도를 말한다.

(b) 가연성 노출 평가시간(FEET, Flammability Exposure Evaluation Time)이라 함은 비행기가 비행을 위해 준비하는 시간부터 비행 후 착륙하여 모든 탑재물과 모든 승객 및 승무원이 내린 시간까지이다. 몬테 카를로(Monte Carlo) 프로그램에서 비행시간은 비행거리 분포도(표 N25.4-2)에서 무작위로 추출되고, 사전 비행시간은 비행시간의 함수로 주어지고, 비행 후 시간은 30분으로 한다.

(c) 가연성(Flammable)이라 함은 유체 또는 가스에 관하여 쉽게 점화되거나 폭발하기 쉬운 성질을 의미(Part 1의 정의)한다. 연료탱크의 비가연성 잔여공간(ullage)은 연료-공기 증기가 연소하기에 너무 희박(lean)하거나 너무 농후(rich) 경우 또는 아래와 같이 정의된 불활성(inert) 상태를 말한다. 이 부록의 목적상, 탱크 내부의 전체 평균 연료온도가 해당 연료의 가연성 범위 이내에 있을 때 불활성이 아닌 연료탱크는 가연성으로 간주한다. 배플 또는 격실에 의해서 나누어진 불활성이 아닌 연료탱크는 전체 평균 연료온도가 해당 연료의 가연성 범위 이내에 있을 때 가연성으로 간주한다.

(d) 유체의 발화점(Flash Point)이라 함은 가열된 유체 샘플에 불꽃을 작용시킬 때 증기가 순간적으로 점화되는 가장 낮은 온도를 말한다. 이 부록의 표 N25.4-1은 분석에 사용되는 표준 연료의 발화점을 제시한다.

(e) 기단 평균 가연성 노출(FAFE, Fleet Average Flammability Exposure)이라 함은 이 부록에서 정의된 바와 같은 전세계 환경조건과 연료의 특성으로 항속거리 상에서 운항하는 비행기 형식의 기단(fleet)에 대하여 각 연료탱크의 잔여공간(ullage)에 가연성이 있는 가연성 노출 평가 시간(FEET, flammability exposure evaluation time)의 백분율을 말한다.

(f) 가우스 분포(Gaussian Distribution)라 함은 정규 분포(normal distribution)에 대한 다른 명칭이며, 샘플의 평균과 표준편차에 관련된 정확한 수학적 공식을 가지고 있는 대칭적인 빈도 분포이다. 가우스 분포는 좌우의 바깥쪽으로 확장되는 곡선에서는 점진적으로 빈도가 낮은 것으로 관찰되고 평균 주위에서 대부분의 값이 집중되는 종 모양의 빈도 곡선을 나타낸다.

(g) 위험한 상황(Hazardous Atmosphere)이라 함은 정비요원, 승객 또는 비행승무원이 죽음, 무능력, 자진구출(self-rescue, 폐쇄된 공간에서 도움 없이 탈출) 능력 장애, 부상, 심한 통증의 위험에 노출되는 상태를 말한다.

(h) 불활성(Inert)이라 함은 이 부록의 목적상 탱크의 각 격실에서 전체 평균 산소 농도가 해면부터 3,048m(10,000ft) 고도까지는 12% 미만, 이후 3,048m(10,000ft)의 12%부터 12,192m(40,000ft)의 14.5%까지 선형적으로 증가하고, 그 이상의 고도에서는 외삽법에 의해 선형적으로 증가될 때, 해당 탱크를 불활성으로 간주한다.

(i) 불활성화(Inerting)라 함은 불연성 가스가 연료탱크 잔여공간(ullage)으로 유입되어 연료탱크 잔여공간이 불활성으로 되는 작용을 말한다.

(j) 몬테 카를로 분석(Monte Carlo Analysis)이라 함은 이 부록에서 연료탱크의 기단 평균 가연성 노출(FAFE) 시간을 평가하기 위한 적합성 입증방법으로 규정한 분석적 방법을 말한다.

(k) 산소 발생(Oxygen Evolution)이라 함은 연료탱크에서 압력과 온도의 감소될 때 연료에 용해되어 있던 산소가 연료탱크 잔여공간(ullage)으로 방출되는 현상을 말한다.

(I) 표준 편차(Standard Deviation)라 함은 분포에서 분산 또는 변동의 통계적 척도로서, 산술적 평균으로부터 편차를 제곱한 값을 산술 평균하고 그 값을 제곱근하여 계산한다.

(m) 전달 효과(Transport Effects)라 함은 이 부록의 목적상 연료량이 적은 상태, 연료의 응축, 연료의 증기화에 의해서 연료탱크 내부에 발생하는 연료 증기 농도의 변화를 말한다.

(n) 연료탱크 잔여공간(Ullage)이라 함은 액체 연료가 채워지지 않은 연료탱크 내부의 빈 공간을 말한다.

N25.3 연료탱크 가연성 노출 분석

(a) 연료탱크의 가연성 노출 분석(flammability exposure analysis)은 평가 중인 해당 비행기와 연료 형식에 대한 기단 평균 가연성 노출(FAFE)을 결정하기 위해 해당 연료탱크를 대상으로 수행하여야 한다. 연료탱크는 배플 및 격실로 나눠지기 때문에 이 분석은 탱크의 각 격실 또는 가장 높은 가연성 노출을 가진 탱크의 격실을 대상으로 수행하여야 한다. 이 분석에서는 전달 효과(transport effects)를 고려하지 않는다. 이 분석은 연료탱크 가연성 평가방법 사용자 매뉴얼(DOT/FAA/AR-05/8)에 제시된 방법 및 절차에 따라서 수행하여야 한다. 연료탱크 가연성 노출 “몬테 카를로” 분석에는 N25.3(b)항 및 (c)항에 규정된 파라미터를 사용하여야 한다.

(b) 다음의 파라미터는 몬테 카를로 분석에서 정의하며, N25.4항에 규정되어 있다.

(1) 이 부록에서 정의된 순항비행 대기온도

(2) 이 부록에서 정의된 지상 대기온도

(3) 이 부록에서 정의된 연료 발화점

(4) 이 부록의 표 N25.4-2에서 정의된 비행거리 분포

(5) 연료탱크 가연성 평가방법 사용자 매뉴얼(DOT/FAA/AR-05/8)에서 정의된 비행기 상승 및 하강 프로파일

(c) 특정한 비행기 모델에 대한 몬테 카를로 분석에서 입력 값으로 제시되어야 하는 파라미터는 다음과 같다.

(1) 비행기 순항고도

(2) 연료탱크 용량. 연료의 양이 연료탱크의 가연성에 영향을 미치는 경우, 몬테 카를로 분석에서 평가 중인 비행의 전체 비행시간 동안 연료탱크 또는 연료탱크의 격실 안에 있는 실제 연료의 양을 입력하여야 한다. 이 데이터의 입력 값은 지상 및 비행시험 데이터 또는 국토교통부장관이 승인한 연료 관리 절차에서 인용하여야 한다.

(3) 비행기 순항 마하수

(4) 비행기 최대 항속거리

(5) 연료탱크 열적 특성. 연료의 온도가 연료탱크의 가연성에 영향을 미치는 경우, 몬테 카를로 분석에서 평가 중인 비행의 각 구간에서 연료탱크의 각 지점에서 적시에 연료탱크 안의 실제 전체 평균 연료온도를 입력하여야 한다. 배플 또는 격실로 나누어지는 연료탱크에 대한 전체 평균 연료온도 입력 값은 탱크의 각 격실의 값으로 제시하여야 한다. 이 데이터의 입력 값은 지상 및 비행시험 데이터 또는 지상과 비행시험 데이터에 의해서 확인한 탱크의 열적 모델(thermal model)에서 인용하여야 한다.

(6) 비행기 비행교범의 한계 부분에 정의된 해당 비행기의 최대 운용온도 한계

(7) 비행기 활용. 신청자는 평가 대상인 특정한 비행기 모델의 1일 비행 편수와 비행 편당 시간을 포함하는 데이터를 제시하여야 한다. 평가 대상 비행기의 기단(fleet) 데이터가 없을 경우, 신청자는 1일 비행 편수와 비행 편당 시간이 기존의 기단 데이터와 일치한다는 입증자료를 제시하여야 한다.

(d) 연료탱크 인화성 감소수단(FRM) 모델. 인화성 감소수단이 사용되는 경우, 국토교통부장관이 승인한 몬테 카를로 프로그램은 M25.981항의 가연성 요구조건에 대한 적합성을 입증하는데 사용하여야 한다. 연료탱크 또는 인화성 감소수단이 장착된 격실이 가연성을 가질 때, 프로그램은 각각의 비행 단계 동안 시간 구간을 결정하여야 한다. 시간 구간을 설정하는데 있어 다음의 요소를 고려하여야 한다.

(1) 인화성 감소수단이 적절하게 작동 중이나 연료탱크 통기구 시스템 또는 다른 원인으로 인하여 비가연성 연료탱크를 유지하지 못하였을 때 가연성 노출 평가 시간을 통해서 예상되는 운용 상황 하에서 시간 구간

(2) 표준 최소장비 목록(MMEL, Master Minimum Equipment List)에 의한 부작동 시스템의 운항배치를 요구하는 경우, 신뢰성 분석에서 가정된 시간 구간. 단, 국토교통부장관이 대체 구간을 승인하지 않은 경우, 비행 60시간을 10일 표준 최소장비 목록 배정제한을 위해 사용하여야 한다.

(3) 인화성 감소수단이 작동정지 또는 작동되지 않을 수 있는 비행기 시스템의 작동정지 또는 고장을 포함하여 잠재적인 또는 알려진 고장에 의하여 발생할 수 있는, 국토교통부장관이 인정하는 분석 또는 시험으로 입증된, 인화성 감소수단 부작동 시간 구간의 빈도 및 시간

(4) 연료탱크의 가연성 노출을 증가시킬 수 있는 인화성 감소수단의 고장 영향

(5) 연료탱크 내부의 산소 농도에 영향을 미치는 인화성 감소수단을 사용하는 경우, 연료에서의 산소 발생이 연료탱크 또는 격실이 불활성 수준을 초과하는 결과를 초래할 때의 시간 구간. 신청자는 연료탱크 또는 격실의 연료에서 산소 발생이 가연성 연료탱크가 될 때까지의 시간을 포함하여야 한다. 산소 발생률은 연료탱크 가연성 평가 사용자 매뉴얼(DOT/FAA/AR-05/8)에 정의된 값을 사용하여야 한다.

(6) 불활성 시스템 인화성 감소수단을 사용하는 경우, 표 N25.4-4에서 정의된 바와 같이 12시간 밤사이의 주변온도 변화로 인하여 주간의 마지막 비행 다음에 연료탱크로 유입될 수 있는 공기의 영향

(e) 신청자는 연료탱크 가연성 분석 승인을 위하여, 이 부록의 N25.3(c)항에 따라 식별된 해당 비행기의 특정한 파라미터, 가연성 노출에 영향을 미치는 것으로 N25.6(b)항에서 정의된 파라미터를 포함하여, 입증에 필요한 데이터, 감항성 한계, 그리고 분석에서 가정한 기타의 조건을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

N25.4 변수와 데이터 표

다음의 데이터는 기단 평균 가연성 노출(FAFE)을 결정하기 위하여 가연성 노출 분석을 수행할 때 사용하여야 한다. 기단 가연성 노출을 계산하기 위하여 사용되는 변수는 주변 대기온도, 비행시간, 가연성 노출 평가시간, 연료 발화점, 연료탱크의 열적 특성, 밤새 강하한 온도, 연료탱크의 연료로부터 잔여공간으로 발생되는 산소를 포함하여야 한다.

(a) 주변 대기온도 및 연료 특성

(1) 주어진 비행시간 동안에 가연성 노출 정도를 예측하기 위하여 지상의 주변온도와 순항비행 시 주변온도의 변화, 지상에서 순항비행으로 그리고 그 반대의 경로로 전환과정을 계산하는 방법을 사용하여야 한다. 지상 및 순항 온도의 변화와 연료의 발화점은 가우스 곡선에서 정의되며, 50% 값과 “±1 표준편차”의 값으로 주어진다.

(2) 주변온도 : 이 프로그램 하에서 지상 및 순항비행의 주변온도는 대기 상의 온도로 간주한다. 순항비행 온도에 도착할 때까지 온도는 지상 주변온도부터 국제표준대기 변화율에 따라 고도와 함께 달라진다. 이 고도 이상에서의 주변온도는 순항비행의 주변온도로 고정된다. 이것은 상층 대기온도의 변화를 가져온다. 저온 대기조건(cold days)에서는 3,048m(10,000ft)까지 역전(inversion)이 적용되고 그 이후부터 국제표준대기 변화율을 사용한다.

(3) 연료 특성

(i) Jet A 연료인 경우, 연료 발화점의 변화는 주어진 표 N25.4-1의 50% 값과 "±1 표준편차"에 의하여 가우스 분포에서 정의된다.

(ii) 가연성 노출 분석에 사용하여야 하는 연료 가연성 선도는 주어진 비행 동안 몬테 카를로에 의해 결정된 연료의 발화점 역할을 하는 것이다. 연료 가연성 선도는 다음과 같이 인화성 상한((UFL, Upper Flammability Limit)과 인화성 하한(LFL, Lower Flammability Limit)에 의해 정의된다.

(A) 해면고도에서 인화성 하한(LFL) : 해면고도 5.5℃(10°F) 의 연료 발화점 온도. 인화성 하한은 고도가 증가함에 따라 246m(808ft)당 0.55℃(1°F) 비율로 감소한다.

(B) 해면고도에서 인화성 상한(UFL) : 해면고도 19.5℃(63.5°F)의 연료 발화점 온도. 인화성 상한은 고도가 증가함에 따라 156m(512ft) 당 0.55℃(1°F) 비율로 감소한다.

(4) 각 비행분석을 위한 각각의 임의의 수는 표 N25.4-1에서 정의된 가우스 분포에서 사용하는 3개의 변수(지상 주변온도, 순항 주변온도, 연료 발화점)로부터 생성하여야 한다.

파라미터 | 지상 주변온도 | 순항 주변온도 | 연료 발화점

평균 온도 | 15.36℃ (59.95℉) | -73.3℃(-70℉) | 48.8℃(120℉)

-1 표준편차 | 11.18℃ (20.14℉) | 4.4℃(8℉) | 4.4℃(8℉)

+1 표준편차 | 9.6℃ (17.28℉) | 4.4℃(8℉) | 4.4℃(8℉)

표 N25.4-1. 지상 주변온도, 순항 주변온도, 연료 발화점에 대한 가우스 분포

(b) 몬테 카를로 분석에서 표 N25.4-2에 정의된 비행거리분포도를 사용하여야 한다.

비행거리(NM) | 비행기 최대거리(NM)

시작(from) | 끝(to) | 1,000 | 2,000 | 3,000 | 4,000 | 5,000 | 6,000 | 7,000 | 8,000 | 9,000 | 10,000

0 | 200 | 11.7 | 7.5 | 6.2 | 5.5 | 4.7 | 4.0 | 3.4 | 3.0 | 2.6 | 2.3

200 | 400 | 27.3 | 19.9 | 17.0 | 15.2 | 13.2 | 11.4 | 9.7 | 8.5 | 7.5 | 6.7

400 | 600 | 46.3 | 40.0 | 35.7 | 32.6 | 28.5 | 24.9 | 21.2 | 18.7 | 16.4 | 14.8

600 | 800 | 10.3 | 11.6 | 11.0 | 10.2 | 9.1 | 8.0 | 6.9 | 6.1 | 5.4 | 4.8

800 | 1,000 | 4.4 | 8.5 | 8.6 | 8.2 | 7.4 | 6.6 | 5.7 | 5.0 | 4.5 | 4.0

1,000 | 1,200 | 0.0 | 4.8 | 5.3 | 5.3 | 4.8 | 4.3 | 3.8 | 3.3 | 3.0 | 2.7

1,200 | 1,400 | 0.0 | 3.6 | 4.4 | 4.5 | 4.2 | 3.8 | 3.3 | 3.0 | 2.7 | 2.4

1,400 | 1,600 | 0.0 | 2.2 | 3.3 | 3.5 | 3.3 | 3.1 | 2.7 | 2.4 | 2.2 | 2.0

1,600 | 1,800 | 0.0 | 1.2 | 2.3 | 2.6 | 2.5 | 2.4 | 2.1 | 1.9 | 1.7 | 1.6

1,800 | 2,000 | 0.0 | 0.7 | 2.2 | 2.6 | 2.6 | 2.5 | 2.2 | 2.0 | 1.8 | 1.7

2,000 | 2,200 | 0.0 | 0.0 | 1.6 | 2.1 | 2.2 | 2.1 | 1.9 | 1.7 | 1.6 | 1.4

2,200 | 2,400 | 0.0 | 0.0 | 1.1 | 1.6 | 1.7 | 1.7 | 1.6 | 1.4 | 1.3 | 1.2

2,400 | 2,600 | 0.0 | 0.0 | 0.7 | 1.2 | 1.4 | 1.4 | 1.3 | 1.2 | 1.1 | 1.0

2,600 | 2,800 | 0.0 | 0.0 | 0.4 | 0.9 | 1.0 | 1.1 | 1.0 | 0.9 | 0.9 | 0.8

2,800 | 3,000 | 0.0 | 0.0 | 0.2 | 0.6 | 0.7 | 0.8 | 0.7 | 0.7 | 0.6 | 0.6

3,000 | 3,200 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.6 | 0.8 | 0.8 | 0.8 | 0.8 | 0.7 | 0.7

3,200 | 3,400 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.7 | 1.1 | 1.2 | 1.2 | 1.1 | 1.1 | 1.0

3,400 | 3,600 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.7 | 1.3 | 1.6 | 1.6 | 1.5 | 1.5 | 1.4

3,600 | 3,800 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.9 | 2.2 | 2.7 | 2.8 | 2.7 | 2.6 | 2.5

3,800 | 4,000 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.5 | 2.0 | 2.6 | 2.8 | 2.8 | 2.7 | 2.6

4,000 | 4,200 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 2.1 | 3.0 | 3.2 | 3.3 | 3.2 | 3.1

4,200 | 4,400 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 1.4 | 2.2 | 2.5 | 2.6 | 2.6 | 2.5

4,400 | 4,600 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 1.0 | 2.0 | 2.3 | 2.5 | 2.5 | 2.4

4,600 | 4,800 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.6 | 1.5 | 1.8 | 2.0 | 2.0 | 2.0

4,800 | 5,000 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.2 | 1.0 | 1.4 | 1.5 | 1.6 | 1.5

5,000 | 5,200 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.8 | 1.1 | 1.3 | 1.3 | 1.3

5,200 | 5,400 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.8 | 1.2 | 1.5 | 1.6 | 1.6

5,400 | 5,600 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.9 | 1.7 | 2.1 | 2.2 | 2.3

5,600 | 5,800 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.6 | 1.6 | 2.2 | 2.4 | 2.5

5,800 | 6,000 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.2 | 1.8 | 2.4 | 2.8 | 2.9

6,000 | 6,200 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 1.7 | 2.6 | 3.1 | 3.3

6,200 | 6,400 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 1.4 | 2.4 | 2.9 | 3.1

6,400 | 6,600 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.9 | 1.8 | 2.2 | 2.5

6,600 | 6,800 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.5 | 1.2 | 1.6 | 1.9

6,800 | 7,000 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.2 | 0.8 | 1.1 | 1.3

7,000 | 7,200 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.4 | 0.7 | 0.8

7,200 | 7,400 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.3 | 0.5 | 0.7

7,400 | 7,600 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.2 | 0.5 | 0.6

7,600 | 7,800 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.5 | 0.7

7,800 | 8,000 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.6 | 0.8

8,000 | 8,200 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.5 | 0.8

8,200 | 8,400 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.5 | 1.0

8,400 | 8,600 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.6 | 1.3

8,600 | 8,800 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.4 | 1.1

8,800 | 9,000 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.2 | 0.8

9,000 | 9,200 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.5

9,200 | 9,400 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.2

9,400 | 9,600 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1

9,600 | 9,800 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1

9,800 | 10,000 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1

표 N25.4-2. 비행거리 분포도

(c) 밤새 강하한 온도. 인화성 감소수단(FRM)이 장착된 비행기에 대한 밤새 강하한 온도는 다음 사항을 사용하는 것으로 간주한다.

(1) 이전 비행의 착륙 온도와 같은 한밤중의 초기 온도는 가우스 분포에 근거한 임의의 수이다.

(2) 밤새 강하한 온도는 가우스 분포에 근거한 임의의 수이다.

(3) 밤새 지상에 있는 비행기(특정한 비행기의 평가 모델을 사용하느냐에 따라 일별 평균 비행 대수가 아닌 1일 한 대의 비행기)에 대해, 착륙 시 외부 공기온도는 다음의 가우스 곡선에서 임의의 수를 정한다.

파라미터 | 착륙 시의 외부 공기온도

평균 온도 | 14.82℃(58.68℉)

-1 표준편차 | 11.41℃(20.55℉)

+1 표준편차 | 7.3℃(13.21℉)

표 N25.4-3. 착륙 시의 외부 공기온도

(4) 밤새 강하한 외부 공기온도는 다음의 가우스 곡선에서 임의의 수를 정한다.

파라미터 | 외부 공기온도 강하

평균 온도 | -11.11℃(12℉)

1 표준편차 | 3.3℃(6℉)

표 N25.4-4. 외부 공기온도 강하

(d) 분석에서 요구하는 시험 비행기 대수. 기단(fleet) 평균과 따뜻한 날(warm day)의 가연성 노출 요구조건에 대한 적합성을 입증하기 위한 몬테 카를로 분석을 위하여, 신청자는 표 N25.4-5에 정의된 적용 가연성 한계를 만족하는 평가에 의거하여 연료탱크의 따뜻한 날 가연성 노출과 기단 평균을 확보하기 위한 최소 비행기 수에 대한 분석을 수행하여야 한다.

몬테 카를로 분석 최소 횟수 | 3% 요구조건 충족하기 위한 최대 허용 가능한 몬테 카를로 평균 연료탱크 가연성 노출(%) | 7% 요구조건 충족하기 위한 최대 허용 가능한 몬테 카를로 평균 연료탱크 가연성 노출(%)

10,000 | 2.91 | 6.76

100,000 | 2.98 | 6.96

1,000,000 | 3.00 | 7.00

표 N25.4-5. 가연성 노출 한계

부록 O 과냉각 대형 입자 결빙 조건

본 부록은 두 부분으로 구성되어 있다. Part I는 이 부록에서 입자의 평균 체적 직경(MVD)이 부록 C의 연속최대결빙에서 최대 평균 유효 직경(MED)인 40㎛보다 작거나 그 이상인 과냉각된 대형 입자 결빙 조건에 대한 설명으로 정의된다. 이 부록의 경우, 과냉각 대형 입자 결빙 조건은 층운에서 발생하는 진눈깨비와 얼어붙는 비로 구성된다. Part II는 Subpart B의 비행기의 성능과 조종성 요구조건을 입증하기 위한 결빙 적층을 정의한다.

Part I – 기상학

이 부록 결빙 조건은 입자 직경 분포의 함수로써 고도, 수직과 수평 범위, 온도, 액적의 함량과 중량분포의 변수로 정의된다.

(a) 진눈깨비( 최대 입자 직경이 100㎛∼500㎛ 범위인 조건)

(1) 압력 고도 범위 : 0 ∼ 22,000 feet MSL(Mean Sea Levels)

(2) 최대 수직 범위 : 12,000 feet.

(3) 수평 범위 : 17.4 NM의 표준 거리

(4) 전체 액적 함량

주의 : 17.4NM의 수평 범위 표준 거리를 기준으로 세제곱미터당 그램(g/m3)의 액적함량(LWC)

(5) 입자 직경 분포 : Figure 2. 참조

(6) 고도와 온도 범위 : Figure 3. 참조

(b) 얼어붙는 비 (최대 입자 직경이 500㎛ 이상의 범위인 조건

(1) 압력 고도 범위 : 0 ∼ 12,000 feet MSL(Mean Sea Levels)

(2) 최대 수직 범위 : 7,000 feet.

(3) 수평 범위 : 17.4 NM의 표준 거리

(4) 전체 액적 함량

주의 :1 7.4NM의 수평 범위 표준 거리를 기준으로 세제곱미터당 그램(g/m3)의 액적함량(LWC)

(5) 입자 직경 분포 : Figure 5. 참조

(6) 고도와 온도 범위 : Figure 6. 참조

(c) 수평 범위

S = 1.266 − 0.213 log10(H)

여기서:

S = 액적함량 분포 계수 (무차원 계수)와

H = 수평분포거리(NM)

Part II – Subpart B 적합성 입증을 위한 기체 결빙 적층

(a) 일반

각 비행단계에서 비행 성능과 조종성에 최악의 결빙 적층은 Subpart B 결빙 조건에서의 비행 성능과 조종성 요구조건을 입증하는데 사용하여야 한다. 신청자는 평균유효직경, 액적 함량, 비행 조건(예를 들어 형상, 속도, 받음각과 고도)에 적절한 온도를 포함하여 본 부록의 Part I에 제시된 대기결빙조건의 전 범위를 고려하여 시연하여야 한다.

(1) §25.1420(a)(1)항에 따라 인증된 비행기의 경우, 각 비행단계의 결빙 적층은 Part II의 (b)에서 정의된다.

(2) §25.1420(a)(2)항에 따라 인증된 비행기의 경우, 부록 Part II (b)와 (c)에서 정의된 각 비행단계에 대하여 가장 위험한 상태의 결빙 적층을 사용해야 한다. Part II (c)에서 정의된 결빙 적층의 경우, 비행기가 안전한 운용을 할 수 있는 Part I 부분만 고려해야 한다.

(3) §25.1420(a)(3)항에 따라 인증된 비행기의 경우, 각 비행 단계의 결빙 적층은 Part II (c)에서 정의된다.

(b) §25.1420(a)(1)항 또는 (2)항에 따라 인증된 비행기의 결빙 적층을 말한다.

(1) 순항단계의 결빙은 §25.1420(a)(1)항에 따라 인증된 비행기에 대하여 부록 C의 Part II의 (c) 또는 §25.1420(a)(2)항에 따라 인증된 비행기에 대하여 본 부록의 Part II의 (a)(3)에 의해 정의된다.

(i) 감지되기 전의 결빙은 부록 Part II (b)(5)에 의해 정의된다.;

(ii) 결빙은 부록 Part I에서 정의된 가장 최악의 결빙조건에서 수평 범위 17.4NM 범위인 층운과 부록 C에서 정의된 연속최대결빙조건에서의 수평 범위 17.4NM 범위인 층운이 이동되는 동안 축적된다.

(2) 공중대기단계의 결빙은 §25.1420(a)(1)항에 따라 인증된 비행기에 대하여 부록 C의 Part II (a)(4) 또는 §25.1420(a)(2)항에 따라 인증된 비행기에 대하여 부록의 Part II (c)(4)에 의해 정의된다.

(i) 감지되기 전의 결빙은 부록 Part II (b)(5)에 의해 정의된다.;

(ii) 결빙은 부록 Part I에서 정의된 가장 최악의 결빙조건에서 수평 범위 17.4NM 범위인 층운과 부록 C에서 정의된 연속최대결빙조건에서의 수평 범위 17.4NM 범위인 층운이 이동되는 동안 축적된다.

(iii) 공중대기단계의 결빙 상태에 대한 총 노출시간은 45분을 초과할 필요는 없다.

(3) 접근단계의 결빙은 부록 Part II (b)(2)에서 정의된 공중대기단계 결빙의 가장 위험한 상태이거나 부록 Part II (b)(3)(i) 또는 (ii)항에서 계산된 결빙을 말한다.

(i) 25.1420(a)(2)항에 따라 인증된 비행기에 대하여, 결빙은 접근비행 형태로 전환과 함께 순항비행 형태에서 부록 Part I에서 정의된 결빙의 최대 수직 범위로부터 착륙면 기준 2000피트 이상까지 하강 동안 축적된다.

(A) 감지되기 전의 결빙은 본 부록 Part II (b)(5)에서 정의된다.

(B) 결빙은 부록 Part I에서 정의된 가장 최악의 결빙조건에서 수평 범위 17.4NM 범위인 층운과 부록 C에서 정의된 연속최대결빙조건에서의 수평 범위 17.4NM 범위인 층운이 착륙 면으로부터 2000 feet 이상까지 하강 동안 축적된다.

(ii) 25.1420(a)(1)항에 따라 인증된 비행기에 대하여, 결빙은 접근비행 형태로의 전환과 함께 순항비행 형태 안에서 착륙 면으로부터 2,000 feet 까지 부록 C Part I에서 정의된 최대연속결빙조건의 최대 수직 범위로부터 하강하는 동안 축적된다.

(A) 감지되기 전의 결빙은 부록 Part II (b)(5)에서 정의된다.

(B) 결빙은 부록 Part I에서 정의된 가장 최악의 결빙조건에서 수평 범위 17.4NM 범위인 층운과 부록 C에서 정의된 연속최대결빙조건에서의 수평 범위 17.4NM 범위인 층운이 착륙 면으로부터 2000 feet 이상까지 하강 동안 축적된다.

(4) 착륙단계의 결빙은 부록 Part II (b)(2)에서 정의된 공중대기단계의 결빙에서 가장 위험한 상태이거나, 부록 Part II (b)(4)(i) 또는 (ii)항에서 계산된 결빙을 말한다.

(i) 25.1420(a)(2)항에 따라 인증된 비행기에 대하여, 결빙은 부록의 Part I에서 정의된 결빙 조건에서 착륙비행 형태로의 전환 시 착륙 면으로부터 200 feet 이상의 고도부터 2,000 feet 까지 하강과 함께 부록 Part II paragraph (c)(5)(i)에서 정의된다.

(A) 감지되기 전의 결빙은 본 부록 Part II (b)(5)에서 정의된다.

(B) 결빙은 부록 Part I에서 정의된 가장 최악의 결빙조건에서 수평 범위 17.4NM 범위인 층운이 착륙 면으로부터 200 feet 이상고도부터 §25.119항의 요구된 최소 상승 변화율 초기의 회피 기동 동안과 부록 C에서 정의된 연속최대결빙조건의 가장 최악의 결빙조건에서 수평 범위 17.4NM 범위인 층운으로부터 축적된다.

(ii) 25.1420(a)(1)항에 따라 인증된 비행기에 대하여, 결빙은 접근비행 형태와 착륙면보다 2,000 feet 이상에서 15분간 비행 전환과 함께 착륙 형태로의 전환 시 착륙면으로부터 200 feet 이상의 고도부터 2,000 feet 까지의 하강 그리고 순항 형태 안에서 착륙 면으로부터 2,000 feet 까지 본 부록 Part I 결빙 상태의 최대 수직 범위로부터 하강하는 동안 축적된다.

(A) 감지되기 전의 결빙은 부록 Part II b)(5)에서 정의된다.

(B) 결빙은 부록 Part I에서 정의된 가장 최악의 결빙조건에서 수평 범위 17.4NM 범위인 층운과 부록 C에서 정의된 연속최대결빙조건에서의 수평 범위 17.4NM 범위인 층운을 통하여 착륙 면 보다 200 feet 이상의 고도로부터 §25.119항의 요구된 최소 상승 변화율 초기의 회피 기동 동안 축적된다.

(5) 감지되기 전의 결빙은 §25.1420(a)(1)과 (2)에 따라 요구된 부록의 비행 상태에서 감지되기 전의 결빙을 말한다. 이는 결빙 감지에 소요되는 시간 동안 축적된 결빙과 항공 교통 관제와의 조정 시간을 포함하여 승무원이 회피 조치를 취하는 2분간 추가적으로 축적되는 결빙을 더하여, 회피를 요하는 결빙 상황을 조우하기 전까지는 비행이 승인된 결빙상황에서 이미 존재했을 수 있는 결빙이다.

(i) 25.1420(a)(1)항에 따라 인증된 비행기에 대하여, 감지되지 전의 결빙은 부록 C에서 정의된 결빙 조건에 근거하여야 한다.

(ii) 25.1420(a)(2)항에 따라 인증된 비행기에 대하여, 감지되지 전의 결빙은 부록 C에서 정의된 결빙 조건 또는 비행기가 안전하게 운용하기 위하여 부록 Part I에서 정의된 결빙 조건 보다 보수적으로 근거하여야 한다.

(c) 비행기에 대한 결빙 적층은 §25.1420(a)(2) 또는 (3)항에 따라 인증되어야 한다. §25.1420(a)(2)항에 따라 인증된 비행기에 대하여, 비행기가 안전하게 운용하기 위한 부록 Part I의 결빙 조건의 부분만 고려하여야 한다.

(1) 이륙단계의 결빙은 Part I의 이륙최대결빙조건에서 이륙 시 결빙이 시작되었다고 가정할 때 이륙면과 이륙면부터 400 feet 까지의 사이에서 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 결빙과 보호되지 않은 면의 가장 위험한 결빙을 말한다.

(2) 최종이륙단계의 결빙은 이륙면 위의 400 feet에서 1,500 feet까지, 또는 이륙에서 순항으로의 전환이 완료되고 VFTO에 도달하는 고도 중 어느 것이든지, 그 사이에서 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 결빙 적층과 보호되지 않은 면의 가장 위험한 결빙 적층을 말한다. 결빙은 Part I의 이륙최대결빙조건에서 이륙 시 결빙 적층 축적이 시작되었다고 가정한다.

(3) 순항단계의 결빙은 순항 비행단계 동안 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 결빙과 보호되지 않은 면의 가장 위험한 결빙상태를 말한다.

(4) 공중대기단계의 결빙은 공중대기 비행 단계동안 발생하는 부록 Part I에서 정의된 수평 범위 17.4NM 범위인 층운에서 45분간 비행의 결과로써 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 결빙과 보호되지 않은 면의 가장 위험한 결빙상태를 말한다.

(5) 접근단계의 결빙은 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 결빙과 보호되지 않은 면에서 가장 위험한 결과로써:

(i) 결빙은 착륙면보다 2,000 feet 이상에서 15분 동안 비행과 접근비행 형태로의 전환 시 뿐만 아니라 순항비행 형태에서 부록 Part I에서 정의된 결빙조건의 최대 수직 범위로부터 착륙면보다 2,000 feet 까지 하강 시 부록 Part I에서 정의 된 결빙 조건에서 축적된다.; 또는

(ii) 공중대기단계의 결빙은 부록 Part II (c)(4)에 의해 정의된다.

(6) 착륙단계의 결빙은 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 결빙과 보호되지 않은 면에서 가장 위험한 결과로써:

(i) 결빙은 착륙비행 형태로의 전환 시 착륙면으로부터 200 feet 이상의 고도부터 2,000 feet 까지의 하강동안 부록 Part I에서 정의된 결빙조건에서 축적된 결빙, §25.119의 요건인 최소 상승률에서 복행(go-around), 착륙면으로부터 200 feet 이상의 고도부터 2,000 feet 까지 착륙비행 형태로의 착륙면(착륙) 까지 하강 그리고 접근비행 형태로의 착륙면보다 2000 feet 이상에서 15분 동안 비행과 함께 부록 Part II (c)(5)(i)에 의해 정의된다.; 또는

(ii) 공중대기단계의 결빙은 부록 Part II (c)(4)에 의해 정의된다.

(7) 보호되는 부품과 보호되지 않은 부품의 경우, 이륙단계에서의 결빙 적층은 부록 Part I에서 정의된 결빙 조건하에서 다음의 가정을 통하여 반드시 결정하여야 한다.

(i) 에어포일과 조종면, 프로펠러(해당되는 경우)는 이륙을 시작하는 시점에서 서리, 강설, 결빙에 영향을 받지 않는다.

(ii) 결빙 적층은 이륙 시점에서 시작한다.

(iii) 무게와 추력/전력의 임계비

(iv) VEF 에서 발생된 임계 엔진 고장

(v) 결빙방지시스템의 작동은 이륙주행을 시작한 직후를 제외하고 비행기의 비행교범에 제시된 정상 비행 절차에 따른다. 승무원은 비행기가 이륙면 이상 최소 400ft가 될 때까지 결빙방지시스템을 작동하기 위한 어떠한 조작도 취해서는 안 된다.

(d) 결빙방지시스템이 작동하고 의도된 기능을 수행하기 전의 결빙은 연속최대 대기 결빙조건에서 결빙방지시스템의 효과적인 작동과 활동 전의 보호되는 면과 보호되지 않는 면에 형성된 위험한 결빙이다. 본 결빙은 25.143(j)항과 25.707(h)항의 적합성을 입증하는 데에 적용된다.

(e) §25.21(g)의 요구조건에 적합성을 입증 시 결빙 적층의 수를 줄이기 위하여, 비행단계에서 정의된 특정 결빙 적층만큼 위험하게 나타난 경우, 부록에서 정의된 결빙적층의 어느 것이든 비행단계로 사용될 수 있다. 결빙 적층 하에서 형상 차이와 영향성을 고려해야 한다.

(f) 성능의 차이가 보수적으로 고려될 경우에는 비행성에 있어 가장 부정적인 영향을 끼치는 결빙 적층을 항공기 성능 시험에 사용할 수 있다.

[압축 안 파일: 06 항공기기술기준 Part 26 수송류 비행기에 대한 감항성유지와 안전성 향상기준.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 26

수송류 비행기에 대한 감항성유지와 안전성 향상기준

(Continued Airworthiness and Safety Improvements for Transport Category Airplanes)

Subpart A 일반

제정: 2016.12.28 26 - 개정: ...pages

제정: 2016.12.28 26 - 개정: ...

Subpart B 비행기 시스템을 위한 향상된 감항성 프로그램

Subpart C 경년 비행기 안전 - 광범위한 피로손상(Aging Airplane Safety - Widespread Fatigue Damage)

Subpart D 연료탱크 인화성(Fuel Tank Flammability)

Fuel tank flammability)8

affecting fuel tank flammability)10

Fuel tank flammability)12

Fuel tank flammability)12

Subpart E 경년 비행기 안전성 - 수리개조를 위한 손상허용 데이터(Aging Airplane Safety - Damage Tolerance Data for Repairs and Alterations)

- Repairs)14

and repairs to alterations)16

for a supplemental type certificate - Alterations and repairs to alterations)17

Subpart A 일반

(a) 이 기준은 수송류 비행기의 감항성 유지와 안전성 향상을 위한 요건들을 규정한다. 이 요건에는 수행평가, 설계변경서의 개발, 지속적인 감항성 유지를 위한 지침서의 개정판 개발, 및 관계자에게 필요한 문서를 이용 가능하도록 만드는 요건들을 포함할 수 있다. 설계변경과 계속감항성지침서에 대한 개정 기준을 규정하는 이 기준의 요건들은 감항성 요건으로 간주된다.

(b) 이 절의 (c)항에서 규정한 경우를 제외하고, 이 기준은 다음에 해당하는 자에게 적용된다.

(1) 형식증명서 또는 부가형식증명서의 소지자

(2) 형식증명, 부가형식증명의 신규신청 또는 변경(설계변경을 기술하는 정비개선회보를 포함)을 신청한 자

(3) 감항성에 영향을 줄 수 있는 비행기의 수리, 개조, 또는 변경에 대한 설계 승인을 받고자 하는 자

(4) 새로운 형식의 비행기 생산 면허 소지자

(c) 설계변경 승인 신청자가 본 part와 동시에 또는 이후에 채택된 part 25의 상응하는 개정 내용을 준수하기로 선택하거나 준수할 것이 요구되는 경우에는 본 part에 적용되는 감항 요건은 이행할 필요가 없다.

(d) 이 기준의 목적상 “형식증명서”에는 부가형식증명서를 포함하지 않는다.

신청자는 해당 항공기 엔진이 이 기준의 해당 요구조건에 충족함을 입증하여야 한다.

아래 표는 이 기준의 적용에 대한 개요를 보여주고, 다양한 형태의 적용 대상자들에게 적용 요건들을 구분하여 준다. 각 Subpart와 절(section)의 세부적인 적용에 대해서는 해당 요건에 상세하게 기술되어 있다.

구분 | 적용되는 절(Sections)

Subpart B 감항성 향상 프로그램/연료탱크 안전 | Subpart C 광범위 피로 손상 | Subpart D 연료탱크 인화성 | Subpart E 손상허용 데이터

기준의 유효일자 | 2007.12.10일 | 2011.1.14 | 2008.9.19 | 2008.1.11

기존1 형식증명 소지자 | 26.11 | 26.11 | 26.33 | 26.43, 26.45, 26.49

계류 중인1 형식증명 신청자 | 26.11 | 26.11 | 26.37 | 26.43, 26.45

미래의2 형식증명 신청자 | 해당 없음 | 해당 없음 | 해당 없음 | 26.43

기존1 부가형식증명 소지자 | 해당 없음 | 해당 없음 | 26.35 | 26.47, 26.49

계류중인1 부가형식증명 /개정형식증명 신청자 | 26.11 | 26.11 | 26.35 | 26.45, 26.47, 26.49

미래의 2 부가형식증명 /개정형식증명 신청자 | 26.11 | 26.11 | 26.35 | 26.45, 26.47, 26.49

제작사 | 해당 없음 | 해당 없음 | 26.39 | 해당 없음

1 인지된 규정의 유효일 현재

2 인지된 규정의 유효일 이후의 신청

Subpart B 비행기 시스템을 위한 향상된 감항성 프로그램(Enhanced Airworthiness Program for Airplane Systems)

(a) 이 절의 (g)항에서 정한 사항을 제외하고, 이 절은 1958년 1월 1일 이후에 최초의 형식증명서가 발급되었거나 이후에 탑재능력을 늘린 다음과 같은 수송류 터빈엔진 비행기에 적용한다.

(1) 최대 탑승인원을 30인 이상으로 형식증명을 받은 비행기

(2) 최대 탑재량이 3,402kg(7,500lbs) 이상인 비행기

(b) 이 절의 (d)항에 각 호의 어느 하나에 해당하는 형식증명 소지자 및 신청자는 2007년 12월 10일에 발효된 Part 25의 부록 H25.5(a)(1)항과 (b)항에 따라 적용이 되는 각 형식설계별 대표 비행기의 전선연결시스템에 대한 게속감항성 유지를 위한 지침서를 작성하고, 이를 국토부장관에게 제출하여 검토 및 승인을 받아야 한다.

이 절의 목적 상, “대표 비행기”라 함은 해당 시리즈의 비행기 제작에 사용된 전선연결시스템의 모든 차이가 반영되고 이 기준의 유효일 현재 발행된 감항성개선지시서에 따라서 형식증명 소지자가 설계한 모든 개조사항이 반영된 각 모델 시리즈의 비행기 형상을 말한다.

이 절의 (d)항에서 정한 각 자는 전선연결시스템의 게속감항성 유지를 위한 지침서의 호환성을 확보하기 위하여 연료탱크시스템의 안전에 관한 미국 연방항공청의 특별감항기준(SFAR 88)에 따르기 위하여 연료탱크 안전 관계자가 제정한 연료탱크시스템의 게속감항성 유지를 위한 지침서를 검토하여야 한다.

(c) 이 절의 (d)항 각 호의 어느 하나에 해당하는 개정 형식증명서 및 부가형식증명서 신청자는 다음을 하여야 한다.

(1) 해당 설계 변경이 국토교통부의 승인을 받아야 하는 것이고, Part 25의 부록 H의 H25.5(a)(1)항과 (b)항의 요건을 준수하기 위하여 이 절의 (b)항에서 요구된 게속감항성 유지를 위한 지침서(ICA)에 대한 개정을 필요로 하는지 여부를 평가하여야 한다. 만약 게속감항성 유지를 위한 지침서의 개정을 요하는 경우라면, 신청자는 국토교통장관의 검토 및 승인을 받기 위하여 필요한 개정안을 작성하여 국토부장관에게 제출하여야 한다.

(2) 개정된 전선연결시스템에 대한 감항성유지지침서가 기존의 연료탱크시스템의 감항성유지지침서와 호환성을 유지하고 이들 간에 중복되는 요건이 최소화 되도록 하여야 한다.

(d) 다음 각 호의 자는 각 호에서 정한 날짜 이전에 이 절의 (b)항 또는 (c)항의 요건을 준수하여야 한다.

(1) 형식증명서 소지자: 2009년 12월 10일.

(2) 형식증명서 신청자 및 개정 형식증명서(여기에는 설계 변경을 서술하는 기술회보를 포함함) 신청자로써 만약 신청일자가 2007년 12월 10일 이전이었고 증명서가 2007년 12월 10일 이후에 발급되었다면: 2009년 12월 10일 또는 증명서 발급일자 중에 더 늦은 날짜

(3) Part 25의 25.1729절의 준수가 필요하지도 선택되지도 않았고, 2007년 12월 9일 이후에 신청이 접수된 경우, 개정형식증명서 신청자: 2009년 12월 10일 또는 증명서 승인일 중에 더 늦은 날짜.

(4) 2007년 12월 10일 이전에 신청서를 제출하였고 2007년 12월 10일 이후에 증명서가 발급된 바 있는 부가형식증명 신청자 및 기존의 부가형식증명서의 변경 신청자 : 2010년 6월 7일 또는 증명서 승인일자 중에 더 늦은 날짜

(5) Part 25의 25.1729절을 준수할 것이 요구되지 않았거나 선택되지도 않았으며, 부가형식증명 및 신청이 2007년 12월 10일 이후에 부가형식증명 신청자 및 기존의 부가형식증명서의 변경 신청자 : 2010년 6월 7일 또는 증명서 승인일자 중에 더 늦은 날짜

(e) 이 절의 (d)(1), (d)(2), (d)(4)항에 명시된 자는 2008년 3월 10일까지 적합성 계획서를 국토교통부장관의 승인을 받기 위해 제출하여야 한다. 적합성 계획서에는 다음의 사항이 포함되어야 한다.

(1) 이 절의 (d)항에 명시된 시한을 준수하기 위한 모든 주요 일정을 확인시켜 줄 수 있는 계획된 사업 일정 계획

(2) 2007년 12월 10일에 발효된 Part 25의 부록 H25.5(a)(1)항과 (b)항에서 강제된 모든 적합성 항목들을 포함하여 이 절의 각 요건에 대한 계획된 적합성 입증 방법과 적합성 입증을 위해 작성된 모든 데이터

(3) 이 절의 (d)항에 명시된 수행 완료 시한 60일 아전에 (e)(2)항에 따라 요구된 모든 적합성 항목의 초안에 대하여 국토교통부장관의 검토를 받기 위하여 제출하는데 대한 계획안

(4) 승인받은 계속감항성 지침서를 관계자들이 이용할 수 있도록 하는 방법에 대한 계획안

(f) 이 절의 (e)항에 규정된 자는 (e)항의 요건에 따라 승인을 받은 바와 같이, 적합성 이행 계획서 또는 이후의 개정 승인을 받은 적합성 이행 계획을 반드시 이행하여야 한다.

(g) 이 절은 다음의 비행기 모델에는 적용하지 아니한다.

(1) Lockheed L-188

(2) Bombardier CL-44

(3) Mitsubishi YS-11

(4) British Aerospace BAC 1-11

(5) Concorde

(6) deHavilland D.H. 106 Comet 4C

(7) Vereinigte Flugtechnische Werk VFW-614

(8) Illyushin Aviation IL 96T

(9) Bristol Aircraft Britannia 305

(10) Handley Page Herald Type 300

(11) Avions Marcel Dassault-Breguet Aviation Mercure 100C

(12) Airbus Caravelle

(13) Lockheed L-300

Subpart C 경년 비행기 안전 - 광범위한 피로손상(Aging Airplane Safety - Widespread Fatigue Damage)

(a) 적용. 이 절의 (g)항에서 정한 사항을 제외하고, 이 절은 최대이륙중량이 최초의 형식증명서에 명시한 값이거나 이후 설계변경에 따른 값에 관계없이, 최대이륙중량이 34,019kg(75,000lb)을 초과하고 1958년 1월 1일 이후 형식증명서가 발행된 터빈엔진 장착 비행기에 적용된다. 또한 이 절은 형식증명서가 1958년 1월 1일 이후에 발행된 수송류의 제트 엔진 비행기로서 설계변경의 승인 신청이 2011년 1월 14일 이후에 이루어졌고, 그 설계변경으로 인하여 최대이륙중량이 애초에는 34,019kg(75,000lb)를 초과했지만 변경 이후 34,019kg(75,000lb) 이하로 줄어든 경우에도 적용 된다.

(b) 유효성 한계. 이 절의 (c)에 해당되는 자는 다음 요건들을 준수하여야 한다.

(1) 해당 비행기에서 광범위 피로손상이 발생하지 않을 것이라고 증명이 된 기간 동안에, 총 누적비행횟수, 비행시간 또는 이들 모두의 숫자로 기술되는 시간 주기에 상응하는 구조 정비프로그램을 입증하는 엔지니어링 자료에 따라 유효성 한계가 수립되어야 한다. 이러한 증명에는 비행기 구조형상에 대한 평가가 포함되어야 하고 최소한 시험증빙자료와 분석 자료로 입증이 되어야 하며, 가능하다면 운용경험 또는 운용조건과 절차상의 차이를 감안하면서 유사한 구조설계의 비행시간이 많은 비행기의 운용경험, 분해검사 결과가 포함되어야 하며 평가가 되어야 할 비행기 구조형상은 다음과 같다.

(i) 동일한 형식증명서 하에서 승인을 받은 모든 변형 모델 및 파생 모델

(ii) 이 절의 (b)(1)(i)에서 규정한 비행기 구조 형상에 대하여 2011년 1월 14일 현재까지의 감항성개선지시서들에 의하여 감항성 개선이 지시된 모든 구조의 개조 및 교체 사항

(2) 만약 유효성 한계가, 2011년 1월 14일까지 감항성개선지시서로 의무적으로 요구하지 아니한 기술정보에 따라 정비작업의 수행에 좌우된다면 다음을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(i) 이러한 정비작업에 대한 기술정보가 이 절의 (c)항에서 정한 수행시한일 현재 발행되어 있을 경우, 각 정비작업을 보여주는 목록

(ii) 이러한 정비작업에 대한 기술정보가 이 절의 (c)항에서 정한 수행시한일 현재 발행되어 있지 않을 경우, 각 정비작업과 이러한 정비작업을 위하여 필요한 기술정보를 적기에 제공할 수 있도록 정한 일정을 보여주는 목록. 국토교통부장관이 이 일정을 승인하면 이 절의 (c)항에 해당되는 각 자는 이 일정을 준수하여야 한다.

(3) 이전에 작업이 이루어지지 않았다면, 이 절의 (b)(1)에 따라 평가가 된 각 비행기의 구조 형상에 대한 감항성 한계 섹션(Airworthiness Limitations Section)이 수립되어야 한다.

(4) 이 절의 (b)(1)항에 따라서 정해진 적용되는 유효성 한계를 (b)(1)에 따라서 평가가 된 각 비행기 구조 형상에 대한 감항성 한계 섹션(Airworthiness Limitations Section)에 통합하고 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(c) 이 절의 요건을 준수해야할 자와 준수 시한. 다음의 자는 아래에서 정한 날짜까지 이 절 (b)항의 요건들을 준수하여야 한다.

(1) 이 절의 표 26.21-1 표시된 비행기의 형식증명서 소지자: 이 절의 표 26.21-1 표시된 적용일자 이전

(2) 형식증명 신청일자가 2011년 1월 14일 이전인 형식증명 신청자: 다음 날짜 중에 가장 늦은 날짜 이전에

(i) 2016년 1월 14일.

(ii) 증명서 발행일.

(iii) 광범위 피로 손상이 항공기 구조에서 발생하지 않을 것임을 시험하는 전기체 피로 시험 및 증명의 완료에 대하여 25.571(b)에 따라서 승인을 받은 계획서에서 정한 날짜

(3) 만약 최초의 형식증명서가 2011년 1월 14일 이전에 발행된 경우, 이 절의 (c)(6) 또는 (c)(7)에서 정한 형식증명에 대한 개정은 제외하고, 개정형식증명을 신청하는 신청자의 경우, 다음 날짜들 중 가장 늦은 날짜 이전에

(i) 2016년 1월 14일.

(ii) 개정 증명서 발행일.

(iii) 광범위 피로 손상이 항공기 구조에서 발생하지 않을 것임을 시험하는 전기체 피로 시험 및 증명의 완료에 대하여 25.571(b)에 따라서 승인을 받은 계획서에서 정한 날짜

(4) 만약 2011년 1월 14일 이전에 최초의 형식증명을 신청하였으나 2011년 1월 14일까지 발행되지 않은 경우, 이 절의 (c)(6) 또는 (c)(7)에서 정한 형식증명에 대한 개정은 제외하고, 개정 형식증명을 신청하는 신청자의 경우

(i) 2016년 1월 14일.

(ii) 개정 증명서 발행일.

(iii) 광범위 피로 손상이 항공기 구조에서 발생하지 않을 것임을 시험하는 전기체 피로 시험 및 증명의 완료에 대하여 25.571(b)에 따라서 승인을 받은 계획서에서 정한 날짜

(5) 설계변경으로 인하여 최대이륙중량을 34,019kg (75,000lb) 이하에서 34,019kg(75,000lb) 보다 크게 증가시키는 부가형식증명서 또는 개정형식증명서의 소지자: 2012년 7월 14일 이전

(6) 설계변경으로 인하여 최대이륙중량을 34,019kg (75,000lb) 이하에서 34,019kg(75,000lb) 보다 크게 증가시키는 부가형식증명 또는 개정형식증명 신청자:

(i) 2012년 7월 14일.

(ii) 증명서 발행일.

(iii) 광범위 피로 손상이 항공기 구조에서 발생하지 않을 것임을 시험하는 전기체 피로 시험 및 증명의 완료에 대하여 25.571(b)에 따라서 승인을 받은 계획서에서 정한 날짜

(7) 신청일이 2011년 1월 14일 이후인 경우 최대이륙총중량을 34,019kg(75,000lb) 초과에서 부터 34,019kg(75,000lb) 이하까지 감소시키는 부가형식증명서 또는 개정형식증명서 중 하나의 신청자의 경우 다음 중 가장 나중 일자를 포함하여 이전:

(i) 2012년 7월 14일.

(ii) 증명서 발행일.

(iii) 광범위 피로 손상이 항공기 구조에서 발생하지 않을 것임을 시험하는 전기체 피로 시험 및 증명의 완료에 대하여 25.571(b)에 따라서 승인을 받은 계획서에서 정한 날짜

(d) 적합성 이행계획서. 이 절의 (e)항에 해당되는 자는 다음 사항들이 포함된 적합성 이행 계획서를 제출하여야 한다.

(1) 이 절의 (c)항에서 정한 수행 시한을 준수하기 위하여 계획한 사업 스케줄. 여기에는 모든 주요 이정(milestone)들이 포함되어야 한다.

(2) 이 절의 (b)(1)항에서 (b)(4)항까지의 요건들을 준수하기 위하여 계획하고 있는 적합성 입증 방법들

(3) 이 절의 (c)항에서 규정한 모든 적합성 입증 대상 항목들의 초안을 국토교통부 장관의 사전 검토를 받기 위하여 이 절의 (c)항에서 정한 수행 시한 60일 이전에 국토교통부에 제출하는데 대한 계획서

(4) 유효성 한계 배포 방법에 대한 제안서.

(e) 적합성 이행계획의 수행 시한. 다음의 자는 이 절의 (d)항에서 정한 적합성 이행계획서를 각 호에서 정한 날까지 국토부장관에게 제출하여야 한다.

(1) 형식증명서 소지자: 2011년 4월 14일 이전.

(2) 이 절의 (e)(4), (e)(5), 또는 (e)(6)에서 정한 개정 형식증명은 제외하고, 형식증명 및 개정 형식증명 신청자로서, 2011년 1월 14일 이전에 신청하였으나 형식증명서 또는 개정형식증명서가 2011년 1월 14일 이전에 발행되지 않은 경우에는 2011년 4월 14일 이전

(3) 최대이륙중량을 34,019kg(75,000lb) 이하에서 34,019kg (75,000lb) 보다 크게 증가시키는 부가형식증명서 또는 개정형식증명서의 소지자: 2011년 7월 14일 이전

(4) 최대이륙중량을 34,019kg(75,000lb) 이하에서 34,019kg (75,000lb) 보다 크게 증가시키는 부가형식증명서 또는 개정형식증명서의 신청자로써 신청일자가 2011년 1월 14일 이전인 신청자의 경우: 2011년 7월 14일 이전

(5) 최대이륙중량을 34,019kg(75,000lb) 이하에서 34,019kg (75,000lb) 보다 크게 증가시키는 부가형식증명서 또는 개정형식증명서의 신청자로써 신청일자가 2011년 1월 15일 이후인 신청자의 경우: 신청일 이후 90일 이내

(6) 최대이륙중량을 34,019kg(75,000lb) 초과에서 34,019kg (75,000lb) 이하로 줄이는 부가형식증명서 또는 개정형식증명서의 신청자로써 신청일자가 2011년 1월 14일 이후인 신청자의 경우: 신청일 이후 90일 이내

(f) 적합성 이행 계획의 이행. 이 절의 적용을 받는 자는 이 절 (d)항에서 따라서 승인을 받은 데로 적합성 이행 계획을 이행하여야 한다.

(g) 예외. 이 절은 다음과 같은 항공기 기종에는 적용하지 않는다.

(1) Bombardier BD-700.

(2) Bombardier CL-44.

(3) Gulfstream GV.

(4) Gulfstream GV-SP.

(5) British Aerospace, Aircraft Group 및 Societe Nationale Industrielle Aerospatiale Concorde Type 1.

(6) British Aerospace (Commercial Aircraft) Ltd., Armstrong Whitworth Argosy A.W. 650 Series 101.

(7) British Aerospace Airbus, Ltd., BAC 1-11.

(8) BAE Systems (Operations) Ltd., BAe 146.

(9) BAE Systems (Operations) Ltd., Avro 146.

(10) Lockheed 300-50A01 (USAF C141A).

(11) Boeing 707.

(12) Boeing 720.

(13) deHavilland D.H. 106 Comet 4C.

(14) Ilyushin Aviation IL-96T.

(15) Bristol Aircraft Britannia 305.

(16) Avions Marcel Dassault-Breguet Aviation Mercure 100C.

(17) Airbus Caravelle.

(18) D & R Nevada, LLC, Convair Model 22.

(19) D & R Nevada, LLC, Convair Model 23M.

[표 26.21-1 적용대상 비행기별 적합성 이행 시한 ]

비행기 모델 (모든 기존 모델들1) | 준수일 (2011년 1월 15일 이후 개월 수)

Airbus:

A300 Series | 18

A310 Series, A300–600 Series | 48

A318 Series | 48

A319 Series | 48

A320 Series | 48

A321 Series | 48

A330–200, –200 Freighter, –300 Series | 48

A340–200, –300, –500, –600 Series | 48

A380–800 Series | 60

Boeing:

737 (Classics): 737–100, –200, –200C, –300, –400, –500 | 18

737 (NG): 737–600, –700, –700C, –800, –900, –900ER | 48

747–400: 747–400, –400D, –400F | 48

757 | 48

767 | 48

777–200, –300 | 48

777–200LR, 777–300ER, 777F | 60

Bombardier:

CL–600: 2D15 (Regional Jet Series 705), 2D24 (Regional Jet Series 900) | 60

Embraer:

ERJ 170 | 60

ERJ 190 | 60

2011년 1월 14일 현재 형식증명서 상에 등재되어 있는 모든 다른 비행기 | 60

1 2011년 1월 14일 현재 형식증명이 된 비행기를 말함.

(a) 적용. 그 누구나 Part 25.571, Part 26의 26.21 또는 이 절에 따라서 승인을 받은 구조 정비프로그램을 입증하는 공학적 데이터의 유효성 한계에 대한 연장을 신청할 수 있다. 유효성 한계의 연장은 중대한 설계변경에 해당된다. 신청자는 Part21의 Subpart D나 E 및 이 절의 (b)항의 관련 요건을 준수하여야 한다.

(b) 유효성 한계의 연장. 유효성 한계의 연장을 신청하려는 자는 다음 요건들을 준수하여야 한다.

(1) 총 누적 비행횟수, 총 누적 비행시간 또는 이들 모두의 숫자로 기술되는 기간으로 해당 비행기에서 광범위 피로손상이 발생하지 않을 것이라고 증명이 된 기간에 상응하는 연장된 유효성 한계를 수립하여야 한다. 이러한 증명에는 비행기 구조형상에 대한 평가가 포함되어야 하고 최소한 시험 증빙서류와 분석 자료로 입증이 되어야 하고, 가능하다면 운항경험, 또는 운용조건과 절차의 상이함으로 고려하면서 유사한 구조설계를 가진 고(高)기령의 비행기에 대한 운항 경험, 분해검사 결과가 활용될 수 있다. 평가 대상이 되는 비행기 구조형상은 다음과 같다.

(i) 같은 형식증명서에 등재된 모델로서 연장 승인을 받고자 하는 모든 변형 모델 및 파생 모델

(ii) 유효성 확대 승인 일까지 감항성개선지시서로 강제된 사항으로, 이 절의 (b)(1)(i) 항에서 정한 비행기 구조 형상에 대한 모든 구조적 개조 및 교체 사항들

(2) Part 25의 25.1529에서 규정한 감항성유지지침서의 감항성 한계 부분에 대한 개정판 또는 보충판을 작성하여 국토교통부장관에게 제출하여야 한다. 감항성 한계 부분에 대한 개정판 또는 보충판에는 이 절의 (b)(1)에 따라서 작성된 연장된 유효성 한계에 대한 내용이 포함되어야 한다.

(3) 적용 대상 비행기가 계획하고 있는 연장된 유효성 한계 시점에 도달하기 전에 광범위 피로 손상이 발생하는 것을 방지하기 위하여 필요한 사항으로 이 절의 (b)(1)항에 따라 수행된 광범위 피로 손상 평가에 의하여 결정된 정비 조치사항들을 마련하여야 한다. 이러한 정비조치 사항들은 감항성 한계 부분의 감항성 한계 항목으로 기록되어야 하고 국토교통부장관에게 제출되어야 한다.

Subpart D. 연료탱크 인화성(Fuel Tank Flammability)

이 기준의 목적상 주요 용어들을 다음과 같이 정의한다.

(a) “기단 평균 인화성 노출”이란 Part 25의 부록 N에 정의된 의미를 말한다.

(b) “일상적으로 비워질 탱크”란 주(main) 연료탱크가 아닌 연료탱크를 말한다. 주 연료탱크는 Part 25의 25.981(c)(3)(iii)에 정의되어 있다.

(a) 적용. 이 절은 최초 형식증명 또는 추후 탑재량 증가의 결과로 다음의 운송량을 가지는 비행기에 대하여 제작국가가 1991년 12월 31일 이후 최초 감항증명서 또는 수출감항승인을 발급한 수송류의 터빈엔진 장착 비행기에 적용되며 화물운송 전용으로 설계된 비행기는 제외한다.

(1) 탑승자 수를 최대 30명 이상으로 형식증명 받은 비행기

(2) 최대 유상하중량이 3,402kg(7,500lbs) 이상인 비행기

(b) 가연성 노출 분석.

(1) 일반. 2008년 12월 26일 이후 150일 이내에, 형식증명서 소지자는 특정 형식증명서 하에서 인화성 노출에 영향에 대하여 승인을 받은 모든 설계 변경 사항을 포함하여, 형식 설계서에서 명시한 모든 연료 탱크에 대한 인화성 노출 분석서를 승인을 받기 위하여 국토교통부 장관에게 제출하여야 한다. 이 분석은 Part 25의 부록 N에 따라서 이루어져야 한다.

(2) 예외. 이 (b)항은 다음에 적용하지 않는다.

(i) 이 절의 (g)항에 따라서 해당 형식증명서 소지자가, 이 절의 (c)항의 요건을 충족시키는 인화성 감소 수단 또는 점화 감쇄 수단에 대한 설계 변경사항과 운용지침을 제공할 것임을 국토교통부장관에 통보한 연료탱크

(ii) 재래의 비가열성 알루미늄 날개 탱크라고 입증된 연료탱크

(c) 설계 변경. 기단 평균 인화성 노출이 7%를 초과하는 연료탱크의 경우, 다음의 설계 변경 중 하나가 수행되어야 한다.

(1) 인화성감소수단. 연료탱크의 인화성을 감소시키기 위하여 어떤 수단이 마련되어야 한다.

(i) 일상적으로 비워져 있도록 설계된 연료 탱크로서 이 탱크의 일부분이 동체 곡선 내에 위치해 있을 경우, 이 탱크는 Part 25 부록 M의 연료탱크 인화성 노출 기준을 충족시켜야 한다.

(ii) 이외의 다른 모든 연료탱크의 경우, 인화성 감소 수단은 Part 25 부록 M의 모든 요건들을 충족시켜야 한다. 다만 이 부록 M의 M25.1항에 적합한 대신에 기단 평균 인화성 노출이 7%를 초과하지 않을 경우에는 예외로 한다.

(2) 계속되는 안전한 비행과 착륙을 방해할 수 있는 발화에 의한 손상이 발생하지 않도록 연료탱크 내에서 연료증기의 발화를 경감시키기 위한 수단이 마련되어야 한다.

(d) 운용지침서. 이 절의 (c)항에 따라 요구되는 설계 변경을 하도록 강제된 형식증명 소지자는 2010년 9월 20일 이전까지, 이 절의 (d)(1)항 또는 (d)(2)항에서 규정한 요건들을 충족시켜야 한다. 이 운용지침서에는 이 절의 (a)항의 적용 조항의 대상이 되는 각 비행기들이 표시되어야 한다.

(1) 형식증명 소지자는 이 절의 (c)항의 기준을 충족시키는 연료탱크 인화성 감소수단의 장착에 대한 설계변경과 운용지침서의 승인 신청서를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(2) 형식증명 소지자는 25.981(c)항에 따라 연료탱크 발화 경감수단의 장착에 대한 설계변경과 운용지침서의 승인 신청서를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(e) 감항성유지지침서 : 이 절의 (c)항에 따라서 설계 변경을 해야 하는 형식증명서 소지자는 2010년 12월 27일 이전에, 이 절의 (c)(1)항에서 허용된 인화성 감소수단을 장착한 탱크의 인화성 노출 증가를 방지하고 이 절의 (c)(2)항에 규정된 발화 경감수단의 성능 저하를 방지하기 위한 중요설계 형상통제 제한사항(CDCCL, Critical Design Configuration Control Limitations), 검사사항, 또는 그 밖의 절차들에 대한 승인 신청을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다. 이러한 중요설계 형상통제 제한사항(CDCCL, Critical Design Configuration Control Limitations), 검사사항 및 기타 절차들은 이 절의 (f)항에서 규정한 감항성유지지침서의 감항성 한계부분에 포함되어야 한다. 실현이 불가능한 것이 아니라면, 예상되는 정비작업, 수리 또는 개조가 중요설계 형상 제한사항에 나쁜 영향을 줄 수 있을 경우 해당 비행기의 부분에는 설계의 중요 특징을 보여주기 위한 시각적인 수단들이 비치되어야 한다. 이와 같은 시각적인 수단들은 중요설계 형상통제 제한사항(CDCCL)으로써 표시되어야 한다.

(f) 감항성 한계. 2010년 9월 20일 이전에 수행되지 않은 경우, 이 절의 적용을 받는 형식증명 소지자는 (b)(1)항에 따라 평가된 각 비행기 형상에 대한 감항성유지지침서 또는 정비교범의 감항성 한계 부분을 작성하고 이를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다. 감항성 한계 부분은 (e)항에 따라 작성된 중요설계 형상통제 제한사항, 검사 또는 기타 절차들을 포함하여야 한다.

(g) 인화성 노출 분석 적합성 이행 계획. 2008년 9월 19일부터 90일 이내에, 이 절의 (b)항에 따른 적합성 이행이 요구되는 형식증명 소지자는 다음으로 구성되는 적합성 이행 계획서를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(1) 이 절에서 요구된 분석서의 제출에 대하여 제안하고자 하는 일정, 또는 인화성 감소수단 또는 발화 경감수단을 위한 설계변경과 운용지침서가 이 절에 의하여 요구된 바와 같이 작성되고 이용될 것이므로 이 절의 (b) 항에 대한 준수는 요구되는 않는다는 판단 사항

(2) 이 절의 (b)항에 따른 적합성 이행을 위한 방법

(h) 설계변경과 운용지침서에 대한 적합성 이행 계획서. 2008년 12월 26일 이후 210일 이내에, 이 절의 (d)항을 준수하도록 요구된 각 형식증명서 보유자들은 다음으로 구성되는 적합성 이행 계획서를 국토교통부 장관에게 제출하여야 한다.

(1) 이 절의 (d), (e) 및 (f) 항에서 정한 수행 시한을 충족시키기 위하여 계획하고 있는 사업일정. 여기에는 모든 중요한 사업 항목들이 표시되어야 함.

(2) 이 절의 (d), (e) 및 (f) 항에서 대하여 제안된 적합성 이행 방법

(3) 이 절의 (d), (e) 및 (f)항에 규정한 수행 시한 60일 이전에 각 항에서 요구한 모든 적합성 항목들의 초안을 국토교통부장관에게 제출하기 위한 제안서

(4) 어떻게 승인을 받은 운용 정보와 필요한 개조 부품을 본 기준 적용 관련자들이 이용 가능하게 할 것인지에 대한 계획안

(i) 본 기준의 적용 대상이 되는 각 형식증명서 소지자는 이 절의 (g) 및 (h)항에 따라서 승인을 받은 데로 적합성 이행 계획 또는 후속 개정된 계획을 이행하여야 한다.

(a) 적용. 이 절은 26.33(a)항에 해당되는 모든 비행기에 대한 다음과 같은 설계변경 승인 소지자 및 신청자에게 적용한다.

(1) ‘일상적으로 비워질 탱크’로 설계가 된 연료탱크로서 해당 연료탱크의 장착이 2008년 12월 26일 이전에 부가형식증명 또는 수리개조승인 방식으로 승인이 된 경우

(2) ‘일상적으로 비워질 탱크’로 설계가 된 연료탱크로서 부가형식증명 또는 개정형식증명을 2008년 9월 19일 이전에 신청하였으나 2008년 9월 19일까지 승인서가 발행되지 않은 연료탱크

(3) 2008년 9월 19일 이전에 부가형식증명 또는 개정형식증명 신청이 이루어진 경우, 다음에 해당하는 설계변경

(i) ‘일상적으로 비워질’ 탱크로 설계된 연료 탱크의 장착

(ii) 기존의 연료 탱크의 용량을 변경, 또는

(iii) 기존의 연료탱크로써 26.33(c)항에 의해 인화성감소수단 또는 발화경감수단이 요구되는 연료탱크에 인화성 노출을 증가시킬 수 있는 변경

(b) 인화성 노출 분석

(1) 일반. 이 절의 (b)(1)(i)과 (b)(1)(ii)에서 정한 시한까지, 이 절의 적용 대상이 되는 자는 형식설계에서 명시한 보조연료탱크 또는 기타 관련 연료탱크의 인화성 노출 분석에 대하여 승인을 받기 위하여 국토교통부장관에게 제출하여야 한다. 이 분석은 Part 25의 부록 N에 따라서 이루어져야 한다.

(i) 부가형식증명서 및 수리개조승인 소지자 : 2008년 9월 19일로부터 12월 이내

(ii) 부가형식증명서 및 개정형식증명서 신청자 : 2008년 9월 19일 이후 12월 이내 또는 증명서 발급 전 중에 더 나중 일자

(2) 예외. 이 항은 다음에 대해서는 적용하지 않는다.

(i) 연료 탱크 중, 이 절의 (f)항에 의거, 형식증명서 소지자, 부가형식증명서 소지자 또는 수리개조승인 소지자가 Part 25의 25.981(c)항의 요건을 충족시키는 발화경감수단을 위한 설계변경과 운용지침서를 국토교통부장관에게 제출할 예정임을 통지한 연료탱크

(ii) 재래의 비가열성 알루미늄 날개 탱크라고 입증된 연료탱크

(c) 영향 평가. 이 절의 (c)(1)항과 (c)(2)항에서 정한 시한까지, 이 절의 표 26.35-1에서 명시된 비행기 모델의 ‘일상적으로 비워질 연료탱크’의 장착 승인을 받은 자로써 이 절의 (a)(1)항에 해당되는 자, 및 이 절의 (a)(3)(iii)항에 해당되는 자는 자신들의 설계변경에 의하여 개조되는 데로 해당 연료탱크 시스템에 대한 평가 사항을 국토교통부장관에게 제출하여 승인받아야 한다. 이 평가서에는 해당 설계변경이 장착을 위하여 가능한 모든 비행기에 적용되는 중요설계 형상통제 제한사항(CDCCL)에 나쁜 영향을 줄 수 있는 설계변경의 특징들이 표시되어야 한다.

(1) 부가형식증명서 및 수리개조승인 소지자 : 2011년 3월 21일 이전

(2) 부가형식증명서 및 개정형식증명서 신청자 : 2011년 3월 21일 이전 또는 증명서 발급 이전 중에 더 나중 일자

제작사 | 비행기 모델

보잉사 (Model-Boeing) | 747 계열 737 계열 777 계열 767 계열 757 계열

에어버스사 (Model-Airbus) | A318, A319, A320, A321 계열 A300, A310 계열 A330, A340 계열

[표 26.35-1 영향 평가 대상 비행기]

(d) 설계변경과 운용지침서. 이 절의 (e)항에서 정한 시한까지, 이 절의 적용 대상이 되는 경우, 이 절의 (d)(1) 또는 (d)(2)항의 요건을 충족시켜야 한다.

(1) 이 절의 (a)(1)항 또는 (a)(3)(iii)항에 해당하는 소지자 또는 신청자는, 만약 이 절의 (c)항에 의해 요구되는 평가를 통하여 해당 설계 변경이 장착을 위해 가능한 모든 비행기에 적용되는 중요설계 형상통제 제한사항(CDCCL)에 나쁜 영향을 줄 수 있는 설계변경의 특징들을 적시할 경우, 중요설계 형상통제 제한사항(CDCCL)에 적합하도록 하는 설계변경을 가져올 수 있는 인화성영향 경감수단을 위한 설계변경과 운용지침서를 국토교통부장관에게 제출하여 승인받아야 한다. 이 항에 따라 개조가 된 연료탱크는 또한 (b)항에 의하여 요구된 바와 같이 평가되어야 한다.

(2) 이 절의 (a)(2) 또는 (a)(3)(i)항에 해당하는 신청자는 Part 25의 25.981의 요건을 준수하여야 한다.

(3) 이 절의 (a)(3)(ii)항에 해당하는 신청자는 Part 25의 25.33의 요건을 준수하여야 한다.

(e) 설계변경과 운용지침의 수행 시한. 이 절의 적용 대상이 되는 다음의 자는 정해진 시한에 본 절의 (d)항의 요건을 따라야 한다.

(1) 부가형식증명서 및 수리개조승인 소지자 : 2012년 9월 19일 이전

(2) 부가형식증명서 및 개정형식증명서 신청자 : 2012년 9월 19일 또는 증명서 발급 이전 중에 더 나중 일자

(f) 적합성 이행 계획. 이 절의 표 26.35-2에서 정한 시한까지, 본 절의 (a)(1) 항의 적용 대상이 되는 자는 본 절의 (b)항에서 요구된 인화성 노출 분석과 이 절의 (c)항에서 요구된 영향 평가, 및 이 절의 (d)항에 의하여 요구된 설계변경 및 운용 지침서에 대한 적합성 이행 계획을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다. 각 자의 적합성 이행 계획에는 다음 사항들이 포함되어야 한다.

(1) 요구된 분석서 또는 영향 평가서의 제출에 대한 일정 계획안

(2) 이 절의 (d)항에 대한 적합성 이행 방안

(3) 이 절의 (d)항의 요건에 대하여, 이 절의 (e)항에서 정한 적합성 이행 시한 60일 전에 모든 설계변경에 대한 초안과 요구될 경우, 중요설계 형상통제 제한사항(CDCCLs)을 포함하여 감항성 한계에 대한 초안을 국토교통부장관의 검토를 받기 위하여 제출하는데 대한 계획안

(4) 이 절의 (d)항의 요건에 대하여, 어떻게 승인을 받은 운용 정보와 필요한 개조 부품을 본 기준 적용 관련자들이 이용 가능하게 할 것인지에 대한 계획안

구분 | 가연성 노출 분석 계획 | 영향 평가 계획 | 설계변경 및 운용지침 계획

부가형식증명 및 현장승인 소지자 | 2008.12.18. | 2010.11.19. | 2011.05.19.

[적합성 계획 적용일]

(g) 이 절의 적용 대상이 되는 자는 이 절의 (f)항에 따라 승인된 적합성 이행계획을 이행하거나 최신으로 개정하여야 한다.

(a) 적용. 이 절은 제작국가에 2008년 12월 27일 이전에 형식증명을 신청하였으나, 2008년 9월 19일까지 형식증명서가 발급되지 않은 경우의 수송류 비행기에 대하여 적용한다. 이 절은 다음의 비행기인 경우에만 적용한다.

(1) 탑승자 수를 최대 30명 이상으로 형식증명 받은 비행기

(2) 최대 유상하중량이 3,402kg(7,500lbs) 이상인 비행기

(b) 2001년 6월 5일 이후에 형식증명이 신청된 경우 2008년 12월 27일에 발효된 Part25의 25.981절의 요건을 적용한다.

(a) 적용. 이 절은 2010년 12월 27일 이후에 최초 감항증명서 또는 수출감항승인을 발급한 이 절의 표에 명시된 여객기 및 화물기를 포함한 비행기 모델에 대하여 적용한다.

보잉사 모델

747 계열 737 계열 777 계열 767 계열

[적용대상]

(b) 이 절의 (b)(1)항, (b)(2)항 및 (b)(3)항에 따른 기준을 모두 만족하는 연료탱크는 2008년 12월 26일에 발효된 25.981항의 연료탱크 인화성 감소수단이나 발화 경감수단에 관한 요건을 충족하여야 한다.

(1) 연료탱크는 일상적으로 비워진다.

(2) 연료탱크의 일부분은 동체 내에 있다.

(3) 연료탱크가 기단 평균 인화성 노출율 7%를 초과한다.

(c) 이 부록의 M25.1항을 준수하는 대신에 기단 평균 인화성 노출율 7%를 초과하지 않아야 하는 것을 제외하고, 기단 평균 인화성 노출율 7%를 초과하는 다른 모든 연료탱크는 2008년 12월 26일에 발효된 Part25 25.981(d)항을 만족하는 발화 경감수단이나 Part 25의 부록 M의 모든 요건을 만족하는 인화성 감소수단을 장착하여야 한다.

Subpart E. 경년 비행기 안전성 - 수리개조를 위한 손상허용 데이터(Aging Airplane Safety - Damage Tolerance Data for Repairs and Alterations)

“영향(Affects)”(또는 영향받는(Affected))이란 구조가 물리적으로 수리, 교체, 개조되거나 구조에 가해지는 구조적 하중이 증가되거나 재배분 되는 것을 말한다.

“기본구조(Baseline structure)”란 해당 비행기 모델에 대해 최초 형식증명서 또는 개정형식증명서에 따라 설계된 구조를 말한다.

“손상허용평가(Damage Tolerance Evaluation, DTE)”란 치명적인 고장의 원인이 될 수 있는 피로균열을 탐지하거나 차단에 필요한 정비 조치의 결정을 이끄는 과정을 말한다. 수리, 개조를 할 경우 손상허용평가는 수리 또는 개조부위와 수리 또는 개조로 영향을 받는 피로 치명구조 모두의 평가를 포함한다.

“손상허용검사(Damage Tolerance Inspection, DTI)”란 손상허용평가의 결과로 개발된 검사방법을 말한다. 손상허용검사는 검사할 부분, 검사방법, 적합여부를 판단하는 기준을 포함하는 검사절차, 허용범위, 검사와 관련된 반복 주기를 포함한다. 손상허용검사는 수리 또는 개조부위에 대하여 부재를 교환하거나 재작업이 필요한 경우 유효한 기간을 정할 수 있다.

손상허용평가에서 손상허용기반의 부가적인 구조검사가 필요하지 않다고 판단한 경우 손상허용검사는 그 영향성에 대한 설명을 포함한다.

“손상허용 데이터(DT data)”란 손상허용평가 문서와 손상허용검사를 말한다.

“손상허용평가 문서(DTE documentation)”란 평가된 피로 치명 구조와 손상허용평가에서 적용된 기본적인 가정과 손상허용평가 결과에서 확인된 데이터를 말한다.

“피로 치명 구조(Fatigue critical structure)”란 Part 25의 25.571절에 따라 결정된 바와 같이 비극적 고장의 원인이 될 수 있는 피로균열이 쉽게 일어날 수 있는 비행기 구조를 말한다. 피로 치명 구조는 수리 또는 개조되는 경우 피로균열이 쉽게 발생할 수 있어 치명적인 고장의 원인이 될 수 있는 구조를 포함한다. 그러한 구조는 기본구조 또는 개조부위의 일부가 될 수 있다.

“이행 일정(Implementation schedule)”이란 수리와 개조를 위한 손상허용 데이터를 개발하고 그 데이터를 운영자의 계속감항 정비프로그램에 통합시키기 위해 필요한 조치를 완료하는 시점을 설정하는 문서로 구성된다. 이 문서에서 비행기의 비행시간, 비행횟수 또는 두 가지 모두에 관하여 구체적인 수치로서 조치가 취해져야 하는 시한을 식별하여야 한다.

“발행된 수리 데이터(Published repair data)”란 수행되는 수리부위에 관한 지침을 말하며, 구조수리교범과 기술회보(또는 동등한 형식의 문서)에서 일반적으로 사용하기 위해 발행된다.

(a) 적용. 이 절의 (g)항에 정한 사항을 제외하고, 이 절은 탑재량이 최초 형식증명서나 이후 증가된 결과로 1958년 1월 1일 이후에 발급된 형식증명서를 보유한 다음과 같은 수송류의 터빈 엔진 장착 비행기에 적용된다.

(1) 탑승자 수를 최대 30명 이상으로 형식증명 받은 비행기

(2) 최대 유상하중량이 3,402kg(7,500lbs) 이상인 비행기

(b) 피로치명기본구조 목록. 이 절의 (a)항에 해당하는 비행기에 대한 형식증명 소지자 또는 신청자는 다음을 수행하여야 한다.

(1) 형식증명서에 따라 승인된 모든 변이와 파생형 비행기의 모델에 대한 피로치명 기본 구조를 식별하여야 한다.

(2) 이 절의 (b)(1)항에 따라 식별된 구조 목록을 개발하고 검토와 승인을 위해 국토교통부장관에게 제출하여야 하며. 승인에 따라 목록을 Part 26의 26.47과 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수하는 자가 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(c) 현행 및 향후 발행될 수리 데이터. 2008년 1월 11일 현재 통용되는 형식증명서의 소지자가 발행한 수리 데이터와 향후 발행될 모든 수리 데이터에 대하여 형식증명서 소지자는 다음을 수행하여야 한다.

(1) 수리 데이터를 검토하고 이 절의 (b)(1)항에 따라 식별된 피로치명기본구조에 영향을 주는 데이터에 명시된 각각의 수리를 식별하여야 한다.

(2) 이전에 수행된 적이 없는 경우 이 절의 (c)(1)항에 따라 식별된 각각의 수리에 대하여 손상허용평가를 수행하고 손상허용검사 절차를 개발하여야 한다.

(3) 검토와 승인을 위해 손상허용데이터를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(4) 승인에 따라 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수하여야 하는 자가 손상허용검사를 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(d) 발행되지 않은 향후의 수리 데이터. 2008년 1월 11일 이후에 승인되었고 아직 발행되지 않은 형식증명 소지자가 개발한 수리 데이터에 대해, 해당 형식증명 소지자는 피로치명 기본구조에 영향을 주는 수리 데이터에 명시된 다음의 사항을 수행하여야 한다.

(1) 손상허용평가를 수행하고 손상허용검사 절차를 개발하여야 한다.

(2) 검토와 승인을 위하여 이 절의 (d)(1)항에 규정된 손상허용데이터를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(3) 승인에 따라 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수하여야 하는 자가 승인된 손상허용검사를 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(e) 수리 평가 지침. 2008년 1월 11일 이후에 형식증명서가 발행된 비행기 모델을 제외하고, 각 비행기 모델에 대한 형식증명서 소지자는 이 절의 조건에 따라 다음을 수행하여야 한다.

(1) 운영자가 사용할 수리 평가 지침 개발 시 다음을 포함하여야 한다.

(i) 이 절의 (b)(1)항과 이 Part의 26.45(b)(2)항에 따라 식별된 피로치명 기본구조에 영향을 주는 모든 현행 수리의 식별과 문서화를 가능하도록 영향을 받는 비행기의 조사절차.

(ii) 이 절의 (e)(1)(i)항에 따라 식별된 수리를 위해 운영자가 손상허용검사를 취득할 수 있는 절차.

(iii) 수리평가지침에 따라 처리된 수리 이행 계획. 이행 계획은 구체적인 숫자의 비행기 비행시간이나 비행횟수 또는 두 가지 모두로써 조치를 취해야 하는 시점을 식별하여야 한다.

(2) 검토 및 승인을 위하여 수리평가지침을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(3) 승인에 따라 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수하여야 하는 자가 지침을 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(4) 지침에서 운영자가 형식증명서 소지자로부터 지원을 받도록 지시하는 경우 이행계획에 따라 해당 지원을 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(f) 준수 시점. 검토와 승인을 위하여 형식증명서 소지자는 규정된 준수 시점까지 다음을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(1) 이 절의 (b)(2)항에 규정된 피로치명 기본구조로 식별된 목록은 2008년 1월 11일로부터 180일 이내 또는 형식증명서 발급일자 이전 중 더 나중 일자까지 제출되어야 한다.

(2) 2008년 1월 11일 현재 통용되는 발행된 수리데이터에 대해 이 절의 (c)(3)항에 규정된 손상허용데이터는 2009년 6월 30일까지 제출되어야 한다.

(3) 2008년 1월 11일 이후에 발행된 수리 데이터에 대해, 이 절의 (c)(3)항에 규정된 손상허용데이터는 국토교통부장관의 수리 데이터 승인 전에 제출되어야 한다.

(4) 2008년 1월 11일 이후에 개발된 발행되지 않은 수리 데이터에 대해, 이 절의 (d)(1)항에 규정된 손상허용데이터는 해당 비행기의 항공에 사용승인 후 12개월 이내 또는 국토교통부장관이 승인한 일정에 따라 제출되어야 한다.

(5) 이 절의 (e)(1)항에 규정된 수리평가지침은 2009년 12월 30일까지 제출되어야 한다.

(g) 예외. 다음의 수송류 비행기 모델에는 이 절의 요건을 적용하지 않는다.

(1) Convair CV-240, CV-340, CV-440(터빈엔진으로 개조된 경우만 해당한다)

(2) Vicker Armstrong Viscount

(3) Douglas DC-3(터빈엔진으로 개조된 경우만 해당한다)

(4) Bombardier CL-44

(5) Mitsubishi YS-11

(6) British Aerospace BAC 1-11

(7) Concord

(8) deHavilland D.H. 106 Comet 4C

(9) deHavilland DHC-7

(10) VFW-Vereinigte Flugtechnische Werk VFW-614

(11) Illyshin Aviation IL 96T

(12) Bristol Aircraft Britannia 305

(13) Handley Page Herald Type 300

(14) Avions Marcel Dassault-Breguet Aviation Mercure 100C

(15) Airbus Caravelle

(16) Lockheed L-300

(17) Boeing 707-100, 707-200

(18) Boeing 707-300, 707--400

(19) Boeing 720

(a) 적용. 이 절은 26.43에 해당하는 수송류 비행기에 적용한다.

(b) 피로치명 변경구조. 형식증명 소지자가 개발한 현행 및 향후 변경 데이터에 대해 해당 소지자는 다음을 수행하여야 한다.

(1) 현행 변경 데이터를 검토하고, 26.43(b)(1)항에 따라 식별된 피로치명기본구조에 영향을 주는 모든 면경을 식별하여야 한다.

(2) 이 절의 (b)(1)항에 따라 식별된 각각의 변경에 대해, 모든 피로치명변경구조를 인지하여야 한다.

(3) 검토와 승인을 위하여 이 절의 (b)(2)항에 따라 식별된 구조의 목록을 개발하고 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(4) 승인에 따라 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수해야 하는 자가 이 절의 (b)(3)항에 규정된 목록을 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(c) 손상허용데이터. 이전에 수행되지 않은 경우 26.43(b)(1)에 따라 식별된 피로치명 기본구조에 영향을 주는 형식증명 소지자가 개발한 현행 및 향후 변경 데이터에 대해, 해당 소지자는 다음을 수행하여야 한다.

(1) 손상허용평가를 수행하고 개조와 개조에 따라 영향을 받는 피로치명기본구조에 대한 손상허용검사 절차를 개발하여야 한다.

(2) 검토와 승인을 위해 이 절의 (c)(1)항에 따라 개발된 손상허용데이터를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(3) 승인에 따라 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수해야 하는 자가 손상허용검사 절차를 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(d) 수리에 따라 개조가 된 사항에 대한 손상허용데이터. 형식증명 소지자가 개발한 현행 및 향후 수리 데이터에 대해 해당 형식증명 소지자는 다음을 수행하여야 한다.

(1) 수리 데이터를 검토하고, 이 절의 (b)(2)항에 따라 식별된 피로치명변경구조에 영향을 주는 각각의 수리를 식별하여야 한다.

(2) 이전에 수행되지 않은 경우, 이 절의 (d)(1)항에 따라 식별된 각각의 수리에 대해 손상허용평가를 수행하고 손상허용검사 절차를 개발하여야 한다.

(3) 검토와 승인을 위해 이 절의 (d)(2)항에 따라 개발된 손상허용데이터를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(4) 승인에 따라 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수해야 하는 자가 손상허용검사를 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(e) 준수 시점. 검토와 승인을 위하여 형식증명 소지자는 규정된 준수 시점까지 국토교통부장관에게 다음을 제출하여야 한다.

(1) 이 절의 (b)(3)항에 따라 식별된 피로치명변경구조의 목록이 다음의 시한에 따라 제출되어야 한다.

(i) 2008년 2008년 1월 11일 이전에 승인된 개조 데이터의 경우, 2008년 1월 11일 이후 360일 이내

(ii) 2008년 1월 10일 이후에 승인된 개조 데이터에 대해, 2010년 3월 12일 이후 30일 이내 또는 개조 데이터의 최초 승인 이전 중 더 나중 일자

(2) 2008년 1월 11일 이전에 개발되고 승인된 개조 데이터의 경우, 이 절의 (c)(2)항에 규정된 손상허용데이터는 2009년 6월 30일까지 제출되어야 한다.

(3) 2008년 1월 10일 이후에 승인된 개조 데이터의 경우, 이 절의 (c)(2)항에 규정된 손상허용데이터가 개조 데이터의 최초 승인 이전까지 제출되어야 한다.

(4) 2008년 1월 11일 이전에 개발되고 승인된 수리 데이터의 경우, 이 절의 (d)(2)항에 규정된 손상허용데이터가 2009년 6월 30일까지 제출되어야 한다.

(5) 2008년 1월 11일 이후에 개발되고 승인된 수리 데이터에 대해, 이 절의 (d)(2)항에 규정된 손상허용데이터가 수리 데이터의 최초 승인 이후 12개월 이내 또는 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수해야 하는 자가 손상허용데이터를 이용할 수 있기 전에 제출되어야 한다.

(a) 적용. 이 절은 26.43에 해당하는 수송류 비행기에 적용한다.

(b) 피로치명변경구조. 부가 증명서에 따라 승인된 현행 구조변경 데이터에 대해, 부가 증명서 소지자는 다음을 수행하여야 한다.

(1) 개조 데이터를 검토하고, 26.43(b)(1)항에 따라 식별된 피로치명기본구조에 영향을 주는 모든 개조를 식별하여야 한다.

(2) 이 절의 (b)(1)항에 따라 식별된 각각의 개조에 대해 피로치명변경구조를 식별하여야 한다.

(3) 검토와 승인을 위해 이 절의 (b)(2)항에 따라 식별된 구조의 목록을 개발하고 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(4) 승인에 따라 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수해야 하는 자가 이 절의 (b)(3)항에 규정된 목록을 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(c) 손상허용 데이터. 이전에 수행되지 않은 경우 26.43(b)(1)에 따라 식별된 피로치명 기본구조에 영향을 주는 부가형식증명 소지자가 개발한 현행 및 향후 개조 데이터에 대해, 해당 소지자는 다음을 수행하여야 한다.

(1) 손상허용평가를 수행하고 개조와 개조에 따라 영향을 받는 피로치명기본구조에 대한 손상허용검사 절차를 개발하여야 한다.

(2) 검토와 승인을 위해 이 절의 (c)(1)항에 따라 개발된 손상허용데이터를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(3) 승인에 따라 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수해야 하는 자가 손상허용검사를 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(d) 수리에 따라 개조가 된 사항에 대한 손상허용데이터. 부가형식증명 소지자가 개발한 현행 및 향후 수리 데이터에 대해 해당 부가형식증명 소지자는 다음을 수행하여야 한다.

(1) 수리 데이터를 검토하고, 이 절의 (b)(2)항에 따라 식별된 모든 피로치명변경구조에 영향을 주는 각각의 수리를 식별하여야 한다.

(2) 이전에 수행되지 않은 경우 이 절의 (d)(1)항에 따라 식별된 각각의 수리에 대해 손상허용평가를 수행하고 손상허용검사 절차를 개발하여야 한다.

(3) 검토와 승인을 위해 이 절의 (d)(2)항에 따라 개발된 손상허용데이터를 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

(4) 승인에 따라 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수해야 하는 자가 손상허용검사 절차를 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(e) 준수 시한. 검토와 승인을 위하여 부가형식증명 소지자는 규정된 준수 시한까지 국토교통부장관에게 다음을 제출하여야 한다.

(1) 이 절의 (b)(3)항에 규정된 피로 치명 변경구조의 목록은 2008년 1월 11일로부터 360일 이내에 제출되어야 한다.

(2) 2008년 1월 11일 이전에 개발되고 승인된 개조 데이터의 경우, 이 절의 (c)(2)항에 규정된 손상허용데이터가 2009년 6월 30일까지 제출되어야 한다.

(3) 2008년 1월 11일 이후에 개발된 개조 데이터에 대해, 이 절의 (c)(2)항에 규정된 손상허용데이터가 개조 데이터의 승인 전에 제출되고 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수해야 하는 자가 이용할 수 있도록 하여야 한다.

(4) 2008년 1월 11일 이전에 개발되고 승인된 수리 데이터의 경우, 이 절의 (d)(2)항에 규정된 손상허용데이터를 2009년 6월 30일까지 제출되어야 한다.

(5) 2008년 1월 11일 이후에 개발되고 승인된 수리 데이터에 대해, 이 절의 (d)(2)항에 규정된 손상허용데이터가 수리 데이터 최초 승인 이후 12개월 이내에 그리고 항공운송사업에 관한 항공법령을 준수해야 하는 자가 이용할 수 있기 전에 제출되어야 한다.

(a) 준수 계획. 2008년 1월 11일 이후에 형식증명 및 부가형식증명 신청자를 제외하고, 26.43과 26.45와 26.47에 해당하는 자는 다음으로 구성된 준수 계획을 제출하여야 한다.

(1) 해당되는 26.43(f)항과 26.45(e)항과 26.47(e)항에 규정된 수행일자를 준수하는 모든 주요 시점을 식별하는 일정 계획안

(2) 해당되는 26.43항과 26.45항과 26.47항의 제안된 준수 방법

(3) 국토교통부장관의 검토를 위하여 해당 준수일 전 60일보다 늦지 않게 이 Subpart에 규정된 모든 준수 항목에 대한 초안의 제출을 위한 계획

(b) 준수 계획에 대한 준수일. 승인을 위해 다음의 자는 이 절의 (a)항에 기술된 준수 계획을 국토교통부장관에게 다음의 일정계획에 따라 제출하여야 한다.

(1) 형식증명 소지자의 경우, 2008년 1월 11일 이후 90일 이전

(2) 부가형식증명 소지자의 경우, 2008년 1월 11일 이후 180일 이전

(3) 2008년 1월 11일 이전에 신청된 형식증명의 변경을 신청한 자, 2008년 1월 11일 이후 180일 이전

(c) 준수 계획의 이행. 각 관계자는 이 절의 (a)항에 따라 승인된 준수 계획을 이행하여야 한다.

[압축 안 파일: 07 항공기기술기준 Part 27 N류 회전익 항공기.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 27

감항분류가 보통(N)인

회전익항공기에 대한 기술기준

항공기기술기준 KAS Part 27 회전익 보통(N)류 기술기준목 차

항공기기술기준 KAS Part 27 회전익 보통(N)류 기술기준

page

Subpart A 일 반

Subpart B 비행

일반

성능

비행성

지상 및 수상조종특성

제정: 1993.08.24 27 - 개정: 2017.06.02

제정: 1993.08.24 27 - 개정: 2017.06.02

기타 비행요건

Subpart C 구조

일반

비행하중

조종면 및 조종계통 하중

지상하중

수상하중

주요 구조 부분

비상착륙상태

피로

Subpart D 설계 및 구조

일반

회전익

조종계통

착륙장치

플로트(float) 및 선체(hull)

승객, 승무원 및 화물을 위한 설비

화재방지

외부 하중

기타 요건

Subpart E 동력장치

일반

회전익 및 구동계통

연료계통

연료계통 구성부분

윤활유 계통

냉각

흡기계통

배기계통

동력장치 제어 및 보기

동력장치의 방화설비

Subpart F 장비

일반

계기 : 장착

전기계통 및 장비

등

안전장비

Subpart G 운용제한사항, 표시 및 비행교범

운용한계

표시 및 게시판

비행교범 및 승인된 교범들

부록 A 계속 감항성을 위한 지침90

부록 B 회전익 항공기 계기비행에 대한 감항성 기준92

부록 C Category A에 대한 기준96

Subpart A 일반

(a) 이 기준은 최대중량 3,100㎏(7,000lb)이하이며, 탑승자가 9인 이하의 회전익항공기로서 감항분류가 보통(N)인 회전익항공기의 항행의 안전을 확보하기 위한 기술상의 기준을 규정한다.

(b) 국토교통부장관은 「항공안전법」제20조부터 제25조까지, 제27조, 제28조, 제30조에 따른 검사를 행할 때에는 이 기준에 의하여야 한다.

(c) 다발 회전익항공기가 이 기술기준의 부록 C의 요건을 만족하는 경우에는 Category A로 형식증명을 받을 수 있다.

(a) 1992년 9월 16일 이후에 제작한 각 회전익항공기에 대하여, 신청자는 본 (a)항에서 (c)항까지의 규정을 만족하는 안전벨트 및 어깨끈을 장비한 좌석을 장착하여야 한다.

(1) 각 탑승자의 좌석에는 한번에 체결할 수 있는 일체형 안전벨트와 어깨끈이 있어야 한다. 각 조종사 좌석의 일체형 안전벨트와 어깨끈은 조종사가 이를 체결한 상태에서 조종에 필요한 모든 기능을 수행하는데 지장이 없어야 한다. 안전벨트 및 어깨끈은 사용하지 아니하는 경우에는 회전익항공기의 운항과 신속한 비상탈출을 저해하지 않도록 고정하는 장치가 있어야 한다.

(2) 모든 탑승자는 머리에 손상을 줄 수 있는 물체와 부딪히지 않도록 안전벨트와 어깨끈으로 보호되어야 한다.

(3) 안전벨트 및 어깨끈은, 해당되는 경우 회전익항공기 형식증명기준에 규정된 정적강도요구조건과 동적강도요구조건을 만족해야 한다.

(4) 본 규정에서 명시한 제조일자는 다음을 의미한다.

(i) 회전익항공기가 국토교통부장관이 승인한 형식설계 자료를 만족하고 있음을 명시한 합격보고서(inspection acceptance record) 또는 이와 동등한 다른 증명서에 명시된 날짜

(ii) 외국의 국토교통부장관이 회전익항공기 개발이 완료되었음을 인증하고 최초 감항증명서 또는 이와 동등한 증명서를 발급한 날짜

(b) 인증기준일이 1999년 10월 18일 이전인 회전익항공기는 다음의 규정을 따른다.

(1) 국토교통부장관이 제시하는 추가 요구조건에의 적합성을 입증하는 경우 최대 승객 좌석수는 8 또는 9명으로 할 수 있다.

(2) 다음을 만족하는 경우 최대 중량은 2700㎏(6,000 lb)이상으로 증가될 수 있다.

(i) 승객 좌석수가 1999년 10월 18일 증명을 받은 최대 수를 초과하지 않는 경우

(ii) 국토교통부장관이 제시하는 추가 요구조건에의 적합성을 입증하는 경우

Subpart B 비행

일반

이 subpart의 각 규정에 적합함의 증명은 신청에 관계되는 하중상태의 범위 내에서 모든 중량 및 중심위치의 조합에 따라서 이루어져야 하며, 또한, 다음의 조건에 적합하여야 한다.

(a) 증명을 발급받고자 하는 해당형식의 회전익항공기에 대한 시험에 의하여 또는 동등의 정밀도를 가지는 경우에는, 시험의 결과에 기초를 둔 계산에 의하여 증명을 하여야 한다.

(b) 적합성에 대하여, 이미 증명된 중심 및 중심위치의 조합으로부터 합리적으로 추론할 수 없는 경우에는 모든 중량 및 중심위치의 조합에 대한 체계적인 증명에 의하여 이루어져야 한다.

(a) 최대중량. 최대중량(관련 규정에 의해 적합함이 증명된 최대중량)은, 다음과 같이 결정되어야 한다.

(1) 최대중량은 다음의 어느 것보다 커서는 아니 된다.

(i) 신청자가 선정한 최대중량

(ii) 설계최대중량(해당 구조하중요건에 적합함이 증명된 최대중량)

(iii) 감항분류 보통(N)인 회전익항공기의 각 해당 비행기준에 적합함이 증명된 최대중량

(2) 최대중량은 다음의 각 중량의 합보다 작아서는 아니 된다.

(i) 27.29항에 의해 결정되는 자중

(ii) 최대유상하중으로 운용할 때에 적재할 수 있는 사용 가능한 연료의 중량

(iii) 윤활유 탱크를 만재했을 경우, 윤활유의 중량

(iv) 각 좌석의 탑승자의 중량으로 77㎏(170lb) 또는 증명을 얻고자 하는 그 이하의 중량

(b) 최소중량. 최소중량 감항분류 보통(N)인 회전익항공기의 감항기준의 각 해당하는 규정에 적합성이 증명된 최소중량은 다음과 같이 결정되어야 한다.

(1) 최소중량은 다음의 각 중량의 합을 넘어서는 아니 된다.

(i) 27.29항에 의해 결정되는 자중

(ii) 해당 회전익항공기의 운용에 필요한 최소 승무원의 중량, 이 경우에 승무원 1인당의 중량은 77㎏(170lb), 또는 신청자가 선정하는 더 가벼운 중량, 또는 적재요령에서 지정하는 중량

(2) 최소중량은 다음의 어느 것보다 작아서는 아니 된다.

(i) 신청자가 선정하는 최소중량

(ii) 설계최소중량 감항분류 보통(N)인 회전익항공기의 감항기준의 각 해당 구조하중조건에 적합함이 증명된 최소중량

(iii) 감항분류 보통(N)인 회전익항공기의 감항기준의 각 해당 비행요건에 적합함이 증명된 최소중량

(c) 투하 가능한 기외화물(External Load)을 탑재하는 경우의 총중량(Total weight). 투하 가능한 기외화물을 탑재하는 회전익항공기에 있어서는 다음 (1)항에서 (5)항까지에 해당되는 경우에는 상기 (a)항의 규정에 의해 결정된 최대중량을 초과하는 총중량을 정할 수 있다.

(1) 최대중량을 초과하는 총중량의 잉여중량은 투하 가능한 기외화물의 중량의 전부 혹은 일부분이어야 한다.

(2) 27.865항 또는 이와 동등한 운용기준에 따라 기외화물을 탑재하여 운항하는 경우 기외화물탑재와 관련된 구조부재는 승인을 받을 것

(3) 총 중량 중 (a)항에서 정해진 최대중량을 초과하는 부분은 기외화물 중량으로만 이루어져야 한다.

(4) 회전익항공기의 구조 성분은 (a)항에서 정해진 값을 초과한 중량 증가로 인하여 하중 및 응력이 증가한 상태에서 본 기술기준의 구조 관련 요구조건에 적합함을 입증하여야 한다.

(5) 회전익항공기를 상기 (a)항의 규정에 의해 정해진 최대인가중량을 초과하는 총중량의 상태로 운용하는 경우, 27.865(a) 및 (d)항에 따른 적절한 운용한계에 의해 제한할 것.

최전방 및 최후방의 중심위치와 가장 불리한 경우의 최측방의 중심위치는 27.25항에서 규정된 각 중량에 의해 결정되며 다음의 어느 것도 초과하여서는 아니 된다.

(a) 신청자가 선정하는 한계

(b) 강도가 증명된 한계

(c) 해당 비행조건에 적합함이 증명된 한계

(a) 자중 및 그 중심위치는 승무원 및 적재물을 제외한 회전익항공기의 자중을 측정하여 결정하여야 한다. 단, 다음은 자중에 포함시킨다.

(1) 고정 밸러스트(Ballast)

(2) 사용불능 연료

(3) 다음을 포함한 전 작동유

(i) 윤활유

(ii) 유압시스템 작동유

(iii) 엔진 분사용 물을 제외한 회전익항공기의 시스템의 정상적인 작동에 요구되는 다른 유체

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

Subpart B의 소정의 비행조건에 적합함을 증명하기 위하여 제거 가능한 밸러스트를 사용하여도 좋다.

(a) 주회전익의 회전속도의 한계. 주회전익의 회전속도범위는 다음의 조건에 적합하게 설정되어야 한다.

(1) 동력중의 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.

(2) 동력차단의 경우, 증명을 발급받고자 하는 공기의 상대속도 및 중량의 전범위에 걸쳐 자동회전비행이 가능하여야 한다.

(b) 상용 주회전익 고피치 한계(동력중의 상태). (e)의 주회전익 저속도 경고장치를 갖고 있는 헬리콥터가 최대한계내에서 엔진이 운전되고 있는 경우에, 주회전익의 회전속도가 여하한 비행상태에 있어서도 승인된 최소회전속도보다 상당히 저하되지 아니함의 증명은 다음의 규정에 의해 이루어져야 한다.

(1) 주회전익 고피치 멈춤을 적절하게 설정할 것.

(2) 주회전익이 위험한 저회전속도로 되지 아니하는 회전익항공기의 고유의 특성을 가질 것.

(3) 조종자에게 위험한 주회전익속도를 알리는 적절한 방법을 설정할 것.

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

(1) 주회전익의 상용 저피치한계는 중량 및 공기상대속도의 가장 불리한 조합으로 어떠한 자동회전비행을 하는 경우에도 충분한 회전익속도를 유지할 수 있을 것.

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

(d) 비상용 고피치. 주회전익의 고피치 멈춤이 (b)(1)의 규정에 적합하게 설정되어 있으며 또한 부주의로 그 멈춤을 넘어서는 경우가 없을 때에는 비상용으로 추가분의 피치를 사용할 수 있도록 되어 있어야 한다.

(e) 헬리콥터의 주회전익 저속도 경고. 단발엔진 헬리콥터와 한 개의 엔진이 부작동 될 경우 작동되는 엔진의 동력이 자동적으로 증가되는 승인된 장치를 장비하지 않은 다발엔진 헬리콥터에는 다음 요구를 따른 주회전익 저속도 경고장치가 있어야 한다.

(1) 주회전익 날개의 속도가 안전비행을 위태롭게 할 수 있는 값에 이르면 경고는 동력시나 동력차단시를 포함한 전비행상태에서 조종사에게 전달되어야 한다.

(2) 경고는 헬리콥터 고유의 공기역학 특성에 의하거나 장치에 의하여 전달되어야 한다.

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

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

성능

(a) 다른 방법으로 기술하지 않는다면 이 항목에서의 성능요구는 정지하고 있는 공기와 표준대기 상태에서 증명되어야 한다.

(b) 성능은 특수한 주위 대기상태, 특수한 비행상태, (d)와 (e)에서 상술된 상대습도 하에서의 엔진의 이용마력에 적절하게 대응되어야 한다.

(c) 이용마력은 엔진마력에 대응되어야 하며, 승인된 마력을 초과할 수 없으며, 다음의 손실이 있다.

(1) 장착손실

(2) 부품과 특수한 주위대기상태, 특수한 비행상태에 대한 적절한 조치로 인하여 흡수되는 마력

(d) 왕복엔진에 의하여 구동되는 회전익항공기에서 엔진마력의 영향을 받는 성능은 다음의 상대습도에 의거한다.

(e) 터빈 엔진에 의하여 구동되는 회전익항공기에서 엔진마력의 영향을 받는 성능은 다음의 상대습도에 의거한다.

(1) 표준온도보다 낮을 시는 80%

(2) 표준온도보다 10℃(50℉) 높을 시는 34%. 이 두 온도 사이에서 상대습도는 선형적으로 변화한다.

(f) 터빈엔진 회전익항공기의 경우, 이륙이전에 조종사가 각 엔진이 이 subpart에 규정된 해당 성능에 도달하기 위해 필요한 출력을 발생할 수 있는지의 여부를 판단할 수 있는 방법이 있어야 한다.

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

(1) 특별한 조종기술이나 특별히 양호한 제반 상태를 요구하여서는 아니 된다.

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

(b) (a)에의 적합성의 증명은 다음의 각 범위에 대하여 이루어져야 한다.

(1) 고도 : 표준해면에서부터 해당 회전익항공기의 도달 가능한 최대고도까지 혹은 고도 2,100m(7,000ft)까지 중에서 어느 것이든 더 낮은 고도

(2) 중량 : 표준해면에서의 최대중량에서부터 (b)(1)에 의한 각 고도에서 신청자가 선정하는 것보다 작은 중량

(a) 헬리콥터이외의 회전익항공기는 다음의 조건에 적합하여야 한다.

(1) 의 속도에서 정상 상승률은 다음과 같은 조건에서 결정되어야 한다.

(i) 각 엔진의 연속최대출력의 운전상태

(ii) 착륙장치를 후퇴시킨 상태

(iii) 증명을 발급받고자 하는 중량, 고도 및 온도의 상태

(2) (a)(1)에 의해 결정된 상승률의 상승구배는 다음과 같다.

(i) 증명을 발급받고자 하는 항속거리내의 중량, 고도 및 온도로 결정되어지는 이륙과 15m(50ft) 높이의 장애물 위를 상승시의 수평거리가 요구된다면 적어도 1:10 이상이어야 한다.

(ii) 표준해면 상태 하에서는 적어도 1:6이상이어야 한다.

(b) 각 헬리콥터는 다음 요구를 만족해야 한다.

(1) 는 다음의 조건에서 결정되어야 한다.

(i) 표준해면의 대기상태

(ii) 최대중량

(iii) 각 엔진에서의 연속최대출력

(2) 정상 상승률은 다음과 같은 조건에서 결정되어야 한다.

(i) VNE나 그 이하의 속도에서 신청자가 선정한 상승속도

(ii) 해면고도로부터 증명을 발급받고자 하는 최대고도까지의 범위 내

(iii) (b)(2)(ii)에서 설명한 고도항속거리에 대응하고 증명을 발급받기 위한 무게와 온도

(iv) 각 엔진의 연속최대출력

(a) 최대중량

(b) 1개의 엔진의 부작동

(1) 나머지 엔진에서는 연속최대출력과 30분 동안의 출력(헬리콥터에서는 30분 동안의 출력사용 증명이 요구되므로)

(2) 1개의 엔진의 부작동상태에서 연속 출력의 사용에 대한 증명을 발급받고자 하는 헬리콥터의 경우에는 1개의 엔진의 부작동상태에서 연속 출력

Part 29의 Category A 엔진 격리 요건을 만족하지 못하는 단발 및 다발 헬리콥터의 경우, 최소 하강률 및 최고 활공각 속도는 자동회전비행에서 다음에 의거 결정하여야 한다.

(a) 최대 중량일 것.

(b) 신청자가 선정한 회전익 회전속도일 것.

(a) 헬리콥터의 경우 다음의 조건에 적합하여야 한다.

(1) 증명을 발급받고자 하는 중량, 고도 및 온도의 범위 내에서, 다음의 조건에서 제자리비행 한계고도를 결정하여야 한다.

(i) 이륙출력

(ii) 착륙장치의 접힌 상태

(iii) 헬리콥터가 정상적인 이륙조작을 하는 고도에서 지면효과를 받고 있는 조건

(2) (a)(1) (a)(1)에서 결정한 제자리비행 한계고도는 다음의 수치 이상이어야 한다.

(i) 피스톤 엔진을 장착한 헬리콥터의 경우 표준대기의 상태와 최대중량의 조건에서, 1,200m(4,000ft)

(ii) 터빈 엔진을 장착한 헬리콥터의 경우 최대중량과 국제표준대기(I.S.A)+22.2℃(I.S.A+40℉)의 온도 조건에서, 압력고도 750m(2,500ft)

(b) 헬리콥터 이외의 회전익항공기의 경우, 증명을 발급받고자 하는 중량, 고도 및 온도의 범위내에서, 최소운용속도에서의 정상상승율은 다음의 조건에서 결정되어야 한다.

(1) 이륙출력의 상태

(2) 착륙장치를 펼친 상태

(a) 회전익항공기의 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.

(1) 해당 회전익항공기의 형식에 적합한, 혹은 신청자가 선정한 진입 및 활공의 속도를 갖는 상태

(2) 진입 및 착륙은 다음의 상태에서 이루어져야 한다.

(i) 단발 회전익항공기의 경우, 동력차단의 상태

(ii) 다발 회전익항공기의 경우, 한 개의 엔진이 부작동하는 상태와 각각의 작동엔진이 승인된 작동상태 한계 내에 있는 상태, 그리고

(3) 진입 및 착륙은 정상자동회전비행으로부터 이루어져야 한다.

(b) 다발 회전익항공기는 상용운용상태중에 동력장치가 완전히 고장 났을 경우에 안전하게 착륙할 수 있어야 한다.

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

(1) 고도 : 표준해면 상태에서부터 해당 회전익항공기의 최고 도달가능속도나 2,100m

(7,000ft)의 고도 중에서 더 작은 고도까지

(2) 중량 : 최대중량(해면상)에서부터 (a)(1)에 의하여 각 고도에 대응하는 신청자가 선정한 이하의 중량까지. 헬리콥터에 있어서는 해수면 위의 고도에서의 중량은 최대중량 또는 지면효과로부터 벗어난 제자리비행을 할 수 있는 최고중량 중 작은 값보다 작을 수 없다.

(b) 동력장치의 고장상태는 다음의 경우를 말한다.

(1) 단발 헬리콥터는 완전자동회전비행의 경우

(2) 다발 헬리콥터는 한 개의 엔진이 부작동(이 경우 엔진간의 기능분리장치에 의하여 나머지 엔진이 계속해서 작동함이 보장되어야 한다)인 경우

(3) 기타의 회전익항공기는 해당 형식에 상응하는 조건

비행성

회전익항공기는 다음의 조건에 적합하여야 한다.

(a) 여타의 항목에서 특별히 규정한 경우를 제외하고는 이 subpart의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 보통 예상되는 운용고도

(2) 증명을 발급받고자 하는 중량 및 중심위치의 범위 내에서 모든 불리한 적재상태

(3) 동력중의 상태로 운용하는 경우, 증명을 발급받고자 하는 모든 속도, 출력 및 회전익 회전속도의 상태

(4) 동력차단의 상태로 운용하는 경우, 증명을 발급받고자 하는 모든 속도 및 회전익회전속도의 상태. 단, 그 속도는 승인된 장착방법 및 그 허용치에 따라서 장착된 조종시스템에 의해 얻어질 수 있는 범위내의 것일 것.

(b) 특별한 조종기술, 주의력 또는 체력을 필요로 하지 아니하며, 또한 다음의 (a)(1) 및 (2)의 상태를 포함하는 해당형식의 가능한 모든 운용상태하에서 제한하중배수를 넘을 위험이 없어야 하며, 어떤 필요한 비행상태이든 이를 유지할 수 있어야 하며, 또한 한 비행상태에서 여하한 다른 비행상태로의 원활한 변경이 가능해야 한다.

(1) Part 29의 회전익항공기 TA급의 엔진의 독립성의 규정에 적합한 다발회전익항공기의 경우, 한 개의 엔진이 돌연히 고장난 상태

(2) 기타의 회전익항공기의 경우, 동력의 돌연한 전면고장의 상태

(3) 27.695항에서 규정한 것과 같은 갑작스럽고 완전한 조종계통의 고장

(c) 야간비행 또는 계기비행에 관해서 증명을 발급받고자 하는 경우, 그러한 비행상태에 필요하다고 인정되는 모든 추가적인 특성을 보유하여야 한다.

(a) 회전익항공기는 다음의 상태에서 안전한 조종성 및 운동성을 가져야 한다.

(1) 정상비행중

(2) 다음의 상태를 포함하여, 해당 형식에 상응하는 모든 운동중

(i) 이륙

(ii) 상승

(iii) 수평비행

(iv) 선회비행

(v) 활공

(vi) 착륙(동력중 및 동력차단)

(vii) 자동회전진입 이행에서부터 동력중 비행으로의 회복

(b) 주기조종(Cyclic Control)은 다음 상태의 에서 충분한 옆놀이 및 키놀이 조종을 가할 수 있도록 여유가 있어야 한다.

(1) 최대로 불리한 중량에 있을 때

(2) 최대로 불리한 중심위치에 있을 때

(3) 회전익한계속도에 있을 때

(4) 동력차단((e)에 의해 증명된 헬리콥터를 제외한) 및 동력시의 상태에 있을 때

(c) 다음의 상태에서 회전익항공기가 지상 또는 지상부근에서 행하는 대항형식에 상응하는 모든 운동[예를 들면 횡풍이륙, 횡진(Sideward)비행 또는 후진(Rearward)비행]에서 조종불능이 되지 아니하고 비행이 가능한 풍속을 정하여야 한다. 다만, 이 때의 풍속은 32㎞/h(17Knots)이상이 되어야 한다.

(1) 최대로 불리한 중량에 있을 때

(2) 최대로 불리한 중심위치에 있을 때

(3) 회전익한계회전속도에 있을 때

(4) 표준해수면 상태의 고도로부터 회전익항공기의 최대고도능력 또는 2,100m(7,000ft)까지의 고도 중 더 낮은 고도까지.

(d) 최대로 불리한 중량에서 연속최대출력으로 비행중

(1) 회전익항공기 수송TA급의 엔진의 독립성에 관한 규정에 적합한 다발회전익항공기는 한 개의 엔진이 고장나는 경우

(2) 기타의 회전익항공기는 모든 엔진이 고장나는 경우에도, 해당 회전익항공기는 증명을 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.

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

(ii) 기타의 비행상태에 있어서는 보통의 조종사의 반응시간

(e) 27.1505(c)하에서 (동력차단)가 증명된 헬리콥터에 대한 허용은 임계중량, 임계무게중심과 임계회전익 회전수에서 다음 사항에 따라 증명되어야 한다.

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

(2) 1.1 (동력차단)의 속도에서 동력차단시 충분한 옆놀이와 피치조절을 가할 수 있도록 여유가 있어야 한다.

(a) 길이방향 조종, 가로방향 조종, 방향조종 및 콜렉티브 조종을 수행하기 위해 과도한 조종력, 마찰력 또는 예비하중이 필요해서는 아니 된다.

(b) 조종시스템에 작용하는 힘과 유격으로 인해 조종시스템의 입력에 대해서 회전익항공기가 원활하고 즉각적으로 반응하지 못해서는 아니 된다.

트림제어는 다음의 조건에 적합하여야 한다.

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

(b) 조종력 곡선의 구배에 부당한 불연속을 가져오는 일이 있어서는 아니 된다.

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

(a) 트림상태의 속도보다 낮은 속도를 얻기 위해서는 조종장치를 후퇴하고 트림상태의 속도보다 높은 속도를 얻기 위해서는 조종장치를 전진하는 것이 필요하도록 길이방향 조종장치를 설계하여야 한다.

(b) 스로틀과 콜렉티브 피치를 고정한 상태로 27.175(a)에서 (c)항까지에 규정된 기동을 하는 중에, 조종간의 위치 대비 속도 곡선의 기울기는 증명을 신청한 모든 고도범위에서 항상 양의 값이어야 한다.

(c) 27.175(d)에 규정된 기동 중에, 길이방향 조종장치의 위치 대비 속도 곡선의 기울기는 음(-)의 조작이 조종장치 전체 작동거리의 10% 이하인 경우 규정된 속도범위 내에서 음의 값이 될 수도 있다.

(a) 상승. 정적종안정은 다음의 조건에서 0.85에서부터 1.2까지의 속도로 상승하는 상태에서 증명되어야 한다.

(1) 최대로 불리한 중량

(2) 최대로 불리한 중심위치

(3) 최대연속출력

(4) 착륙장치를 접힌 상태

(5) 회전익항공기가 에서 트림된 상태

(b) 순항. 정적종안정은 다음의 조건에서 0.7VH와 0.7중 작은 쪽의 속도에서부터 1.1VH와 1.1중 작은 쪽의 속도까지 순항하는 상태에서 증명하여야 한다.

(1) 최대로 불리한 중량

(2) 최대로 불리한 중심위치

(3) 0.9VH와 0.9중 작은 쪽의 속도로 수평비행하기 위한 출력

(4) 착륙장치를 접은 상태

(5) 회전익항공기가 0.9VH와 0.9중에서 작은 쪽의 속도에서 트림된 상태

(c) 자동회전비행. 정적종안정은 다음의 조건에서 또는 27.1505 (c)항 하에서 (동력차단)가 설정되었다면 1.1까지의 최소감지율에 대한 속도의 0.5배되는 공기속도에서 자동회전 비행함을 입증하여야 한다.

(1) 임계중량

(2) 임계무게중심

(3) 무동력비행(Power-Off) 상태

(4) 착륙장치가

(i) 접힌 상태

(ii) 펼친 상태

(5) 회전익항공기가 전술한 속도범위에서 안정이 증명될 수 있는 적절한 속도에서 트림된 상태

(d) 제자리비행. 헬리콥터의 경우, 종방향 사이클릭 조종장치(longitudinal cyclic control)는 승인된 최대후진속도와 32㎞/h(17kt)의 전진속도의 사이에서 27.173에 규정된 방향과 감각 및 위치와 일치하도록 작동해야 한다. 이 경우 헬리콥터는 다음의 상태에 있는 것으로 한다.

(1) 최대로 불리한 중량

(2) 최대로 불리한 중심위치

(3) 지면효과를 받으며 개략적으로 일정한 고도를 유지하기에 필요한 출력의 상태

(4) 착륙장치를 펼친 상태

(5) 헬리콥터가 제자리비행에 대하여 트림된 상태

정적 방향 안정성은 스로틀 및 콜렉티브 조종장치가 27.175(a), 및 (b)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 수상조종특성

회전익항공기가 예상되는 모든 운용상태에 대해서 조종불능과 같은 경향이 없고 충분한 지상 및 지상유도특성을 가져야 한다.

회전익항공기는 통상운용상태에서 예상되는 최대로 거친 지면상을 활주하는 경우에 생기는 하중에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

수상운항의 증명을 발급받고자 하는 회전익항공기는 수상활주이수 및 착수의 경우에 생기는 물보라(Spray)현상이 조종자의 시계를 방해하거나 회전익, 프로펠라 또는 다른 기체의 부분에 손상을 주는 특성을 가져서는 아니 된다.

회전익항공기는 지상에서 회전익이 회전하고 있는 동안에 위험한 진동 및 동요가 생기는 경향이 있어서는 아니 된다.

기타 비행 요건

회전익항공기의 각 부분은 모든 적절한 속도와 출력의 상태에서 과도한 진동이 생기는 경우가 있어서는 아니 된다.

Subpart C 구조

일반

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

(b) 특별히 재규정되지 않는 한 본 장에서 규정하는 비행하중, 지상하중 및 수상하중은 해당 회전익항공기의 질량의 각 구성요소를 고려하여 관성력과 평형을 이루지 않으면 아니 된다. 하중의 분포는 실제의 상태에 매우 근사하거나 이를 안전 쪽으로 모사하는 것이어야 한다.

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

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

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

(b) 구조는 파괴되는 일이 없이 극한하중에 견디어야 하며, 이는 다음의 두 가지 방법 중 하나에 의하여 증명되어야 한다.

(1) 정적시험에서 극한하중을 적어도 3초간 구조물을 가하거나, 혹은

(2) 부하의 실제의 상태에 모의한 동적시험

(a) 구조가 강도와 변형에 관한 규정에 적합함은 예상되는 운용환경을 고려하여 모든 내우 불리한 하중조건에 대해서 증명되어야 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 증명되어야 한다.

(b) 강도요건을 만족함의 증명은 다음의 시험에 대하여 이루어져야 한다.

(1) 회전익, 회전익 구동장치 및 회전익 조종장치에 대한 동적 시험 및 내구시험

(2) 조종면 및 조종장치에 대한 제한하중시험

(3) 조종시스템 작동시험

(4) 비행응력 측정시험

(5) 착륙장치 낙하시험

(6) 기타 새로운 설계 혹은 특수한 설계에 대하여는 필요하다고 인정되는 추가시험

본 장의 규정의 적합함을 증명하기 위해서는 다음의 수치와 제한을 신청자가 선정하여야 한다.

(a) 설계최대중량

(b) 엔진의 작동시 및 부작동시의 주회전익의 회전속도범위

(c) (b)에 규정된 회전속도범위에 대응하는 최대전진속도

(d) 최대후진속도 및 최대횡진속도

(e) (b), (c) 및 (d)의 각 제한사항에 대응하는 기체의 중심위치 범위

(f) 동력장치와 이에 연결된 회전부분과의 회전속도비

(g) 양 및 음의 제한운동하중배수

비행하중

(a) 비행하중배수는 회전익항공기의 기축에 수직하게 작용하며, 또한 회전익항공기의 중심위치에서의 관성하중배수와는 크기가 같고 방향이 반대라고 가정하여야 한다.

(b) 비행하중에 관한 조건은 다음의 조건에 적합하여야 한다.

(1) 설계최소중량과 설계최대중량 사이의 모든 중량

(2) 회전익항공기의 비행교범의 운용한계내에서 예상되는 모든 하중분포

회전익항공기는 다음의 (a) 또는 (b)중 한 가지에 의하여 설계되어야 한다.

(a) 양의 제한하중배수 3.5 및 음의 제한하중배수 1.0 또는

(b) 다음의 경우에는 양의 제한하중배수 2.0 이상, 음의 제한하중배수 0.5 이상

(1) 선정치를 초과하는 가능성이 극히 드문 것이 해석 또는 비행시험에 의하여 증명되는 것일 것

(2) 선정치가 설계최대중량에서 설계최소중량 사이의 보든 중량상태에서 적절한 것일 것.

제한운동하중배수의 적용에서 비롯되는 하중은 각 회전익 허브의 중심 및 각 보조양력면에 작용한다고 가정하며 또한 설계최대 선단속도비에서의 동력중 및 동력차단 비행을 포함하는 최대로 불리한 운동상태에서의 회전익 및 보조 양력면간의 하중의 방향 및 분포에 작용한다고 가정한다. 여기에서 선단의 속도비라 함은 회전익면에 평행한 면 상에서의 회전익항공기의 비행속도성분과 회전익 선단의 속도와의 비로서 다음의 식에 의해 표시된다.

V : 비행경로의 방향으로의 공기 상대속도 ㎧(ft/s)

α : 대칭면에서의 피치 불변축의 투영과 비행경로에 수직한 면과 대칭면과의 교선이 이루는 각(rad, 축이 후향일 때)

Ω : 회전익의 회전속도 rad/s

R : 회전익의 반경 m(ft)

회전익항공기는 제자리비행을 포함한 모든 불리한 비행상태에서 9㎧ (30ft/s)의 수직돌풍을 받는 경우의 하중에 대하여 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(a) 회전익항공기는 다음 상태에서 (b)와 (c)에 규정된 기동을 수행할 때 발생하는 하중에 대해서 설계하여야 한다.

(1) 중심주변의 불평형인 공기역학적 모우멘트는 관성반력을 주는 주요한 질량을 고려하여 합리적 또는 안전힌 방법으로 평형을 이루게 한다.

(2) 최대 주회전익 회전속도

(b) 요잉이 없고 가속되지 않는 비행상태에서 0부터 0.6VNE까지 전속도 범위에서 (a)항에서 요구하는 하중을 발생시키기 위해서는 다음의 (1)에서 (3)항까지의 조작을 해야 한다.

(1) 방향 조종장치를 스토퍼 또는 27.397(a)에 규정된 최대 조종력으로 제한되는 위치까지 갑작스럽게 조작한다.

(2) 횡활각 또는 90° 중에서 더 작은 요잉각도에 도달한다.

(3) 방향 조종장치를 신속히 중립위치로 조작한다.

(c) 요잉이 없고 가속되지 않는 비행상태에서 0.6VNE에서 VNE 또는 VH 중 작은 속도까지의 전진속도 범위에서 (a)에서 요구하는 하중을 발생시키기 위해서는 다음의 (1)에서 (4)항까지의 조작을 해야 한다.

(1) 방향조종장치를 스토퍼 또는 27.397(a)에서 규정된 최대 조종력으로 제한되는 위치까지 갑작스럽게 조작한다.

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

(3) (b)(2)와 (c)(2)의 횡활각을 속도와 함께 변화시킨다.

(4) 방향조종장치를 신속히 중립 위치로 조작한다.

(a) 터빈 엔진의 경우 제한 토크는 다음 값의 최대치 이하여야 한다.

(1) 최대연속출력에 대한 평균 토크에 1.25를 곱한 값

(2) 27.923에서 요구하는 토크;

(3) 27.927에서 요구하는 토크;

(4) 오작동 또는 구조적 파손(예 : 압축기 재밍)에 의한 엔진의 급정지로 인해 발생하는 토크.

(b) 피스톤 엔진에 대해서는 평균 토크에 다음의 배수를 곱한 것.

(1) 실린더가 5개 이상의 것에 대해서는 1.33; 그리고

(2) 실린더가 4개, 3개 및 2개의 것에 대해서는 각각 2, 3 및 4.

조종면 및 조종계통 하중

보조 회전익, 고정 또는 가동의 안정판 및 조종면, 그리고 여타의 어떠한 조종계통도 27.395, 27.397, 27.399. 27.411 및 27.427의 규정에 적합하여야 한다.

(a) 조종간에서 스토퍼까지의 조종시스템의 각 부분은 다음에 규정한 조종력에 대하여 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 27.397에 규정된 제한조종력, 혹은

(2) 제한조종력이 가해지지 않도록 되어 있는 조종시스템의 경우에는 조종자가 가할 수 있는 최대 조종력. 단, 그 수치는 27.397에 규정한 수치의 60%이상이어야 한다.

(b)지지 구조를 포함한 주조종장치는 다음의 규정에 대하여 적합하도록 설계되어야 한다.

(1) 시스템은 27,397에 규정한 제한조종력으로부터 야기되는 하중을 견딜 수 있어야 한다.

(2) 만일 지상돌풍, 조종관성 또는 마찰에 의하여 운용하중을 초과하는 하중이 생기는 경우에는 (b)(3)에 규정한 제한 조종력의 60%의 하중에 대하여 항복점을 초과함이 없이 견딜 수 있어야 한다.

(3) 조종계통의 설계 또는 통산적인 운용하중이 조종계통의 일부가 27.397에 규정된 제한 조종력을 반작용 할 수 없도록 하는 것일 경우에는 조종계통의 해당 부분은 전상 운용상태에서 가해 질 수 있는 최대 하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 최소설계하중은 어떠한 경우에 있어서도 피로, 걸리는 것, 지상돌풍, 조종관성력 및 마찰하중을 고려하여 운용을 위해 충분히 강한 계통이 되어야 한다. 합리적인 해석의 방법이 없는 경우에는 규정의 조종력의 60%에서 생기는 설계하중을 허용최소설계하중으로 한다.

(4) 재밍. 지상돌풍, 조종관성력 또는 마찰로 인해 운용하중이 초과되는 경우에는 조종계통은 구부러짐 없이 27.397에 규정된 제한 조종력을 견딜 수 있어야 한다.

(a) (b)의 규정에 해당하는 경우를 제외하고 제한 조종력은 다음의 규정에 의한다.

(1) 페달 60㎏(130lb)

(2) 조종간 전방 및 후방 45㎏(100lb) 횡방향 30㎏(67lb)

(b) 플랩, 태브, 안정판, 회전익 브레이크 및 착륙장치의 조작장치에 대한 제한 조종력은 다음의 규정에 의한다(단, R : 반경 ㎝(in)).

(1) 크랭크, 바퀴 및 레버, [1+R]/3×50 pounds, 이 수치는 손에 의하여 조작되는 경우에는 23㎏(50lb) 이상, 45㎏(100lb)이하, 발로 조작되는 경우에는 23㎏(50lb)이상, 60㎏ (130lb) 이하의 수치이어야 한다. 여기에서 조종력은 조작장치가 움직이는 면에 대하여 20°의 범위 내에서 작용하여야 한다.

(2) 비틀음 조종방식 36.28R ㎝-㎏(80R inch-lb)

복식의 주조종장치를 가지는 경우에는 27.395에 규정한 조종력의 0.75의 조종력을 사용하여 다음의 조작을 하는 경우에 생기는 하중에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(a) 서로 반대의 방향으로 조작하는 경우

(b) 서로 같은 방향으로 조작하는 경우

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

(b) 미부회전익 보호장치를 구비하는 경우 상기 (a)에 적합함을 증명하기 위해서는 다음의 사항을 고려하여야 한다.

(1) 보호장치에 걸리는 하중을 설정하여야 한다.

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

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

(b) (a)의 설계 기준을 만족하기 위해서는 더 합리적인 자료가 없는 한 다음 사항을 모두 만족해야 한다.

(1) 대칭 비행 조건에서의 최대 하중의 100%가 대칭면을 기준으로 한 쪽에 작용하고 다른 쪽에는 하중이 작용하지 않는다.

(2) 대칭 비행 조건에서의 최대하중의 50%가 대칭면을 기준으로 서로 반대 방향으로 작용한다.

(c) 수평꼬리면이 수직꼬리면에 의해 지지되는 후미부분의 경우, 수직꼬리면과 지지구조는 각각의 규정된 비행조건에서 개별적으로 발생하는 것으로 고려할 수 있는 수직면하중과 수평면하중의 조합된 하중에 대해서 설계하여야 한다. 각각의 표면에서 최대 설계하중을 발생시킬 수 있도록 비행조건을 선정해야 한다. 더 합리적인 자료가 없는 경우에는 본 규정에 기술된 비대칭 수평꼬리날개면의 하중분포를 가정한다.

지상하중

(a) 하중과 평형

(1) 착륙상태에서의 제한지상하중은 기체구조가 강체로서 작용하는 경우에 발생하는 외력이라고 생각하여야 한다.

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

(b) 가장 불리한 중심위치. 증명을 받으려는 범위내의 가장 불리한 중심위치는 착륙장치의 각 구조 부분에 대하여 설계최대하중을 얻을 수 있도록 선정되어야 한다.

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

(b) 별도로 규정되는 경우를 제외하고, 모든 착륙상태에 대하여 회전익항공기는 27.725의 규정에 의하여 증명되는 제한관성 하중배수이상의 제한하중배수에 대하여 설계하여야 한다.

별도로 규정되는 경우를 제외하고 모든 착륙상태에 대하여 타이어는 지상정지의 위치에 있으며, 완충장치는 가장 불리한 위치에 있다고 가정해야 한다,

(a) 자세. 다음의 (b)에 규정하는 하중상태에서 기체는 다음의 수평착륙자세에 있는 것으로 한다.

(1) 모든 차륜이 동시에 접지하는 경우

(2) 후차륜이 접지하고 전륜이 접지 직전에 있는 경우

(b) 하중상태. 회전익항공기는 다음의 착륙하중상태에 대하여 설계하여야 한다.

(1) 수직하중이 27.471의 규정에 의하여 작용하는 경우

(2) 상기 (b)(1)에 규정된 하중외에 각 차륜에 수직하중의 25%이상의 항력이 동시에 작용하는 경우.

(3) 전륜이 2개인 경우에는 (b)(1) 및 (b)(2)에 의거 전륜에 작용하는 하중을 40:60의 비율로 2개의 차륜에 배분하는 것으로 한다.

(c) 피칭모우멘트. 피칭모우멘트는 다음의 규정에 의하여 평형된다고 가정한다.

(1) (a)(1)의 자세의 경우에는 전륜반력

(2) (a)(2)의 자세의 경우에는 회전관성력

(a) 회전익항공기는 회전익항공기의 모든 부분과 지면과의 사이의 간격이 허용하는 최대기수올림자세에 있는 것으로 가정한다.

(b) 지면반력은 지면에 수직으로 작용하는 것으로 한다.

한쪽 바퀴 착륙자세의 경우 회전익항공기는 수평자세에서 중심보다 후방에 있는 차륜중 한쪽만이 접지하는 것으로 한다. 이 경우 다음의 규정을 고려하여야 한다.

(a) 수직하중은 27.497(b)(1)에서 규정하는 상태에서 한쪽에 작용하는 하중과 같은 것으로 한다.

(b) 불평형의 외력은 회전익항공기의 관성력과 평형되는 것으로 한다.

(a) 항공기는 수평자세로 하고, 다음의 하중을 고려하여야 한다.

(1) 횡하중외에 27.479(b)(1)에 규정하는 상태에서 얻어지는 최대지면반력의 1/2의 하중이 작용하는 것으로 한다.

(2) 상기 (a)(1)의 하중은 다음과 같이 작용하는 것으로 한다.

(i) 접지점이 작용한다.

(ii) 완전선회차륜의 경우에는 차륜축 중심에 작용한다.

(b) 회전익항공기는 접지시 다음에서 규정하는 하중에 견디도록 설계하여야 한다.

(1) 후륜만이 접지하는 경우에는 (a)에서 규정하는 수직하중 외에 횡하중으로서 한쪽 바퀴에 수직반력의 80%에 해당하는 하중이 한쪽으로, 다른 쪽의 바퀴에 수직반력의 60%에 해당하는 하중이 바깥쪽으로, 동시에 작용하는 것으로 한다.

(2) 모든 바퀴가 동시에 접지하는 경우

(i) 후륜에 작용하는 횡하중은 상기 (b)(1)의 규정에 준하는 것으로 한다.

(ii) 전륜에 대해서는 (a)에서 규정하는 수직하중 외에 수직반력의 80%에 해당하는 횡하중을 합성하는 것으로 한다.

완충장치는 지상정지 때의 위치에 있는 것으로 하고 다음의 조건을 고려하여야 한다.

(a) 제한수직하중은 다음의 하중배수에 기준한 하중이상이어야 한다.

(1) 27.479(a)(1)에 규정한 자세의 경우는 1.33

(2) 27.479(a)(2)에 규정한 자세의 경우는 1.0

(b) 구조는 브레이크를 갖는 각 차륜의 접지점에 작용하는 다음의 어느 작은 쪽의 항력에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 수직하중에 마찰계수 0.8을 곱한 하중

(2) 제한 브레이크 토크에 기초를 둔 하중

(a) 일반. 중심 전방에 2차륜, 후방에 1차륜을 갖는 회전항공기는 다음에서 규정하는 하중상태에 대하여 설계하여야 한다.

(b) 전륜만이 접지하는 수평착륙. 이 경우는 다음의 규정을 적용한다.

(1) 수직하중은 27.471 내지27.475의 규정에 의하여 작용하는 것으로 한다.

(2) 각 차축에서의 수직하중은 수직하중의 25%이상의 항력과 조합한 것으로 한다.

(3) 불평형의 피치모우멘트는 회전력과 평형하는 것으로 한다.

(c) 모든 차륜이 동시에 접지하는 수평착륙. 이 경우에는 회전익항공기는 (b)의 하중에 대하여 설계하여야 한다.

(d) 미륜만이 접지하는 최대기수올림착륙. 이 경우 자동회전착륙을 포함한 통상 운용중에 예상되는 최대기수올림 자세에 있는 것으로 하여야 한다. 이 자세의 경우, 다음의 규정을 적용한다.

(1) (b)(1) 및 (2)에 규정된 지상하중을 미륜의 지면반력과 회전익항공기의 중심과의 모우멘트 아암을 합리적 방법을 사용하여 적절히 결정하고 적용한다.

(2) 미륜이 최초에 접지하는 가능성이 없다는 것을 증명해야 한다.

(e) 한 개의 전륜만이 접지하는 수평착륙. 이 경우 회전익항공기는 (b)(1) 및 (3)에서 규정하는 지상하중에 대해서 설계하여야 한다.

(f) 수평착륙시의 횡하중. 이 경우의 자세는 (b) 및 (c)에서 규정하는 자세로 하고 다음의 규정을 적용한다.

(1) 횡하중외에 (b) 및 (c)에서 규정하는 최대지면반력의 1/2이 각 차륜에 동시에 작용하는 것으로 한다. 이 경우 횡하중은 다음의 (i) 및 (ii)에 규정하는 값으로 한다.

(i) 전륜의 한쪽 바퀴에 수직반력의 80%에 해당하는 하중이 안쪽으로, 다른 쪽 바퀴에 수직반력의 60%에 해당하는 하중이 바깥쪽으로 작용하는 것으로 한다.

(ii) 미륜에 수직반력의 80%에 해당하는 하중이 작용하는 것으로 한다.

(2) (a)(1)에서 규정한 하중은 다음의 (i) 또는 (ii)의 지점에 작용하는 것으로 한다.

(i) 완전선회식(Non-Full Swiveling)이 아닌 착륙장치 또는 고정장치, 스티어링 장치 또는 시미댐퍼를 갖고 차륜을 예항위치에 유지시킬 수 있는 완전선회식 착륙장치에 대해서는 예항위치에 있는 차륜의 접지점

(ii) 고정장치, 스티어링장치 또는 시미댐퍼를 갖지 않는 완전선회식 착륙장치에 대해서는 차축의 중심

(g) 수평착륙자세로 브레이크를 사용한 경우. 회전익항공기는 (b) 및 (c)에 규정한 자세로 하고 완충장치는 지상정지시의 위치에 있는 것으로 하여 다음 하중에 대하여 설계하여야 한다.

(1) 제한수직하중은 다음에서 규정하는 제한수직하중배수 이상의 하중배수에 기준하여 결정하는 것으로 한다.

(i) (b)에서 규정하는 자세에 대하여는 1.0

(ii) (c)에서 규정하는 자세에 대하여는 1.33

(2) 브레이크를 장착한 차륜에 대해서는 다음의 (i) 또는 (ii)의 적은쪽의 항력이 그 접지점에 작용하는 것으로 한다.

(i) 수직하중의 0.8배의 하중

(ii) 제한 브레이크 토크를 기준으로 한 최대하중

(h) 지상 정지상태에서의 미륜의 회전하중. 회전익항공기는 지상 정지 상태에 있고 완충장치 및 타이어는 지상 정지시의 위치에 있는 것으로 하고 다음의 미륜회전하중에 대하여 설계되어야 한다.

(1) 미륜의 정하중과 동등한 수직지면 하중외에 이와 같은 크기의 횡하중이 동시에 작용하는 것으로 한다.

(2) 상기 (a)(1)에 규정한 하중은 다음과 같이 작용하는 것으로 한다.

(i) 완전선회식의 경우에는 차축을 통하여(후방 차륜은 기체의 전 후축에 대하여) 90°회전하고 있는 것으로 한다.

(ii) 차륜 고정장치 및 스티어링 또는 시미댐퍼를 갖는 경우에는 접지점에 (후방 차륜은 예항위치에) 있는 것으로 한다.

(i) 지상활주상태. 회전익항공기체 및 그 착류장치는 통상운용 중에 발생하리라고 당연히 예상되는 가장 거칠은 지면위를 활주하는 경우에 생기는 하중에 대하여 설계하여야 한다.

(a) 일반. 스키드식 착륙장치를 갖는 회전익항공기는 이부의 하중상태에 대하여 설계되어야 한다. 이 경우 다음의 조건을 고려하는 것으로 한다.

(1) 설계최대중량, 중심위치 및 하중배수는 27.471 내지 27.475의 규정에 의하여 결정되어야 한다.

(2) 탄성스프링 부재는 제한하중에서 항복하여도 무방하다.

(3) 탄성스크링 부재에 대한 설계극한하중은 다음에 규정하는 낙하시험에서 얻어지는 값을 초과할 필요는 없다.

(i) 27.725에 규정하는 값은 1.5배 낙하높이로 한다.

(ii) 27.725에 규정하는 제한 낙하시험에서 사용되는 값의 1.5배 이하의 양력으로 한다.

(4) (b) 내지 (e)의 규정에 적합함을 증명할 경우에는 다음 사항을 고려하여야 한다.

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

(ii) 지면반력은 스키드 밑부분에 합리적으로 분포되는 것으로 한다.

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

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

(1) 수직반력과 수직반력의 50%에 해당하는 수평항력이 동시에 접지점에 작용한다.

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

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

(1) 수직지면반력은 다음과 같은 것으로 한다.

(i) 수직지면반력은 (b)에 규정하는 수직하중과 같다.

(ii) 하중은 양쪽의 스키드에 똑같이 작용한다.

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

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

(4) 불평형 모우멘트는 회전 관성력과 평형되는 것으로 한다.

(5) 스키드에 대해서는 다음의 사항을 고려하여야 한다.

(i) 안쪽으로 횡하중이 작용하는 경우

(ii) 바깥쪽으로 횡하중이 작용하는 경우

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

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

(2) 불평형 모우멘트는 회전 관성력과 평형되는 것으로 한다.

(f) 특별한 상태. 회전익항공기는 (b) 및 (c)의 규정에 합치됨과 동시에 다음 규정에 대하여 설계되어야 한다.

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

(i) 최대중량의 1.33배에 해당하는 지면반력

(ii) 지면반력은 양쪽 스키드에 똑같이 배분되는 것으로 한다.

(iii) 지면반력은 스키드의 직선 부분의 최전방 끝에 집중시킨다.

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

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

(i) 스키드 및 그 기체의 부착부에 대하여 작용한다.

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

스키이의 운용에 대한 증명을 받으려고 할 경우에는 회전익항공기는 스키이를 장비한 상태에서 다음에 규정된 하중상태에 견디도록 설계되어야 한다(여기서 P는 회전익항공기가 설계최대중량의 상태에서 각 스키이에 걸리는 최대 정하중, n은 27.473(b)에 규정한 제한하중 배수)

(a) 수직하중상태

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

(2) 1.33P의 수직하중이 페데스탈 베어링에 작용하는 것으로 한다.

(b) 0.35Pn의 횡하중이 기체의 중심선에 직각인 수평면에서 페데스탈 베어링에 작용하는 것으로 한다.

(c) 0.4P(㎏.m) [(1.33P(lb-ft)]의 토크 하중이 페데스탈 베어링 중심선을 지나는 수직축 주위의 스키이에 작용하는 것으로 한다.

수상하중

플로트(float)의 운용에 대한 증명을 얻으려고 할 경우에는 회전익항공기는 플로트(float)를 장비한 상태에서 다음과 같은 하중상태에 견디도록 설계하여야 한다.(이 경우 제한하중배수는 27.473(b)의 규정에 따라 결정하든지 또는 차륜식의 착륙장치의 경우에 결정한 제한하중배수와 같은 것으로 가정한다)

(a) 다음의 상방향 하중상태

(1) 기체는 수상정지상태의 자세에 있고 합성반력은 회전익항공기의 중심선을 지나서 수직으로 작용하는 것으로 한다.

(2) (a)(1)에 규정하는 수직하중과 그의 0.25배의 후방향 하중이 동시에 작용하는 것으로 한다.

(b) 다음의 횡하중상태

(1) (a)(1)에 규정한 전체 수직하중의 0.75배의 수직하중이 각 플로트(float)에 똑같이 작용하는 것으로 한다.

(2) 상기 (b)(1)에 의하여 각 플로트(float)에 등분된 하중 외에 상기 (b)(1)에 규정된 전체 수직하중의 0.25배의 전체 횡하중이 한 플로트(float)에만 작용하는 것으로 한다.

주요 구조 부분

(a) 허브 및 브레이드를 포함하는 주회전익 시스템은 이 부의 규정에 적합하여야 한다.

(b) 예비

(c) 주회전익의 구조부분은 27.337 내지 27.341에서 규정한 다음의 하중에 대하여 설계되어야 한다.

(1) 가장 불리한 비행하중

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

(d) 주회전익의 구조부분은 다음의 하중에 대하여 설계되어야 한다.

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

(2) 보통의 운용상태에서 예상되는 가장 불리한 하중

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

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

(i) 주회전익에 전달될 수 있는 양 및 음의 최대 토크

(ii) 27.361에 규정되는 엔진 제한 토크

(2) 제한 토크는 회전익의 브레이드에 합리적으로 분포시켜야 한다.

(a) 동체, 착륙장치 및 회전익 파일론 지지구조는 다음의 규정에 적합하여야 한다. 회전익의 공기력의 합력은 허브 부착점에 작용하는 한 개의 힘으로 하여도 무방하다.

(b) 각 구조 부분은 다음의 하중에 의하여 설계되어야 한다.

(1) 27.337 내지 27.341에서 규정하는 가장 불리한 하중

(2) 27.235, 27.471 내지 27.485 및 27.493, 27.497, 27.501 및 27.521에서 규정하는 해당 하중

(3) 27.547(d)(2) 및 (e)에 기술한 하중

(c) 보조 회전익으로부터 추력, 가속 비행상태에서 생기는 평형 공기력 및 관성력을 고려하여야 한다.

(d) 엔진 마운트 및 그 부근의 동체부분은 엔진의 토크 하중의 영향을 포함하고 가속 비행상태 및 착륙상태의 경우에 생기는 하중에 견디어야 한다.

비상착륙상태

(a) 회전익항공기는 비상착륙 또는 비상착수의 경우 만일 파괴되는 일이 생겨도 승객 및 승무원을 보호할 수 있도록 설계되어야 한다.

(b) 구조 부분은 다음의 조건하에서 소규모의 파괴착륙을 한 경우, 모든 승객 및 승무원이 증상을 입지 않도록 되어 있어야 한다.

(1) 좌석, 안전벨트등을 정상적으로 사용하고 있는 것으로 한다.

(2) 인입식 착륙장치를 장착한 경우 바퀴는 올린 상태로 한다.

(3) 승객 및 승무원은 주위 구조에 대하여 다음의 극한 관성력을 받는 것으로 한다.

(i) 상방 4g

(ii) 전방 16g

(iii) 횡방향 8g

(iv) 하방 20g, 좌석장치에 예상되는 변위 이후

(v) 후방 1.5g

(c) 비상착륙으로 인해 그 고정 상태가 해제될 경우 탑승자에게 상해를 입힐 수 있는 승무원실 및 객실의 상부 또는 후방에 위치한 중량물의 지지구조는 이 절에 규정된 값까지의 모든 극한 관성하중배수 대해서 중량물을 고정할 수 있도록 설계하여야 한다. 여기서 중량물에 해당하는 품목은 로우터, 변속장치 및 엔진을 포함하며 이 품목으로만 제한되지는 않는다. 중량물은 다음의 극한관성하중계수에 대하여 고정상태를 유지할 수 있어야 한다.

(1) 상방향 - 1.5g

(2) 전방 - 12g

(3) 측방 - 6g

(4) 하방 - 12g

(5) 후방 - 1.5g

(d) 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.

(1) 상방향 - 1.5g

(2) 전방 - 4.0g

(3) 측방 - 2.0g

(4) 하방 - 4.0g

(a) 회전익항공기는 파괴착륙시 손상이 발생하더라도 다음의 조건에서는 각 탑승자를 보호할 수 있도록 설계하여야 한다.

(1) 설계에 규정된 대로 좌석, 안전벨트 및 어깨끈을 적절히 사용한 것으로 한다.

(2) 탑승자가 이 항에 규정된 조건으로 인해 발생하는 하중에 노출된 것으로 한다.

(b) 이륙과 착륙 중 승무원과 승객을 위해 승인된 각 좌석 형태의 설계는 다음의 각각의 비상착륙 조건에 따라 유사한 형태의 좌석에 대한 동적 시험에 근거한 합리적인 해석에 의해서 입증하거나 또는 동적 시험을 성공적으로 수행하여야 한다. 시험은 77㎏(170lb)의 인체 모형(ATD)이 정상적으로 똑바로 앉아 있는 상태로 행하여야 한다.

(1) 하방 속도 변화는 9.14㎧(30ft/s) 이상이어야 한다. 이 경우, 좌석 또는 좌석 유사장치가 회전익항공기의 상대 좌표계에 대하여 정상적인 위치에 있고 회전익항공기의 종축과 충돌속도 벡터 사이의 각은 상방향으로 60°이며 횡축은 충돌속도 벡터와 종축을 포함하는 수직면에 직각을 이루는 것으로 한다. 객실바닥의 최고 감속은 충격후 0.031초 이내에 발생하여야 하며 최소 30g에 도달하여야 한다.

(2) 전방속도변화는 12.8㎧(420ft/s) 이상이어야 한다. 이 경우, 좌석 또는 좌석 유사장치가 회전익항공기의 상대 좌표계에 대하여 정상적인 위치에 있고 회전익항공기의 종축과 충돌속도 벡터 사이의 각은 좌측 또는 우측으로 10°이며(어깨끈에 가해지는 하중이 최대가 되는 방향으로 한다) 횡축은 충돌속도 벡터를 포함하는 수평면에 포함되고 수직축은 횡축은 충돌속도 벡터가 포함된 수평면에 대하여 직각을 이루는 것으로 한다. 최고 감속은 충격후 0.071초 이내에 발생하여야 하며 최고 18.4g에 도달하여야 한다.

(3) 본 규정의 조건에 대하여 좌석을 기체 구조에 부착하기 위해 객실마다 궤도 또는 객실 바닥이나 측벽의 부속 조립품이 사용된 경우에는 충돌에 따른 바닥구조의 비틀림의 영향을 고려하기 위해서 궤도 또는 해당 조립 부속품들은 수직방향의 상대적인 뒤틀림각은 10°이상이 되어야 한다.

(c) 다음 사항에 대한 적합성을 입증하여야 한다.

(1) 좌석장치 시스템은 설계에서 의도한 바에 따라 분리 되더라도 본래의 상태를 유지하여야 한다.

(2) 좌석장치와 항공기 구조 사이의 연결부는 제한하중을 초과하는 하중이 가해지더라도 본래의 상태를 유지 하여야 한다.

(3) 인체 모형(ATD)의 어깨띠는 충격시에 어깨 또는 어깨 근처에 남아 있어야 한다.

(4) 안전띠는 충격시에 인체 모형(ATD)의 골반에 남아 있어야 한다.

(5) 인체 모형(ATD)의 머리는 승무원실 또는 객실의 구조부와 접촉하여서는 아니 된다. 만약 접촉이 발생할 경우에는 머리에 가해지는 충격이 머리부상표준(HIC)1,000을 초과해서는 아니 된다. 머리부상표준의 정의는 다음과 같다.

여기서, a(t) : 충돌로 인한 머리부분의 무게중심의 가속도(중력가속도 g의 배수로 표시)

t1-t2 : 머리부분의 충돌 지속시간(초단위, 0.05초를 초과할 수 없다)

(6) 각 어깨띠에 가해지는 하중(인장하중)은 749㎏(1,750lb)을 초과할 수 없다. 이중의 띠가 상체를 구속하기 위하여 사용될 때에는 전체 띠의 하중은 907㎏(2,000lb)을 초과하지 않아야 한다.

(7) 인체 모형(ATD)의 골반과 요추 사이에서 측정한 최대 압축하중은 680㎏(1,500lb)을 초과하지 않아야 한다.

(d) 본 규정에서 요구하는 수준과 비교하여 동등한 수준 또는 더 향상된 수준으로 탑승자를 보호할 수 있는 다른 접근 방식을 적용한 경우에는 그 합리성을 입증하여야 한다.

착수 설비에 대한 증명이 요구되는 경우, 착수에 대한 구조적 강도는 본 규정과 27.801(e)의 요구조건을 충족하여야 한다.

(a) 착수시 전방속도 조건. 회전익항공기는 합리적으로 예상되는 수면 조건에서 가장 불리한 조건의 물결과 접촉하는 것으로 한다. 이 때의 전방속도의 범위는 가능한 피치, 롤, 요의 자세에서 0에서 30 노트로 한다. 회전익항공기의 제한 수직강하속도는 평균 수면에 대하여 1.5㎧(5ft/s) 이상이어야 한다. 회전익에 의해 발생하는 양력은 착수 충돌시 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 30노트보다 작은 최대전방 속도를 사용할 수 있다.

(b) 보조 플로트 또는 비상 플로트가 장착된 상태.

(1) 고정식 플로트 또는 착수 전에 전개될 수 있는 플로트. 본 규정 (a)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 27.801(d)의 적용 하에서 고려할 수 있는 예상되는 구조적 송상과 누수 등에 의해 발생할 수 있는 전복 모멘트를 상쇄할 수 있는 회복 모멘트를 생성하게 되는 부분적인 부주의 잠금상태를 고려한 것이어야 한다. 27.801(d)에 대한 적합성 입증시 정해진 최대 롤 및 피치 각도를 각 부주의 잠금정도를 결정하기 위해 이용할 수 있다. 비행중에 플로트가 전개될 수 있는 경우, 플로트 및 회전익항공기와 플로트와의 연결장치의 적합성 입증을 위해서는 플로트가 전개된 상태에서의 비행제한 사항에서 도출된 공력 하중을 이용하여야 한다. 이 경우, 제한 하중에 대한 설계 대기속도는 플로트 전개상태에서의 대기속도 운용값에 1.11을 곱한 것으로 한다.

(2) 착수 이후에 전개되는 플로트. 각 플로트는 본 규정 (b)(1)에 규정된 완전한 또는 부분적인 잠김 상태에 대하여 설계하여야 한다. 부가하여, 각 플로트는 유속에 상대적인 회전익항공기의 제한속도 37㎞/s(20노트)를 사용하여 계산된 수직하중과 항력의 합에 대하여 설계하여야 한다. 수직하중은 본 조항의 (b)(1)에 따라 정해진 예상되는 최대 부력하중보다 작아서는 아니 된다.

피로

(a) 일반. 회전익, 엔진과 회전익 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 (b) 내지 (e)의 규정에 따라 평가해야 한다. 각 피로 평가에 있어서는 다음의 규정을 적용한다.

(1) 평가방법은 승인된 방법이어야 한다.

(2) 피로 파손을 일으킬 위치를 결정해야 한다.

(3) 다음의 사항을 결정함에 있어서는 비행중의 측정결과를 고려하여야 한다.

(i) 27.309에 규정된 한계의 범위 내에서의 모든 가혹한 조건하에서 생긴 하중 또는 응력, 단, 이 경우의 운동하중배수는 운용 중에 받을 것으로 예상되는 최대운동하중배수를 초과할 필요는 없다.

(ii) (i)의 하중 또는 응력에 대한 고도의 영향

(4) 하중 스펙트럼은 기외화물 운항, 지상-비행-지상 사이클을 포함하지만 이것에 국한되지는 않는 운용 중에 받는 것과 똑같이 가혹한 것이어야 한다. 하중 스펙트럼은 (a)(3)의 규정에 의해서 정해진 하중이나 응력에 의거하여 결정되어야 한다.

(b) 내피로의 평가. 내피로 구조가 부록 A A27.4의 규정에 의하여 교환시간, 점검간격, 기타의 절차를 설정하지 않아도 치명적인 피로파괴가 일어나는 것은 극히 드물다는 것을 증명하여야 한다.

(c) 교환시간의 평가. 부록 A A27.4의 규정에 의하여 설정된 교환시간 이내에서는 치명적인 피로 파괴가 일어나는 것은 극히 드물다는 것을 증명하여야 한다.

(d) 페일 세이프의 평가. 다음의 규정을 적용한다.

(1) 부록 A A27.4의 규정에 의하여 설정한 검사방법에 따라 모든 부분파괴가 쉽게 발견될 수 있음을 증명하여야 한다.

(2) 모든 부분 파괴에 대하여 (d)(1)의 규정에 의하여 이것을 쉽게 발견할 수 있는 시점에서 이것이 진행하여 나머지 구조가 제한하중 또는 일어날 수 있는 최대하중의 어느 것이든 작은 쪽의 하중에 견디지 못하게 될 때까지의 시간을 결정하여야 한다.

(3) (d)(2)에 의하여 결정된 시간은 부록 A의 A27.4의 규정에 의하여 설정된 검사간격 및 이에 수반하는 점검방법에 대해서 충분히 길고, 부분 파괴가 일어날 확률이 적고 치명적인 파괴를 일으키는 것은 극히 드물다는 것을 증명하여야 한다.

(e) 교환시간의 설정과 페일 세이프와를 조합한 구조의 평가. 구조 부재는 (c) 및 (d)에 규정하는 방법을 조합하여 평가해도 무방하다. 이와 같은 구조 부재에 대하여는 부록 A A27.4의 규정에 의하여 설정한 교환시간, 점검간격 및 관련절차를 승인된 조합으로 적용한 경우, 치명적인 파괴를 일으키는 것이 극히 드물다는 것을 증명하여야 한다.

Subpart D 설계 및 구조

일반

(a) 회전익항공기의 구조에는 경험상 위험하거나 또는 신뢰성이 없다고 인정되는 설계방식 또는 부품을 사용해서는 아니 된다.

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

(a) 치명 부품. 치명 부품이라 함은 파손시 회전익항공기에 치명적인 영향을 미칠 수 있는 부분으로서 요구되는 수준의 무결성을 보증할 수 있도록 그 중요 특성을 판별하여 관리해야 한다.

(b) 중요부분이 형식설계에 포함되는 경우 치명 부품의 목록이 설정되어야 한다. 중요설계특성을 규정하는 절차 그리고 그러한 특성에 영향을 미치게 되는 공정의 판별 절차 및 해당 품질보증요구조건에 적합함을 입증하기 위해 필요한 설계 및 공정 변경사항에 대한 관리절차를 수립해야 한다.

회전익항공기의 구조에 사용되는 모든 재료의 적합성 및 내구성은 안전에 위험이 없도록 다음 사항에 준하여야 한다.

(a) 경험 또는 시험에 의하여 증명되어야 하며

(b) 승인된 규격에 적합하고 설계시에 가정한 강도 기타의 특성을 가지고 있음이 보증된 것이어야 하며

(c) 운항 중 예상되는 온도 습도 등의 주위 환경 조건의 효과를 고려하여야 한다.

(a) 회전익항공기의 구조의 공작법은 항상 안전한 구조를 제작할 수 있는 것이어야 한다. 이를 위하여 엄밀한 관리를 요하는 접착, 용접, 열처리 등의 공작과정은 승인된 규격에 따라 행하여야 한다.

(b) 새로운 항공기의 공작법은 시험절차에 의하여 구체화 하여야 한다.

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

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

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

(1) 풍화

(2) 부식

(3) 마모

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

(a) 회전익항공기 구조는 낙뢰에 의한 치명적인 영향으로부터 보호되어야 한다.

(b) 금속 부재에 대해서는 (a)항에 대한 적합성은 다음과 같은 방법으로 입증하여야 한다.

(1) 부품을 기체 구조에 적절히 전기적으로 접착할 것.

(2) 낙뢰가 회전익항공기를 위험하게 하지 않도록 부품을 설계할 것

(c) 비금속 부재에 대해서 (a)항의 적합성은 다음과 같은 방법으로 입증하여야 한다.

(1) 낙뢰의 영향을 최소화 하도록 부품을 설계할 것.

(2) 회전익항공기가 위험에 처하지 않도록 낙뢰에 의해 생긴 전류를 전환하는 적절한 방법을 고려할 것.

(d) 전기적 접착 및 전전기와 낙뢰로부터의 보호는 다음을 충족하여야 한다.

(1) 정전기 전하의 축적을 최소화하여야 한다.

(2) 통상적인 예방책을 사용하여 승무원, 승객, 서비스 및 정비요원에 대한 전기적 충격의 위험을 최소화하여야 한다.

(3) 접지된 전기 시스템이 있는 회전익항공기의 경우 정상상태 및 고장상태에서 전기적 복귀 경로를 제공하여야 한다.

(4) 주요 전기 및 전자 장비의 기능에 대한 낙뢰 및 정전기의 영향을 적정 수준으로 감소시켜야 한다.

각 설비 대하여 다음과 같은 요건을 세심하게 검사하는 방법이 마련되어야 한다.

(a) 정기적 점검

(b) 적절한 조립 및 기능을 위한 조정 또는

(c) 윤활

(a) 설계치를 결정하기 위하여 사용되는 재료강도특성은 재료규격에 적합한 재료로 행한 충분한 시험으로부터 통계적으로 얻어진 것이어야 한다.

(b) 설계치는 구조가 각각의 재료강도특성의 불균일에 의하여 강도부족이 되지 않도록 선정하여야 한다. 이 규정의 (d)와 (e)항과 같은 경우를 제외하고 다음과 같은 확률로 재료강도를 보장하는 설계치를 선정하여 이 항목의 적합성을 입증하여야 한다.

(1) 가해진 하중이 궁극적으로 조립품내의 한 부재에 분포하는 경우 해당 부재의 결함으로 인해 구성품의 구조적인 완전성을 상실할 수 있는 경우에는 95%의 신뢰도 수준에서 99%의 확률

(2) 개별 부재의 파손시 가해진 하중이 하중을 지탱하는 다른 부재들에 안전하게 분산될 수 있는 이중 구조의 경우에는 95% 신뢰도 수준에서 90%의 확률

(c) 구조의 강도, 각부의 설계 및 공작은 특히 응력이 집중하는 곳에서 위험한 피로파괴를 가능한 한 피하도록 고려된 것이어야 한다.

(d) 설계치는 재료 및 구조에 대한 다음과 같은 기준 또는 규격에 의한 것이거나 국토교통부장관이 승인한 것이어야 한다.

(1) MIL-HDBK-5, 비행체의 구조물에 대한 금속재료 및 요소(Metallic Materials and Elements for Flight Vehicle Structure)

(2) MIL-HDBK-17, 비행체의 플라스틱 재료(Plastics for Flight Vehicles)

(3) ANC-18, 목재 비행기 구조물의 설계(Design of Wood Aircraft Structures)

(4) MIL-HDBK-23, 복합재를 이용한 비행체의 구성(Composite Construction for Flight Vehicles)

(e) 특정품목의 실제 강도측성이 설계에서 사용한 값 이상이라는 것을 판정하기 위해 각 품목의 시편을 시험한 후, 해당 재료를 선정한 경우에는, 보다 큰 설계 값을 사용할 수 있다.

(a) 27.621부터 27.625까지에 규정한 특별계수는 강도가 다음과 같은 부재에 적용된다.

(1) 실제의 강도가 불확실한 부재

(2) 정규의 부품 교환이전에 운용중 약화될 우려가 있는 부재

(3) 다음과 같은 원인에 의해 강도에 상당한 불균일이 생기는 부재 등에 적용한다.

(i) 제조과정의 불확실성

(ii) 검사방법의 불확실성

(b) 27.621부터 27.625까지의 규정을 적용하는 구조부재에 대하여는 27.303에 규정하는 안전율에 다음의 특별계수를 곱한 것을 안전율로 하여야 한다.

(1) 27.621로부터 27.625까지의 규정하는 계수 중 해당되는 특별계수

(2) 구조부재가 (a)에 규정하는 불확실성에 의하여 강도부족이 되지 않음을 보증할 수 있는 충분한 계수

(a) 일반. 주물의 품질관리를 확립함에 필요한 계수, 시험 및 검사외에 (b) 및 (c)에 규정하는 계수를 고려하고 또한 시험 및 검사를 시행하여야 한다. (c) 및 (d)의 규정은 유압시스템 또는 기타의 유체시스템 부품으로써 압력시험을 행하고 또한 구조상의 하중을 지지하지 않는 주물이외의 구조용 주물에 적용한다.

(b) 면압응력 및 면압부분. (c) 및 (d)에 규정한 주물계수는 다음을 적용한다.

(1) 면압응력을 받는 경우에는 검사방법에 관계없이 1.25를 초과할 필요가 없다.

(2) 주물계수보다 큰 면압계수를 사용하는 면압부분에는 주물계수를 사용할 필요가 없다.

(c) 치명 주물. 파괴될 경우 항공기의 계속적인 안전한 비행 및 착륙이 불가능하게 되거나 탑승자가 중상을 입을 염려가 있는 주물에 대해서는 다음의 기준을 준용한다.

(1) 각 치명 주물에 대해서 다음을 적용한다.

(i) 1.25 이상의 주물계수를 적용하고

(ii) 육안검사, 방사선검사 및 자분탐상 혹은 침투검사방법을 사용하거나 또는 이것과 동등한 승인된 비파괴검사방법을 사용하여 검사를 100% 실시하여야 한다.

(2) 주물계수가 1.50미만인 치명 주물은 세 개의 공시주물에 대해서 정적인 시험을 실시하고 다음을 입증하여야 한다.

(i) 주물계수 1.25에 상당하는 극한 하중에서 27.305항의 강도 요구조건에 적합하고

(ii) 제한하중의 1.15배의 하중에서 27.305항의 변형 요구조건에 적합함.

(d) 기타 비치명성 주물(Noncritical Casting). 본 규정의 (c)항에서 규정하는 것 이외의 주물에 대해서는 다음 기준을 적용한다.

(1) 다음의 (d)(2) 및 (3)에 규정하는 경우를 제외하고 주물계수에 따른 검사방법은 다음 표와 같아야 한다.

주물계수 | 검사방법 | 검사대상

(2) 승인된 품질관리 절차가 설정되어 있는 경우, 육안검사가 아닌 방법에 의해 검사하는 주물의 검사비율은 상기 “가”항에서 규정한 수치 이하로 줄일 수 있다.

(3) 주물재료의 기계적 특성을 보증하는 규격을 획득한 주물과 표본 추출 방식으로 선정한 표본의 절단시험에 의해서 이러한 특성을 입증한 주물에 대해서는 다음을 적용한다.

(i) 주물계수 1.0을 사용할 수 있다.

(ii) 이 주물은 (d)(1)항의 표에서 주물계수 1.25～1.50에 해당하는 방법으로 검사하고 (c)(2)항의 기준에 의해 시험하여야 한다.

(a) (b)에 규정하는 경우를 제외하고 유격이 있는 부분 또는 진동을 받는 부분에서는 보통의 상대운동의 영향을 고려하여 충분히 큰 면압계수를 사용하여야 한다.

(b) 면압계수보다 큰 다른 특별계수를 사용하도록 규정된 부분에 대해서는 면압계수를 사용하지 않아도 무방하다.

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

(a) 고착용 쇠붙이 및 그 주위 구조에 있어서 실제의 응력상태를 가정한 제한하중시험 및 극한하중시험에 의하여 그 강도가 증명될 수 없는 모든 고착쇠붙이에 대해서는 고착쇠붙이, 고착장치 및 결합부재의 면압부의 전체 부분에 1.5 이상의 고착계수를 적용하여야 한다.

(1) 피팅

(2) 고착 방법

(3) 연결 부위에 대한 면압

(b) 다음과 같은 경우 고착계수를 사용하지 아니 한다.

(1) 승인된 방법에 의하여 제작되며, 또한 충분한 시험자료에 바탕을 둔 금속판의 접합, 용접접합, 목재의 스커어프 접합 등의 접합부.

(2) 고착계수보다 큰 다른 특별계수를 사용하도록 규정된 면압부

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

(d) 좌석, 침대, 들것, 안전벨트 및 조종석 어깨끈을 구조부와 연결하는 부분은 27.561(b)(3)에 규정된 관성력의 1.33배를 견딜 수 있음을 해석, 시험, 또는 해석과 시험의 조합으로 입증해야 한다.

회전익항공기의 각각의 공기역학적 표면에서 예상되는 모든 속도 및 출력상태에서 플러터를 발생하여서는 아니 된다.

회전익

(a) 회전익 블레이드는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 블레이드의 내부압력을 통기하는 방법을 강구하여야 한다.

(2) 배수구를 설치하여야 한다.

(3) 블레이드의 내부에 물이 고이지 않도록 설계하여야 한다.

(b) (a)(1) 및 (2)는 운용중 예상되는 최대차압에 견딜 수 있는 밀봉식 회전익 블레이드에는 적용하지 않는다.

(a) 회전익 시스템 및 블레이드는

(1) 과도한 진동을 방지하고 또한

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

(b) 질량 밸런스 장비에 대하여 강도의 증명을 하여야 한다.

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

(a) 지상공진을 방지하는 방법의 신뢰성을 해석 및 시험 또는 신뢰할 수 있는 운용경험으로부터 증명하던가 또는 그 방법에 있어서 기능불량이나 결함이 생겨도 지상공진을 일으키지 않는 것을 해석 또는 시험에 의해 증명하여야 한다.

(b) 운용중 생길 수 있는 지상공진 방지방법의 감쇠작용의 변동폭을 설정하고 27.241에서 요구된 시험을 할 때에 검토되어야 한다.

조종계통

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

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

본 기술기준의 요구조건에 적합함을 입증하기 위해 안정성 증가, 자동 혹은 동력식 계통의 기능이 필요한 경우, 이들 계통은 27.671항의 기준과 다음사항에 적합하여야 한다.

(a) 조종사가 결함을 알지 못하는 사이에 안전성 증가 시스템이나 다른 자동 혹은 동력식 시스템의 결함 때문에 불안전 상태로 빠져들 수 있는 경우, 모든 가능한 비행상태에서 조종사가 주의를 기울이지 않아도 명확히 인식할 수 있는 경보장치를 구비하여야 한다. 경보장치가 조종시스템을 작동시키지 않아야 한다.

(b) 안전성 증가시스템이나 자동 혹은 동력식 시스템은 결함의 초도 반작용이 고장 부위 또는 시스템의 작동을 해제하거나 통상의 감각으로 조종간을 움직여서 결함을 극복하는 것과 같이 특별한 조종기술 또는 체력이 필요 없이 초기 대응을 할 수 있도록 설계하여야 한다.

(c) 안전성 증가시스템이나 자동 혹은 동력식 시스템의 단일 결함 발생을 가정하였을 때 다음사항이 입증되어야 한다.

(1) 승인된 운용한계내의 모든 속도 또는 고도에서 결함의 양상이 심각한 고장 또는 기능 불량이 발생해도 회전익항공기를 안전하게 조종할 수 있을 것.

(2) 항공기의 비행교범에 명시된 실제 운용 비행영역(예를 들면 속도, 고도, 정상 가속도 및 회전익항공기의 형상)내에서 본 Part에 규정되어 있는 조종성 및 운동성의 요구조건에 적합할 것.

(3) 트림, 안전성 및 실속 특성이 계속적인 안전한 비행과 착륙에 필요한 수준이하로 약화되지 않을 것.

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

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.

(a) 모든 조종계통에는 조종자의 조작범위를 확실하게 제한하는 스토퍼를 설치하여야 한다.

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

(1) 마모

(2) 헐거움 또는

(3) 지나친 조임 조정

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

(d) 모든 주회전익 블레이드에는

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

(2) 회전익의 시동 및 정지이외의 모든 응용상태에서 블레이드가 드루우프 스토퍼에 부딪치지 않는 장치를 설치하여야 한다.

지상 또는 수상에 있는 동안 조종시스템을 고정해 두는 장치를 갖는 회전익항공기에 있어서는 다음의 방법이 강구되어 있어야 한다.

(a) 고정장치가 작동하고 있는 경우에 조종사에게 명확한 경보를 주는 방법 및

(b) 비행중에 고정장치가 작동하는 것을 방지하는 방법

(a) 조종시스템은 다음 조건에서 제한하중조건에 적합함을 시험에 의하여 증명하여야 한다.

(1) 시험하중은 조종시스템은 가장 가혹한 상태에서 발생하는 방향으로 작용시킬 것.

(2) 시험은 조종시스템과 주구조물 사이의 부착에 사용되는 모든 부착용 쇠붙이, 도르래 및 지지 쇠붙이를 포함하여 행할 것.

(b) 각 운동을 하는 조종시스템 연결부에 대하여는 규정의 특별계수요건에 적합함을 해석 또는 개별적 하중시험에 의하여 증명되어야 한다.

조종시스템은 각 시스템에 규정된 하중에 대응하는 부하를 걸어 놓고 조종석에서 조종장치를 조작할 때 작동시험에 의하여 증명하여야 하며 아래 상황에서 자유롭게 작동하여야 한다.

(a) 재밍

(b) 지나친 마찰 및

(c) 과도한 변형

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

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

(c) 조종계통의 케이블 및 파이프는 회전익항공기의 다른 부분에 부딪치는 것을 방지하는 수단이 강구되어야 한다.

(d) 케이블 계통은 다음의 조건에 적합하도록 설계하여야 한다.

(1) 케이블, 케이블 접속구, 턴버클, 케이블 연결구 및 도르래는 승인된 것이어야 한다.

(2) 케이블 계통은 당해 회전익항공기의 운용조건 및 예상되는 온도변화에서 그 전체 작동범위에 걸쳐서 케이블 장력에 유해한 변화가 생기지 않도록 설계하여야 한다.

(3) 주조종 계통에는 직경 3㎜(1/8inch)보다 작은 케이블을 사용하여서는 아니 된다.

(4) 도르레의 종류 및 치수는 사용하는 케이블에 적합한 것이어야 한다. 도르레와 케이블의 조합 및 강도는 MIL-HDBK-5에 승인된 규격에 의한 것이어야 한다.

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

(6) 도르래의 면은 도르래의 플랜지에 케이블이 마찰되지 않도록 케이블의 통과면과 일치되어야 한다.

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

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

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

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

(e) 각운동을 하는 조종계통 연결부에서는 베어링으로 사용되고 있는 가장 연한 재료의 극한 면압강도에 관하여 다음의 특별계수를 적용하여야 한다.

(1) 볼베어링 및 로울러베어링 시스템 이외의 푸쉬풀 계통에서는 3.33.

(2) 케이블 계통에 있어서는 2.0.

(f) 조종계통 연결부에 있어서는 볼베어링 및 로울러 베어링에 대하여 제조자가 정한 정적 논브린넬(Non-Brinell) 정격치를 초과하여서는 아니 된다.

(a) 조종시스템에 사용되는 스프링장치는, 이것이 파손되면 플로트(float) 또는 다른 위험한 비행특성을 발생시키지 않도록 신뢰성이 있는 것이어야 한다.

(b) (a)의 규정에 적합함을 실제의 운용상태를 가정한 모의시험에 의하여 증명하여야 한다.

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

(a) 파워 브우스트 조종시스템 또는 동력에 의해 구동되는 조종시스템을 가지고 있는 경우에는 아래와 같은 경우에 회전익항공기가 안전한 비행을 계속하고 또한 착륙될 수 있도록 보조시스템이 즉각적으로 이용가능 하여야 한다.

(1) 시스템의 기력부분의 하나가 고장이 생기거나 또는

(2) 모든 엔진이 고장을 일으킨 경우.

(b) 보조시스템에는 2중으로 된 동력부분이거나 또는 수동의 기계식인 것이어도 무방하다. 여기서 기력부분이라 함은 동력원(유압 펌프 등), 밸브, 배관 및 작동부 등을 포함하는 것으로 한다.

(c) 기계부분(피스톤 로드 및 링크 등)의 고장 및 파워 실린더의 걸림은 그 가능성이 아주 없지 않는 한 고려하여야 한다.

착륙장치

착륙시의 관성하중배수 및 착륙장치의 여유에너지 흡수능력은 각각 27.727 및 27.725에 규정하는 낙하시험에 의하여 증명하여 행하거나 또는 차륜, 타이어 및 완충장치를 정상관계로 대치한 구조에 대해서 행하는 것으로 한다.

제한낙하시험은 아래의 방법에 따라서 행하여야 한다.

(a) 낙하높이는

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

(2) 다만 해당 회전익항공기의 보통의 엔진 부작동 착륙에 있는 최대 침하속도와 동등한 속도를 낙하시험에 있어서의 접지속도로 한 경우에는 낙하높이를 33㎝(13inch)보다 낮게 하여도 무방하지만 어떠한 경우에 있어서도 20.5㎝(8inch)보다 작게 하여서는 아니 된다.

(b) 27.473(a)에 규정한 회전익에 의하여 생기는 양력을 고려하는 경우에는 낙하시험에 있어서 적절한 에너지흡수장치를 조합하거나 또는 등가의 중량을 사용하여야 한다.

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

(d) (b)의 규정에 적합함을 증명함에 있어서 등가중량을 사용한 경우에는 보다 합리적인 계산을 하는 대신 다음의 식을 사용하여도 무방하다.

여기서 : 낙하시험에 사용되는 등가중량을 ㎏(lb)으로 나타냈을 때의 수치

: 회전익항공기의 자세가 가장 가혹한 경우의 주륜에 걸리는 정적지면반력을 ㎏(lb)로 나타냈을 때의 수치. 주륜에 걸리는 정적 지면반력을 계산하는 경우에는 주륜반력과 회전익항공기의 중심과의 사이의 모멘트 아암을 고려하여 합리적인 방법을 사용하여도 무방하다.

: 회전익항공기의 질량이 중심에 작용하고 하방으로 1.0g, 전방으로 0.25g의 힘이 작용한다고 가정할 때의 전륜에 걸리는 정적 지면반력의 수직성분을 ㎏(lb)으로 표시했을 때의 수치.

: 미륜에 걸리는 다음의 힘 중 가혹한 쪽의 힘을 ㎏(lb)으로 나타냈을 때의 수치

(1) 회전익항공기가 모든 차륜으로 정지하고 있을 때의 미륜에 걸리는 정적중량.

(2) 회전익항공기의 질량이 중심에 작용하고 머리올림착륙상태에서 예상될 수 있는 최대의 머리올림자세로 회전익항공기에 하향으로 1g의 힘이 작용한다고 가정하였을 때의 미륜에 걸리는 지면반력의 수직성분.

h : 규정된 자유낙하높이를 ㎝(inch)로 나타냈을 때의 수치.

L : 가정한 회전익 양력의 기체중량에 대한 비

d : 적정의 내압의 타이어의 충격에 의한 변형량에 차축의 수직이동량을 합한 낙하질량에 관계되는 양을 ㎝(inch)로 나타냈을 때의 수치

n : 제한 관성하중배수

nj : 낙하시험에 사용한 중량에 대하여 충격중에 얻어지는 하중배수(낙하시험에서 얻어지는 가속도 dV/dt를 g로 나타냈을 때의 수치에 1.0을 합한 수치)

에너지 흡수능력 여유 낙하시험은 아래의 방법에 따라 행하여야 한다.

(a) 낙하높이는 27.725(a)에 규정한 낙하높이의 1.5배로 하여야 한다.

(b) 27.725(b)의 규정과 꼭 같이 회전익의 양력을 고려할 경우에는 여기서 허용된 양력의 1.5배를 초과할 필요는 없다.

(c) 이 시험에 있어서 착륙장치는 붕괴되어서는 아니 된다. 착륙장치의 붕괴는 전방 착륙장치, 후방 착륙장치 또는 주착륙장치의 부재가 적절한 자세로 회전익항공기를 지탱할 수 없거나 착륙장치와 외부 액세서리 이외의 회전익항공기 구조가 지면에 충돌할 때를 의미한다.

접이식 착륙장치가 장착된 회전익항공기에 대해서는 다음을 적용한다.

(a) 하중. 착륙장치, 착륙장치 인입장치, 착륙장치덮개 및 지지구조는 다음의 하중에 대하여 설계하여야 한다.

(1) 착륙장치 올림상태에서, 여러 가지의 비행상태에서 생기는 하중.

(2) 설계최대착륙장치 조작속도까지의 모든 속도에 있어서 착륙장치의 상하 조작 중에 생기는 마찰력, 관성력 및 공기력을 조합한 하중.

(3) 설계최대착륙장치 내림속도까지의 모든 속도에 있어서 착륙장치 내림의 상태에서 생기는 요잉 비행중의 비행하중을 포함하는 비행하중

(b) 착륙장치 고정장치. 착륙장치를 내림의 위치에 고정하기 위한 확실한 장치를 제공하여야 한다.

(c) 비상조작. 착륙장치의 조작이 인력이외의 힘에 의한 것일 때에는 다음의 경우에 착륙장치를 내릴 수 있는 비상조작장치를 장비하여야 한다.

(1) 정규의 착륙장치인입 장치에서 생길 수 있는 고장시 또는

(2) 유압, 전기 또는 이와 동등한 동력원의 어느 한 개가 고장을 일으키는 경우

(d) 작동시험. 착륙장치인입장치의 정상적인 기능은 작동시험에 의하여 증명하여야 한다.

(e) 위치지시. 착륙장치가 올림 또는 내림의 위치에 고정되어 있음을 조종자에게 지시하는 장치를 장비하여야 한다.

(f) 조작장치. 착륙장치 인입 조작장치의 위치 및 조작법은 27.777 및 27.779의 조건에 적합한 것이어야 한다.

(g) 착륙장치 경고장치. 회전익항공기의 착륙장치가 완전히 펼쳐졌으나 고정되지 않은 채 정상 착륙상태에 있는 경우 이를 계속해서 알릴 수 있는 청각 경고장치 또는 이와 동일한 효과를 낼 수 있는 경보장치가 있어야 한다. 경보장치는 수동으로 작동을 정지시킬 수 있어야 하며 회전익항공기가 더 이상 착륙상태에 있지 않은 경우에는 경보 계통은 자동으로 초기화 되어야 한다.

(a) 착륙장치의 차륜은 승인된 것이어야 한다.

(b) 차륜의 최대공칭 정하중은 회전익항공기가 다음과 같은 상태에 있는 경우 정적 지면반력에 해당하는 하중이상이어야 한다.

(1) 최대중량 그리고

(2) 가장 불리한 중심위치에 있는 경우

(c) 차륜의 최대공칭 제한하중은 지상하중 조건에 의하여 결정된 반경방향의 최대제한하중 이상이어야 한다.

(a) 차륜의 타이어는

(1) 차량림(Rim)에 적절히 끼워지고 또한

(2) 적합한 공칭 값을 가지고 있는 것이어야 한다.

(b) 타이어의 최대공칭 정하중은 다음과 같은 경우를 고려하여 차륜이 받는 정적 지면반력에 해당하는 하중이상이어야 한다.

(1) 설계최대중량.

(2) 가증 불리한 중심위치에 작용한 경우.

(c) 접이식 착륙장치에 장착한 타이어는 사용중에 예상되는 당해 형식의 타이어의 최대치수 때에 타이어와 주위의 구조 또는 장치가 접촉하지 않도록 해당 구조 및 장치와의 사이에 충분한 간격이 있어야 한다.

착륙장치가 차륜식(wheel-type)인 경우 다음을 만족하는 제동장치가 설치되어야 한다.

(a) 조종자에 의하여 조작되고

(b) 엔진 부작동시의 착륙의 경우에도 사용되며 또한

(c) 다음에 적절하여야 한다.

(1) 회전익의 시동 또는 정지 시에 생기는 통상의 불평형 토크에 견디고 또한

(2) 10°의 경사를 갖는 건조한 평활 포장면에 회전익 항공기를 정지시킬 수 있는 것이어야 한다.

스키의 최대공칭 제한하중은 이부의 지상하중조건에 의하여 결정된 최대제한하중 이상이어야 한다.

부양장치 및 수상기체(Hull)

(a) 주 플로트(float)는 회전익항공기의 최대중량을 수주에서 받치는데 요하는 부력에 대해 다음에 제시하는 값 이상의 여유부력을 가져야 한다.

(1) 단일 플로트(float)의 경우 50%

(2) 이중 플로트(float)의 경우 60%

(b) 각 주플로트(float)는 충분한 방수구획을 갖고 주위의 플로트(float) 한 개가 침수되어도 주플로트(float)는 회전익항공기가 전복되지 않을 만큼의 충분한 여유가 있는 양의 안정성을 주어야 한다.

(a) 연식 플로트(float). 연식 플로트(float)는 다음에 제시하는 하중에 견디도록 설계하여야 한다.

(1) 해당 플로트(float)에 있어서 증명을 발급받으려고 하는 최대고도에서의 최대 압력자

(2) 해당 플로트(float)의 길이에 따라서 투명적인 3/4의 면적에 27.521(a)에서 규정하는 수직하중을 분포시킨 경우의 하중

(b) 경식 플로트(float). 경식 플로트(float)는 27.521에서 규정하는 수직, 수평 및 측방의 하중에 견디는 것이어야 한다. 이 경우에 있어서 하중은 해당 플로트(float)의 길이에 따라서 분포시켜도 무방하다.

이 착수에 대하여 증명을 발급받으려는 회전익항공기로서 선체(hull) 및 보조플로트(float)를 갖는 것에 있어서 선체(hull) 및 보조플로트(float)는 한 개가 침수되어도 선체(hull) 및 보조플로트(float)(타이어가 있는 경우는 이것을 포함)의 부력이 회전익항공기를 전복시키지 않을 만큼의 충분한 여유가 있는 양의 안정성을 주도록 충분한 방수구획을 가져야 한다.

승객, 승무원 및 화물을 위한 설비

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

(b) 부조종사석을 갖는 회전익항공기는 어느 조종석에도 동등한 안전도를 가지고 조종되는 것이어야 한다.

(c) 승무원실내의 부속물의 회전익항공기의 안전한 운용을 방해하는 진동특성 및 소음특성을 가져서는 아니 된다.

(a) 승무원실은 조종사의 시계에 방해가 되는 직접광 및 간접광을 받지 않아야 한다. 또

(1) 승무원실은 회전익항공기의 안전운용상 충분히 넓고 명료하며 바른 시계를 갖고,

(2) 조종사가 보통의 강하상태에 있어서 보통의 비행시 및 착륙시에 비행경로의 시계를 부당하게 방해하는 원인으로부터 보호되도록 설계하여야 한다.

(b) 야간비행에 대하여 증명을 발급받으려 할 경우에 (a)에 적합함을 야간비행시험에 의해 증명하여야 한다.

바람막이 및 창의 글라스는 파괴되어도 위험한 파편이 되지 않는 안전한 것이어야 한다.

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

(b) 승무원실 내의 조종장치 및 조작장치는 조종사석에 대해서 신장 1.5m(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 조종장치는 다음과 같이 조작하고 작동하도록 설계하여야 한다.

(a) 콜렉티브 피치 조종을 포함하여 비행조종장치의 조작시 회전익항공기는 이에 상응하게 동작하여야 한다.

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

(c) 통상의 착륙장치 조종장치는 아랫방향으로 조작할 경우 착륙장치가 전개되도록 하는 방식이어야 한다.

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

(b) 모든 출입구 문은 적절한 운용절차가 적용될 때 그 문을 사용하는 사람이 로우터, 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.

(a) 이착륙 중에 탑승자가 점유할 수 있는 위치에 있는 좌석, 침대, 안전벨트, 어깨끈과 그 주변 부품은 상해를 입힐 가능성이 있는 부분, 날카로운 모서리, 돌출부, 딱딱한 표면이 없어야 하며 적절히 사용하는 경우 비상착륙 중에 27.561(b) 및 27.562의 동적조건에 규정된 관성력에 의해서 중상을 입지 않도록 설계하여야 한다.

(b) 좌석에 있는 탑승자는 다칠 수 있는 물체에 머리가 닿지 않도록 하는 어깨끈과 안전벨트를 사용함으로서 머리가 다치지 않도록 보호하여야 한다. 단 27.562(c)(5)의 경우는 예외로 한다. 안전벨트와 함께 사용되는 어깨끈(상체 구속 수단)은 TSO-C114에 규정된 상체구속시스템을 구성한다.

(c) 각 탑승자의 좌석에는 하나의 체결점으로 볼 수 있는 안전벨트와 어깨끈이 복합된 구속장치가 있어야 한다. 각 조종사의 안전벨트와 어깨끈이 복합된 구속장치는 사용하였을 때 조조에 필요한 모든 기능을 수행하는 데 지장이 없어야 한다. 이러한 복합 구속장치는 사용하지 않을 때 조종 및 비상시 긴급 탈출을 방해하지 않도록 고정할 수 있는 수단이 있어야 한다.

(d) 좌석 뒤편에 견고한 손잡이가 없다면 기상이 나쁜 상태에서 통로를 이동할 때 몸을 가눌 수 있도록 통로를 따라 손잡이나 난간을 구비하여야 한다.

(e) 정상비행 중에 자리에 앉아 있거나 움직이는 사람이 다칠 수 있는 돌출부분은 덧대어 놓아야 한다.

(f) 좌석 및 그 지지구조는 최대하중배수, 관성력 모든 비행 및 27.561(b)의 지상하중상태에서 규정하는 비상착륙 상태를 포함하여 탑승자 좌석, 안전벨트, 어깨끈의 반작용을 고려하여 설계하여야 하며 이 때 탑승자의 무게는 적어도 77㎏(170lb)을 적용한다. 또한 다음 기준을 적용한다.

(1) 각 조종사의 좌석은 27.397에서 규정하는 조종력을 적용함에 따라 발생하는 반력을 고려하여 설계하여야 한다.

(2) 다음에 해당하는 부착강도를 결정할 때에는 27.561(b)에서 규정하는 관성력에 계수 1.33을 곱해야 한다.

(i) 각 좌석을 기체 구조에 부착

(ii) 안전벨트 또는 어깨끈을 좌석이나 기체 구조에 부착.

(g) 안전벨트와 어깨끈이 복합된 형식의 경우, 그 강도의 등급은 27.561(b)에 규정된 관성력에 대한 등급보다 낮아서는 아니 된다. 이 경우 탑승자의 중량은 77㎏(170lb) 이상으로 가정하며 구속시스템의 설치 특성을 고려하여야 한다. 그리고 하중의 60%이상이 안전벨트에 40%이상이 어깨끈에 분포하는 것으로 한다. 어깨끈이 없어도 안전벨트를 사용할 수 있는 경우에는 안전벨트만으로 규정된 관성력을 견딜 수 있어야 한다.

(h) 머리 받침이 사용되는 경우, 머리 받침과 그 지지구조는 27.561에 규정된 관성력을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다. 이 경우 1.33의 피팅계수를 적용하고 머리무게는 5.9㎏(13lb) 이상으로 한다.

(i) 각 좌석장치 시스템은 좌석, 쿠션, 구속계통 및 부착장치와 같은 장치를 포함한다.

(j) 27.562에 규정된 비상착륙동적 조건에 좌석 점유자에게 가해지는 하중을 감소시키기 위해서 압착 또는 특정 부분의 분리가 가능하도록 좌석장치 시스템을 설계할 수 있다. 이 경우 이외에는 항상 원상을 유지해야 하고 신속한 탈출을 방해해서는 아니 된다.

(k) 본 규정에서 들것이라 함은 가로로 누운 자새로 거동이 불편한 탑승자를 회전익 항공기 내부로 나를 수 있도록 설계된 장치를 의미한다. 모든 침대와 들것은 27.561(b)에 규정된 전방 관성하중 배수에 의한 몸무게 77㎏(170lb) 이상 탑승자의 반작용 하중을 견딜 수 있어야 한다. 침대 또는 들것과 회전익항공기 종축사이의 각도가 15도이하인 경우에는 덧대어진 받침대, 천으로 된 칸막이가 설치되거나 이와 동등한 수준으로 전방 반작용 하중을 견딜 수 있는 수단이 강구되어야 한다. 침대 또는 들것과 회전익항공기 종축사이의 각도가 15도를 초과하는 경우에는 전방 반작용 하중을 견딜 수 있도록 끈 또는 안전벨트와 같은 적절한 구속 수단이 장비되어야 한다. 그리고 다음과 같은 추가 조건이 적용된다.

(1) 침대 또는 들것에는 구속장치가 있어야 하며 비상착륙상태에서 점유자에게 중상을 입힐 수 있는 모서리나 돌출부가 없어야 한다.

(2) 구조에 대한 침대 또는 들것의 부착부 및 구속장치 부착부는 비행 및 지상하중 조건과 27.561(b)에 규정된 조건에 의해 발생하는 임계하중을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다. 27.625(d)에 의해 요구되는 피팅계수를 적용하여야 한다.

(a) 각 화물실 및 짐칸은 표시된 최대적재중량과 규정된 비행하중 및 지상하중 상태에 대응하는 최대하중배수에서의 임계하중분포에 대하여 설계하여야 한다. 다만, 27.561에 규정하는 비상착륙상태는 제외해도 좋다.

(b) (a)에서 규정하는 하중하에서 화물실 및 짐칸중의 적재물이 이동하는 것에 의한 위험을 방지하기 위한 설비가 되어 있어야 한다.

(c) 27.561의 비상착륙조건에서 화물실 및 짐칸은 다음을 만족해야 한다.

(1) 적재물이 속박에서 벗어날 경우, 탑승자에게 상해를 입히거나 비상착륙시 사용되는 탈출설비의 이용을 제한하는 일이 발생하지 않을 수 있는 곳에 위치해야 한다.

(2) (b)항에서 요구하는 구속수단과 그 부착부를 포함하여 화물실은 27.561에 규정된 상태를 견딜수 있도록 충분한 강도를 지녀야 한다. 가장 불리한 적재 분포 조건에서의 최대 인가화물 및 짐의 중량을 지지할 수 있도록 충분한 강도를 지녀야 한다.

(d) 화물실에 등을 장비할 경우 화물실의 등은 전구와 화물이 접촉되지 않도록 장비하여야 한다.

(a) 비상착수 설비에 대한 증명을 발급받으려 할 경우 회전익항공기는 27.807(d), 27.1411 및 27.1415의 규정에 적합하여야 한다.

(b) 비상착수시 회전익항공기의 움직임이 탑승자에게 직접 상해를 주든가 기체에서의 탈출을 불가능하게 하는 가능성을 최소로 하기 위하여 회전익항공기의 일반 특성과 양립한 범위에서 실시 가능한 여러 가지 설계조치를 강구하여야 한다.

(c) 비상착수시의 회전익항공기에 예상되는 움직임은 모형시험에 의하거나 비상착수특성이 판명되어 있는 유사형식의 회전익항공기와의 비교에 의해 검토하여야 한다. 이 경우에 스쿠프, 플랩(Flaps), 돌출부 및 그의 다른 회전익항공기의 수력학적 특성에 영향을 끼칠 염려가 있는 여러 가지 요소를 고려하여야 한다.

(d) 회전익항공기는 비상착수시에 예상되는 수상조건에 있어서 탑승자 전원이 기체에서 탈출해서 27.1415의 규정에 의해 요구되는 구명보우트에 탈 때까지 충분한 시간 떠 있을 수 있어야 하며 또한, 작당한 평형을 유지할 수 있음을 증명하여야 한다. 이 규정에 적합함을 부력과 평형의 계산에 의하여 증명할 경우, 예상되는 구조의 파손 및 침수를 적절히 고려하여야 한다. 누설없이 착수에 견딘다고 예측되는 연료탱크(연료방출장치를 갖는 것에 한함)에 있어서는 방출 가능한 연료용적을 부력용적으로 생각할 수 있다.

(e) 출입구 문과 창은 예상되는 최대국부압력에 견딜 수 있도록 설계하여야 한다. 다만 비상착수시에 예상되는((c) 및 (d)의 규정에 표시되어 있음) 회전익항공기의 움직임을 검토하는데 있어서 출입구 문 및 창의 파손의 영향을 고려할 경우는 예외로 한다.

(a) 승무원이 용이하게 이용할 수 없는 승객용 비상탈출구를 가진 회전익항공기에 있어서는 승무원석에 기체의 좌우양측 또는 한 개의 두상해치(top hatch)로 해서 승무원용 비상탈출구를 설치하여야 한다.

(b) 승무원용 비상탈출구는 충분한 치수이어야 하고 또한 승무원이 신속하게 탈출할 수 있도록 배치된 것이어야 한다. 이것은 시험에 의해 증명되어야 한다.

(c) 각 비상탈출구는 비상착수 후에 물 또는 부양장치에 의해 막혀서는 아니 된다. 이에 대한 적합성은 시험, 실물시험 또는 해석에 의해 입증되어야 한다.

(a) 비상탈출구의 수 및 배치.

(1) 폐실(閉室)을 갖는 회전익항공기에는 주출입구문의 반대 측에 적어도 1개 이상의 비상탈출구를 설치하여야 한다. 이 비상구 중 하나는 충돌의 결과로 야기될 수 있는 예상 환경에서 사용가능 하여야 한다.

(2) 통상적인 출입문이 이 항의 요건을 충족하는 경우 비상구로 사용할 수 있다.

(3) 비상 부양장치를 탑재한 경우 각 객실 측면의 승객이 접근 가능한 비상구는 다음의 규정에 따라 설치하여야 하고 시험, 실물시험 또는 해석에 의해 적합성을 입증해야 한다.

(i) 수면 보다 위에.

(ii) 닫혀 있거나 열려고 할 때 부양장치에 지장을 받지 않고 개방되어야 함.

(b) 비상탈출구의 형식 및 조작. (a)에 규정하는 비상탈출구는 다음 조건에 적합하여야 한다.

(1) 비상탈출구는 480㎜×660㎜(19in×26in)의 타원이 내접될 수 있고 방해 없이 개구가 될 수 있는 가동의 창 또는 패널(Panel) 또는 주출입구외에 설비한 출입구 문으로 할 것.

(2) 비상탈출구는 용이하게 접근할 수 있고 탈출시 특별히 민첩한 행동을 필요로 하는 것이 아니고 더욱이 소파괴 착륙시에 예상되는 기체자세에서 혼잡 없이 용이하게 탈출할 수 있도록 배치할 것.

(3) 비상탈출구는 여는 방법이 간단하고 더욱 명료한 것이어서 어둠 속에서도 용이하게 그 위치에 가서 조작할 수 있도록 배치하고 표시해 둘 것.

(4) 비상탈출구는 동체가 변형된 경우에 있어서도 그 기능을 유지하도록 되어 있을 것.

(c) 시험. 비상탈출구의 적절한 기능은 시험에 의해 증명되어야 한다.

(d) 착수시 승객용 비상 출구. 비상착수설비에 대한 증명을 발급받고자 할 경우에는 회전익항공기가 전복되거나 침수된 경우에도 확실히 보일 수 있도록 (b)(3)에 규정하는 표식을 설계하여야 한다.

(a) 승무원실 및 객실의 환기시스템은 연료의 수증기 및 일산화탄소의 양이 과대하지 않도록 설계하여야 한다.

(b) 일산화탄소의 농도는 전진비행중 또는 무풍상태의 제자리비행중 1/20,000(용적) 이하가 아니면 아니 된다. 기타의 운용상태에 있어서 농도가 상기의 값을 넘을 경우에는 적당한 운용제한을 하여야 한다.

연소가열기는 승인을 받은 것이어야 한다.

화재방지

승무원실 또는 객실은 다음의 조건에 적합한 것이어야 한다.

(a) 사용재료는 내화성재료 이상이어야 한다.

(b) 예비

(c) 흡연이 금지되어 있는 경우에는 그 지침을 기재한 표시를 해두어야 한다. 흡연이 허가되어 있는 경우는 다음 조건이 만족되어야 한다.

(1) 적당한 수량의 밀폐식 장탈 가능한 재떨이를 구비하여야 한다.

(2) 승무원실이 객실에서 격리되어 있는 경우에는 금연시 모든 승객에게 이것을 통지하는 하나 이상의 전광표시(글자 또는 기호 모두 가능)가 있어야 한다. 금연을 알리는 표시는 다음을 만족해야 한다.

(i) 표시 조명이 들어왔을 때, 가능한 모든 조명상태에서 객실에 착석한 모든 승객이 쉽게 알 수 있어야 한다.

(ii) 승무원이 조명을 켜고 끌 수 있어야 한다.

(a) 화물실은 적어도 다음의 조건에 적합한 재료로 구성하거나 또는 내장한 것이어야 한다.

(1) 비행중 승무원이 용이하게 접근할 수 있는 화물실에 있어서는 제3종 이상의 내화성 재료로 하여야 한다.

(2) 상기 이외의 화물실에 있어서 제3종 이상의 내화성 재료로 하여야 한다.

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

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

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

(a) 일반. 난방용 공기가 배기시스템 위를 통과하던가 또는 건조한 장소를 통과하는 난방시스템에 있어서는 객실 및 승무원실에 일산화탄소가 들어가지 않도록 설비되어야 한다.

(b) 열교환기

(1) 열교환기는 적당한 재료로 만들어진 것이어야 하고

(2) 모든 운용상태 하에서 충분한 냉각이 이루어질 수 있어야 하며

(3) 검사를 위해서 분해가 용이한 것이어야 한다.

(c) 연소 가열기 화재 보호. 가열기 연료계통, 통풍구 통로에서의 화재 또는 기타 가열기가 고장인 상태에서 연료가 누설되는 경우 위험을 방지하기 위한 설계를 채택한 경우를 제외하고는 각 가열기 영역은 27.1183, 27.1185, 27.1189, 27.1191의 해당 요건에 따라 화재 방지 설비를 하여야 한다. 그리고 다음을 갖추어야 한다.

(1) 가열기 영역에서의 화재를 신속히 탐지하기 위하여 여러 개소에 여러 개의 승인된 신속히 작동하는 화재탐지기.

(2) 가열기 영역의 모든 지역에 대해 최소한 하나의 적절한 진화제 분출장치를 갖춘 화재 진압 시스템.

(3) 가연성 유체를 포함하는 부품의 고장 또는 결함으로부터 야기되는 위험을 최소화하기 위한 부품이 장착된 영역의 확실한 배유. 배유 방법은 다음과 같아야 한다.

(i) 배유가 필요할 때 효과가 예견되는 조건에서 유효할 것

(ii) 배유된 유체가 추가적인 화재의 위험을 야기하지 않도록 배열할 것.

(4) 배출된 기체가 추가적인 화재 위험을 야기하지 않도록 하는 통기장치.

(d) 환기용 공기도관. 가열기 영역을 통과하는 환기용 공기도관은 불연성이어야 한다.

(1) 방화밸브 또는 그것과 동등한 효과가 있는 장치를 써서 화재를 차단할 수 없는 경우에는 가열기보다 하류의 공기도관은 가열기내에서 발생한 화재를 도관 내에 막아 놓는데 충분한 거리의 불연성재료를 써야 한다.

(2) 가연성 유체시스템이 위치하는 구역을 통과하는 환기용 공기도관의 부분은 가연성 유체시스템 구성부품의 기능불량에 의해 가연성유체 혹은 증기가 환기용 증기에 혼입되는 일이 없도록 하거나 또는 그와 같은 시스템에서 격리해 두어야 한다.

(e) 연소용 공기도관. 연소용 공기도관은 역화 또는 불꽃의 역류에 의해 손상을 받지 않도록 충분한 거리의 불연성재료를 써야 한다. 또한 다음의 규정을 적용한다.

(1) 연소용 공기도관이 환기용 공기 혹은 그 부속품의 역화상태 또는 기능불량을 포함한 어떠한 운용상태에 있어서도 환기용 공기에 들어가지 않는 경우는 예외로 한다.

(2) 연소용 공기도관은 억제하지 않으면 가열기의 파괴를 초래하는 역화의 급속한 소멸을 방지하는 것이어야 한다.

(f) 가열기 조작장치 : 일반. 가열기 조작장치의 각 부분, 조작시스템의 배관 혹은 안전장치의 위 또는 내부에 물 혹은 얼음이 축적되어도 위험하게 되지 않는 설비를 하여야 한다.

(g) 가열기의 안전장치. 모든 연소가열기에는 다음에 제시하는 규정과 같이 안전장치를 설비해 놓아야 한다.

(1) 다음에 제시하는 어느 상태로 되었을 경우에도 연소가열기에서 떨어진 곳에서 해당 연소가열기의 점화 및 연료공급을 자동적으로 폐쇄할 수 있고 폐쇄의 위치를 유지하는 장비를 각 연소가열기에 장비하여야 한다. 이 장치는 공기온도, 공기유량 및 연료유량의 정규 연속제어기와 독립된 것이어야 한다.

(i) 열교환기의 온도가 안전한계를 넘었을 경우

(ii) 환기용 공기온도가 안전한계를 넘었을 경우

(iii) 연소용 공기유량이 안전한 운용에 부적당하게 된 경우

(iv) 환기용 공기유량이 안전한 운용에 부적당하게 된 경우

(2) 각각의 가열기에 대하여 상기 (g)(1)항의 규정에 적합한 장치는 다음과 같아야 한다.

(i) 회전익항공기의 안전운용상 필요한 열량을 방출하는 다른 가열용의 각 부품과 독립된 것이어야 한다.

(ii) 승무원이 다시 시동을 걸 때까지는 가열기를 차단상태로 멈추어 있게 하여야 한다.

(3) 회전익항공기의 안전운용상 필요한 열량을 방출하는 가열기가 위의 (1)항에 규정하는 자동장치에 의해 차단되었을 경우에 그것을 승무원에게 경보하는 장치를 설치하여야 한다.

(h) 공기흡입구. 연료용 공기흡입구 및 환기용 공기흡입구는 회전익항공기의 다음을 포함한 어떠한 운용상태에서도 가연성유체 또는 증기가 가열기시스템에 들어가는 일이 없는 장소에 설비하여야 한다.

(1) 가열기 시스템의 정상작동중 또는

(2) 가열기시스템 이외의 부품의 기능불량의 결과

(i) 가열기의 배기. 가열기의 배기시스템은 27.1121 및 27.1123의 규정에 적합한 것이어야 하며, 다음의 규정을 적용한다.

(1) 배기 보호덮개내의 가연성 유체 또는 위험한 양의 증기가 접합부를 통해서 배기시스템으로 들어가는 일이 없도록 밀봉하여야 한다.

(2) 배기시스템은 억제하지 않으면 가열기의 파괴를 초래하는 역화의 급속한 소명을 방해하는 것이어서는 아니 된다.

(j) 가열기의 연료시스템. 가열기의 연료시스템은 동력장치 연료시스템의 규정중 가열기의 안전한 운용에 관계가 있는 부분에 적합한 것이어야 한다. 환기용 공기중에 있는 가열기 연료시스템 구성부분은 그 부분에서 새어 나오는 연료가 환기용 공기로 들어가는 일이 없도록 보호복을 장치해 둔다.

(k) 연료의 배출. 연료실 또는 열교환기내로 연료가 축적된 경우 그것을 안전하게 배출하는 설비를 비치해 두어야 한다. 또한 다음의 규정을 적용한다.

(1) 배출설비 중 고온도로 작동하는 부분은 가열기의 배기시스템과 같은 방식으로 보호되어야 한다.

(2) 배출설비는 어떠한 운용상태 하에 있어도 얼음이 축적해서 위험하게 되지 않도록 보호되어야 한다.

모든 구조, 조종장치, 회전익 구조 및 동력장치의 화재에 의해 영향을 받는 부분으로서 회전익항공기의 착륙에 관하여 중요한 부분은 불연성 재료를 사용하거나, 또는 예상되는 동력장치의 화재상태에서 적어도 5분 동안은 주요한 기능을 잃게 하는 일이 없도록 보호하여야 한다.

(a) 가연성 유체 또는 증기가 유체시스템의 누설에 의하여 새어나오는 부분에는 액체나 증기의 발화가능성을 최소화 하지 위한 방법이 있어야 하며, 발화가 일어난다면 위해한 결과를 초래하지 않도록 하여야 한다.

(b) 상기 (a)항의 수행은 분석과 시험에 의해 명백히 증명해야 하며 다음의 요소를 고려해야 한다.

(1) 액체누설의 가능한 근원과 통로 그리고 누설발견의 방법

(2) 연소하기 쉬운 또는 액체를 흡수하는 재료의 영향을 포함한 액체의 가연특성

(3) 전기적인 결함, 장비의 과열, 방지기구의 악영향을 포함한 가능한 점화 근원

(4). 액체의 흐름을 멈춤, 장비의 사용을 중지, 제1종 내화성 재료로 차폐 또는 소화제를 사용하는 등의 화염조절 또는 소화 가능한 방법

(5) 화재와 가열에 견디면서 임계안전비행까지의 회전익항공기 능력

(c) 승무원에게 액체화재에 대한 예방과 조치(장비의 작동중지 또는 소화제의 작동)가 요구된다면 승무원이 빠르게 대처할 수 있는 방법이 마련되어야 한다.

(d) 가연성액체 또는 증기가 액체시스템의 누설에 의하여 새어나오는 각 지역은 확인될 수 있어야 한다.

외부 하중

(a) 사람이 아닌 기외화물을 적재하기 위한 기외화물 부착수단의 경우 2.5의 정적제한하중 또는 증명을 받으려고 하는 최대기외하물의 하중에 27.337에서 27.341까지의 규정에 의해 승인된 더 낮은 하중배수를 곱한 하중을 견딜 수 있음을 해석, 시험 또는 해석과 시험을 통해 입증해야 한다. 사람을 기외에 적재하기 위한 외부기외화물 부착수단과 인원운송을 위한 장치시스템의 경우 3.5의 정적제한하중 또는 증명을 받으려고 하는 최대기외하물의 하중에 27.337에서 27.341까지의 규정에 의해 승인된 더 낮은 하중배수(2.5보다는 작지 않아야 한다)를 곱한 하중을 견딜 수 있음을 해석, 시험 또는 해석과 시험을 통해 입증해야 한다. 기외화물형식에 관계없이 회전익항공기-기외화물 조합에 대한 하중은 수직방향으로 가해져야 한다. 적용가능한 모든 기외화물형식 중 투하가 가능한 기외화물의 경우, 하중은 수직방향에 대하여 서비스 시 도달할 수 있는 최대의 각을 이루는 방향으로 작용해야 한다. 단, 이 각은 30° 보다 작아서는 아니 된다. 그러나 다음의 경우 30° 보다 작은 각도 허용된다.

(1) 기외화물을 탑재하였을 경우의 운용은 상기의 규정에 적합한 각도까지로 하는 운용한계가 설정되어 있는 경우

(2) 사용중에 줄여진 각도를 넘지 않는 것이 증명된 경우

(b) 투하가 가능한 회전익항공기-기외화물의 조합의 경우, 기외화물 부착수단에는 조종사가 비행중 기외화물을 신속히 장탈할 수 있는 긴급장탈 시스템이 포함되어야 한다. 긴급 장탈시스템은 긴급장탈 1차 하부시스템과 긴급장탈 예비하부시스템으로 구성되어야 하며 이 하부시스템들은 서로 독립적이어야 한다. 긴급 장탈시스템과 그 조작장치는 다음의 사항에 적합해야 한다.

(1) 긴급장탈 1차 하부시스템의 조작장치는 조종사의 주조종장치의 하나로서 장착되거나 또는 그와 동등하게 접근할 수 있는 위치에 장착되어야 하며, 긴급 상황에서 회전익항공기를 조종하는 능력을 위험한 정도까지 제한하지 않으면서 조종사 또는 승무원이 조작할 수 있도록 설계되고 설치되어야 한다.

(2) 긴급장탈 예비하부시스템의 조작장치는 조종사 또는 기타의 승무원이 쉽게 접근할 수 있어야 한다.

(3) 긴급장탈 1차 하부시스템과 예비하부시스템은 다음을 공통적으로 만족해야 한다.

(i) 신뢰성 및 내구성이 있어야 하고 증명을 신청한 최대 기외제한하중까지의 범위에서 기외화물이 적재하였을 경우 적절히 기능해야 한다.

(ii) 의도치 않은 기외화물의 투하가 발생하지 않도록 외부 및 내부의 원인에 의한 전자기간섭(EMI)과 낙뢰로부터 보호되어야 한다.

(A) 인원이 아닌 투하가 가능한 기외화물 운송용의 회전익항공기-기외화물의 조합의 경우, 최소 20 V/m의 무선주파전계강도에 대해 보호되어야 한다.

(B) 사람을 운송하고 투하가 가능한 기외화물 운송용의 회전익항공기-기외화물의 조합의 경우, 최소 200 V/m의 무선전계 강도에 대해 보호되어야 한다.

(iii) 기타 전기 또는 기계적인 회전익항공기 시스템의 고장 형태에 의해 유입된 임의의 고장으로부터 보호되어야 한다.

(c) 기외에 사람을 운송할 수 있는 회전익항공기-기외하물의 조합의 경우, 회전익항공기는 다음의 사항을 만족해야 한다.

(1) 투하가 가능한 기외 화물에 대해서, 회전익항공기는 상기 (b)항의 요구조건을 만족하는 긴급 장탈 시스템을 갖춰야 한다. 추가적으로 다음의 사항이 요구된다.

(i) 긴급장탈 1차 하부시스템에는 이중의 작동장치가 있어야 한다.

(ii) 긴급장탈 예비 하부시스템에는 독립적인 이중의 작동장치가 있어야 한다.

(2) 탑승인원의 안전을 위해 필수적인 구조적 성능 및 안전성이 확보된 신뢰할 수 있고 승인된 인원운송장치시스템을 갖춰야 한다.

(3) 적절한 위치에 필수시스템의 작동법이 명확히 기술된 플래카드 및 표시가 있어야 하고 인원운송을 위한 장치시스템의 경우에는 탑승 및 탈출법이 표시되어 있어야 한다.

(4) 요구되는 승무원과 기외탑승자가 직접적인 상호연락을 할 수 있게 하는 장비가 있어야 한다.

(5) 기외에 탑승자가 있을 경우의 운용에 대한 적절한 제한사항과 절차가 비행교범에 포함되어 있어야 한다.

(d) 임계형상의 투하가 가능한 기외화물의 경우, 해석, 승인된 운용 선도의 모든 영역에 대하여 정상적인 비행을 하는 회전익항공기에 위해를 가하는 일 없이 운송 및 장탈이 가능함을 지상시험 및 비행시험의 조합을 통해 입증해야 한다. 추가적으로 이러한 기외화물은 비상 비행조건에서 회전익항공기에 위험을 가하지 않고 장탈이 가능함을 입증해야 한다.

(e) 기외화물 부착장치 근처에 플래카드 또는 표식을 통해 27.25 및 본 규정에 의해 입증된 작동상의 제한사항 및 승인된 최대 기외화물 중량을 명기해야 한다.

(f) 27.571의 피로평가는 사람이 아닌 기외화물 운송 용도의 회전익항공기-기외화물 조합에 대해서는 적용되지 않는다. 회전익항공기에 위험을 초래할 수 있는 주요구조부재의 파손의 경우는 예외로 한다. 기외 탑승자 운송에 사용되는 회전익항공기-기외화물의 조합의 경우, 27.571의 피로평가는 긴급투하장치 및 기외 탑승자 운송장치의 구조시스템과 이 장치와 회전익항공기의 연결부 모두에 적용된다.

기타 요건

지상에 있어서 회전익항공기를 수평으로 하기 위하여 표점을 설치하여야 한다.

밸러스트에 대한 설비는 비행중 밸러스트가 함부로 이동하는 것을 방지하도록 설계하고 제작한 것이어야 한다.

Subpart E -- 동력장치

일반

(a) 이 장의 규정은 다음 (1), (2) 및 (3)항에 게재하는 회전익항공기의 각 부분을 포함하는 동력장치에 적용한다. 단, 주 및 보조회전익 구조는 제외한다.

(1) 추진에 필요한 것.

(2) 주요 추진장치의 제어에 영향을 미치는 것.

(3) 소정의 점검주기중 또는 한계 사용시간내에 주요추진장치의 안전성에 영향을 미치는 것.

(b) 각 동력장치

(1) 동력장치의 구성부분은 소정의 점검주기중 또는 한계사용시간내의 운전 중 증명을 신청한 고도 및 온도범위 내에서 안전하게 기능을 낼 수 있도록 제작 배치하고, 장착하여야 한다.

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

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

(4) 터빈발동기의 축방향 및 반경방향의 팽창이 발동기의 장착에 악영향을 주어서는 아니된다.

(5) 회전익항공기의 안전한 운용에 필수적인 구성품 및 장비의 조립시 실수가 발생할 가능성이 최소화되도록 설계시 예방책을 강구하여야 한다. 단 잘못된 조립 상태로 운용이 불가능함을 증명하여도 무방하다.

(c) 장착은 다음에 합치하여야 한다.

(1) 이 감항성기술기준의 33.5에 제시된 장착 지침.

(2) 이 subpart의 해당 조항.

(a) 발동기 형식증명. 각 발동기는 발동기 감항기준의 규정에 의한 형식증명을 받아야 한다. 헬리콥터에 사용되는 왕복 발동기는 33.49(d) 또는 사용 용도가 승인된 다른 규정에 적합하여야 한다.

(b) 발동기 또는 구동계통의 냉각팬 블레이드의 보호.

(1) 발동기 또는 회전익 구동계통에 냉각팬 블레이드를 장착하는 경우에는, 냉각팬이 파손되어도 회전익항공기를 보호하여 안전하게 착륙할 수 있는 방법을 강구하여야 한다. 이 경우 다음에 게재하는 (i), (ii) 및 (iii)항에 적합하여야 한다.

(i) 팬블레이드가 파손되어도 이것이 주위로 비산되지 말아야 한다.

(ii) 팬은 이것이 파손되어도 안전을 위태롭게 하지 않도록 위치해 있어야 한다.

(iii) 팬블레이드는 다음에 의해서 제한되는 작동으로부터 발생하는 원심력의 1.5배인 최대하중에 견디어야 한다.

(A) 엔진으로부터 직접 구동되는 팬의 경우

(1) 무제어상태에 있는 발동기의 회전속도

(2) 과회전 제어장치

(B) 회전익 구동계통에 의해 구동되는 팬의 경우, 과도 현상을 포함한 사용 중 예상되는 최대 회전익 구동계통 회전속도.

(2) 27.571에 의한 피로 평가를 수행하지 않은 한, 냉각팬블레이드가 회전익항공기의 운용한계내에의 공진 조건에서 작동되지 않음을 입증하여야 한다.

(c) 터어빈 발동기 장착. 터어빈 발동기를 장착할 경우에는 발동기의 제어장치, 제어계통 및 계기장치에 관계되는 동력계통은 운용터어빈, 로우터의 구조강도에 악영향을 주는 발동기의 운용한계를 초과하지 않도록 설계하여야 한다.

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

(b) 엔진에 회전익과 구동시스템을 부착할 경우에도 엔진의 주요회전 부분에 과도한 진동응력을 일으키지 말아야 하며, 진동시험에 의한 증명을 취득하여야 한다.

(c) 회전익 구동시스템의 어떠한 부분도 과도한 진동을 받지 않도록 하여야 한다.

회전익 및 구동계통

(a) 회전익구동계통은 발동기가 고장난 경우에는 이 엔진을 주회전익과 보조회전익으로부터 자동적으로 분리시키는 장치를 마련하여야 한다.

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

(c) 회전익구동계통에 토크 제한장치를 장착하는 경우에는 이것이 작동할 때 회전익항공기를 계속하여 조종할 수 있는 위치에 있어야 한다.

(d) 회전익구동계통에는 발동기로부터 회전익허브로 동력을 전달하는데 필요한 부품을 포함하여야 한다. 이것은 회전익구동시스템의 일부이거나 또는 부착된 기어박스, 축, 유니버설조인트, 커플링, 회전익제어시스템, 클러치, 축지지 베어링, 부속 보기용 패드 또는 드라이브 및 냉각팬 등을 포함한다.

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

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

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

(c) (b)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.

(d) (b)항에서 규정하는 시험 중에서 30시간, 또는 30분 OEI 출력 또는 연속 OEI 출력을 사용하는 것이 요구되는 회전익항공기의 경우에는 시험 중에서 25시간은 연속최대토크 및 이에 대응하는 최저속도 이상으로 행하여야 한다. 이 시험에 있어서 주회전익조종장치 및 보조회전익 조종장치는 이의 시험상태에 대응하는 정규의 위치에 오도록 하여야 한다.

(e) (b)에 규정된 시험중 10시간은 이륙토크 및 이에 대응하는 속도 이상으로 행하여야 한다. 이 시험에 있어서 조종장치 및 보조회전익조종장치는 수직상승위치에 오도록 하여야 한다. 2분 30초 동안의 한 엔진 부작동상태의 출력사용을 신청한 다발의 회전익항공기에 있어서 10시간 시험비행 중 다음의 운전을 포함하는 운전을 3회 행하여야 한다.

(1) 2분 30초 동안의 한 엔진 부작동상태의 출력사용을 신청한 다발의 회전익항공기에 있어서 10시간 시험비행 중 다음의 운전을 포함하는 운전을 12회 행하여야 한다.

(i) 적어도 1회 2분30초 동안 전 발동기로 이륙토크 및 이에 대응하는 최대속도로 행하는 운전

(ii) 각 발동기에 있어서 순차적으로 한 발동기의 출력고장을 시도하고 나머지 발동기가 2분30초 동안, 2분30초간의 OEI 토크 및 이에 대응하는 최대속도로 행하는 운전을 1회 이상 포함한 운전

(2) 2분 30초 동안의 한 발동기 부작동상태의 출력사용을 신청한 다발 터빈회전익항공기의 경우 10회의 발동기 작동 시험을 다음과 같이 수행하여야 한다.

(i) 최소한 5분간의 이륙 출력 작동후 즉시 각 동력원은 고장을 모사하여야 하고 순차로 30초 한 발동기 부작동에 사용될 최대 토크 및 최대 속도를 최소 30초간 잔여 영향을 받은 시스템 동력 입력에 적용하고 최소 2분간 한 발동기 부작동 동력에 사용될 최대 토크 및 최대 속도를 적용한다. 모사한 “비행 아이들” 조건에서 최소한 일회의 작동 구동순서를 수행하여야 한다.

(ii) 본 규정의 목적상 영향을 받은 동력 입력은 더 높거나 비대칭인 토크 및 시험에서 요구한 속도를 적용함으로써 불리하게 영향을 받은 회전익 구동 시스템의 모든 부품을 포함한다.

(iii) 이 시험은 발동기 한계가 이 동력의 반복적인 사용을 못하게 하거나 시험 중 때 이르게 발동기를 제거해야하는 일이 발생될 경우 대표적인 벤취 시험 시설에서 수행하여야 한다. 영향을 받은 회전익 구동 시스템 부품에 걸리는 하중, 진동 주파수 및 적용 방법은 회전익항공기의 전형적인 운용 조건이어야 한다.

(f) (c) 및 (d)의 시험은 지상 및 비행의 어느 경우에나 30분 이상의 연속운전이 되도록 하여야 한다. (e)의 시험은 5분이상의 연속운전이 되도록 하여야 한다.

(g) (c), (d) 및 (e)의 시험중 5시간의 간격으로 발동기가 회전익 또는 회전익구동장치로부터 자동적으로 분리되도록 급속히 발동기를 정지시켜야 한다.

(h) (c)에서 규정하는 운전상태에 있어서 주회전익의 횡조종 및 조종의 사이클을 500회 및 보조회전익의 사이클을 500회 행하여야 한다. 이 경우 1 사이클은 조종장치의 중립위치로부터 양 극한위치로 가서 다시 중립위치로 되돌아가는 조종장치의 운동을 말한다. 단, 비행중에 받는 최대하중 또는 운동을 초과하는 하중이나 플래핑 운동을 일으키는 조작을 할 필요는 없다.

(i) 시동 시 다음에 게재하는 방법으로 적어도 200회 클러치를 물리게 하여야 한다.

(1) 클러치기구가 구동되는 측의 축이 가속되도록 할 것.

(2) 신청자가 선정한 속도와 방법을 쓸 것.

(j) 30분간 OEI 출력사용을 신청하고 있는 다발 회전익항공기에 있어서는 30분간 OEI 토크 및 이에 해당하는 최소회전속도에 대응하는 출력으로 운전을 행하여야 한다. 더구나, 이 운전에 있어서 각 발동기는 차례로 정지시켜 나머지 발동기로 30분간 운전하는 것으로 한다.

(k) 연속 OEI 출력 사용이 요구되는 다발 회전익항공기의 경우, 연속 OEI 토크에 사용하기 위하여 연속 OEI 토크 및 최대 속도로 5회의 작동 구동시험을 하여야 한다. 여기서 각 발동기는 순차로 부작동 상태가 되어야 하며 잔여 발동기는 1시간 주기로 작동하여야 한다.

(a) 회전익과 동력전달시스템은 공칭 한정등급 (rating)과 조건, 한계 내에서 신뢰할 수 있고 만족스럽게 작동할 것임을 보증하기 위하여 필요한 만큼의 시험을 만족스럽게 완료해야 한다. 이러한 시험에는 최소한 다음의 사항들이 포함되어야 한다.

(1) 작동. 본 시험은 강성 진동과 과속 특성이 만족스러운 지를 확인하기 위하여 수행되어야 하고 또한 회전인 각(pitch)의 변화 및 조정 장치(mechanism)와 자유회전(free wheel) 장치가 적절하고 신뢰할 만하게 기능을 하는지를 증빙하기 위하여 수행되어야 한다.

(2) 내구력. 회전익과 동력전달 시스템의 신뢰성과 내구성을 증질하기 위하여 필요한 만큼 어떤 동력, 엔진 및 회전익 속도 및 기타 운용 상태에서 충분한 내구시험이 수행되어야 한다.

(a) 회전익구동시스템의 감항성을 증명하기 위해서 필요하다고 인정되는 경우에는 동적시험, 내구시험, 기능시험 또는 진동조사를 추가하여 시행하여야 한다.

(b) 터빈엔진의 트랜스미션에 전달 토크가 엔진최대정격 또는 트랜스미션최대정격을 넘는 경우, 더구나 보통의 운용상태로 조종사가 이토크를 직접 제어하지 못할 경우(예를 들면 엔진출력의 주제어를 비행 조종장치에 의해 행하는 경우)에는 다음에 게시하는 시험을 행하여야 한다.

(1) 전 엔진 작동상태로 다음에 게시한 (i), (ii) 중 낮은 쪽 이상의 토크로 10초간씩 200회 가한다.

(i) 27.923에 적합한 최대토크에 10% 더한 것.

(ii) 토크제한장치를 구비했을 경우 이것이 정상작동상태로 가능한 최대 엔진토크

(2) 다발회전익에 있어서는 각 엔진이 교대로 부작동상태가 되었을 때 나머지 트랜스미션들이 입력부에 예상되는 운용상태로 가능한 최대 토크를 가한다. 단, 이 최대 토크는 토크 제한장치를 구비하고 있는 경우에 이것이 정상으로 작동되고 있는 상태에서 얻어지는 것으로 한다. 각 트랜스미션의 압력부는 이 최대 토크로 적어도 15분간 시험하여야 한다.

(3) (b)에서 규정하는 시험은 해당 시험의 출력조건에 따라 의도된 최대회전속도에서 회전익항공기상에서 행하고 토크는 그 회전익항공기에 장착한 해당 형식의 회전익에 흡수시켜야 한다. 단, 회전익구동시스템의 지지상태 및 진동조건은 회전익항공기상에서 행하는 경우와 지극히 유사한 경우에는 다른 적당한 토크 흡수방법을 쓰는 다른 지상시험 또는 비행시험장치에 의해 행할 수 있다.

(c) 회전익구동시스템은 회전익구동시스템의 주 윤활유시스템의 압력을 잃게 된 후 15분간은 자동회전상태로 운전되는 것이 시험에 의해 증명되어야 한다.

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

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

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

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

(a) 터빈엔진의 운용특성은 회전익항공기 및 엔진의 운용한계 범위 내에서 정상 또는 비상운용중에 유해한 특성(스톨, 서어지 또는 소화 등) 이 위험한 상태를 나타내지 않는 것을 비행시험에 의해서 조사하고 결정하여야 한다.

(b) 터빈엔진의 공기흡입시스템은 정상운용중 공기의 비틀림에 의해 엔진에 유해한 진동을 일으키지 말아야 한다.

(c) 조속기제어방식의 엔진에 있어서는 출력, 회전속도 및 제어변위의 가장 불리한 조건의 경우에, 구동시스템에 위험한 비틀림 불안정이 존재하지 않는 것을 증명하여야 한다.

연료계통

(a) 연료계통은 형식증명을 위해 요구되는 운동을 포함한 모든 운용상태에 있어서 발동기의 적정한 운전에 필요한 소정의 유량 및 압력으로 연료를 확실하게 엔진에 공급할 수 있도록 제작하고 배치하여야 한다.

(b) 각 연료시스템은 다음에 게시하는 다음의 규정에 따라서 배치하여야 한다.

(1) 연료펌프는 2개 이상의 탱크로부터 연료를 동시에 흡입하지 않는다.

(2) 시스템 내에 공기가 들어가는 것을 방지하는 방법이 강구되어야 한다.

(c) 터빈엔진의 연료시스템은 포화수분을 포함한 27℃(80℉)의 연료에 3.8ℓ(1gal)당 0.75cc의 수분을 가해 다시 이 연료를 운용중 예상되는 가장 가혹한 결빙상태로 냉각해도 그 유량 및 압력의 범위 내에서 계속 운용이 되는 것이어야 한다.

다음의 생존 가능한 충격(충돌 착륙)시 연료 화재의 승객에 대한 위험을 최소화하기 위한, 국토교통부장관이 승인한 수단이 적용되지 않았다면 연료 시스템에 이 절의 설계 특성을 적용하여야 한다. 이들 시스템은 연료를 점화원으로 유출시키는 시스템의 구성품, 연료 탱크 또는 그들의 부속물의 손상이 없이 시스템 구성품의 무게 중심에 극한 하중 만이 작용한다고 고려하였을 때 정적 및 동적 감속 하중을 견딜 수 있음을 증명하여야 한다.

(a) 낙하시험 요구사항. 각 탱크 또는 가장 위험한 탱크는 다음과 같이 낙하시험을 행하여야 한다.

(1) 낙하 높이는 적어도 16m(50ft) 이상이어야 한다.

(2) 낙하 충돌면의 변형은 없어야 한다.

(3) 탱크는 정상적인 탱크 용량의 80%에 물로 채워져 있어야 한다.

(4) 주위의 구조가 돌출이나 탱크의 뒤집힘을 조장하는 설계 특성이 없도록 설치되어 있지 않다면 탱크는 설비를 대신하는 주변 구조물로 둘러 싸여져야 한다.

(5) 탱크는 자유롭게 낙하하여 ±10° 수평면에 충돌되어야 한다.

(6) 낙하 시험 이후 누설은 없어야 한다.

(b) 연료 탱크 하중요소. 연료 탱크의 파열로 연료가 엔진, 가열기 및 보조동력장치(auxiliary power units)와 같은 중요한 점화원이나 탑승객에서 누설될 가능성이 극히 적도록 연료 탱크가 위치되어 있는 경우를 제외하고 각 연료 탱크는 다음의 극한 관성하중요소가 홀로 작용시 그 내용물을 유지할 수 있도록 설계 및 장착되어야 한다.

(1) 객실에 설치되어 있는 연료 탱크:

(i) 윗 방향 -- 4g.

(ii) 전 방향 -- 16g.

(iii) 측 방향 -- 8g.

(iv) 아래 방향 -- 20g.

(2) 승무원 또는 승객실 상부 또는 후방에 설치되어 만약 헐거워 졌을 때 비상착륙 중 탑승객에게 해를 줄 수 있는 연료 탱크:

(i) 윗 방향 -- 1.5g.

(ii) 전 방향 -- 8g.

(iii) 측 방향 -- 2g.

(iv) 아래 방향 -- 4g.

(3) 기타 영역에 설치된 연료 탱크:

(i) 윗 방향 -- 1.5g.

(ii) 전 방향 -- 4g.

(iii) 측 방향 -- 2g.

(iv) 아래 방향 -- 4g.

(c) 연료배관 자동 방루식 분리 연결기. 기타 또는 지역적 회전익 항공기 구조에 대한 연료시스템 구성품의 상대적인 운동에 의한 위험이 극히 불가능하다고 증명되었거나 다른 장치가 설치되어 있지 않다면 자동 방루식 분리 연결기를 설치하여야 한다. 연결기 또는 동등한 장치는 모든 연료 탱크와 연료 배관의 연결부, 탱크와 탱크 연결부 및 지역적 구조의 변형시 연료의 누설을 초래할 수 있는 연료 시스템 상의 다른 부분에 장착되어야 한다.

(1) 자동 방루식 분리 연결기의 설계 및 제조는 다음의 설계 특성을 반영하여야 한다.:

(i) 분리 연결기를 분리하는데 필요한 하중은 연료 운송 배관 중 가장 약한 구성품의 최소 극한파손하중(극한 강도)의 25%에서 50% 사이어야 한다. 분리 하중은 연료 배관의 크기와 관계없이 136㎏(300lb)보다 적어서는 아니 된다.

(ii) 분리 연결기는 파손 형태가 가장 잘 일어 알 것 같은 극한 하중(이 절의 (c)(1)(i)에서 정의된 바와 같은)이 가해질 때 분리되어야 한다.

(iii) 모든 분리 연결기는 연결기가 모두 닫히고(누설이 없는) 정상적인 장착 및 운용 중에 개방되어 있음을 시각적으로 확인할 수 있는 설계 방식을 구비하여야 한다.

(iv) 모든 분리 연결기는 운용 중 충격, 진동 또는 가속에 의해 연결이 풀리거나 또는 의도치 않은 닫힘을 방지하는 설계 방식을 구비하여야 한다.

(v) 분리 연결기 설계는 연결기가 의도된 기능을 작동하였을 때 연료의 흐름을 허용하여서는 안 된다.

(2) 모든 개별적인 분리 연결기, 연결기 연료 공급 장치 또는 동등한 수단은 27.955(a)에 따라 비행 중 부주의한 연료 차단이 불가능하도록 설계, 시험, 장착 및 유지되어야 하고 27.571의 피로평가 요구사항에 대해 누설 없이 적합하여야 한다.

(3) 분리 연결기의 사용에 대한 대체적인 동등한 수단은 생존 가능한 충돌시 연료 배관에 야기되는 하중을 배관 중 가장 약한 구성품의 극한 하중(강도)의 25%에서 50% 이상으로 만들어서는 안 되고 누설 없이 27.571의 피로 요구사항에 적합하여야 한다.

(d) 부서지거나 또는 변형되기 쉬운 구조 부속품. 지역적 회전익 항공기의 구조에 대한 연료 탱크와 연료시스템 구성품의 위험한 상대 운동이 다른 생존 가능한 충격 시 불가능하다고 증명되지 않았다면 지역적 회전익 항공기 구조에 대한 연료 탱크나 연료시스템 구성품은 부서지기 쉽거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품을 사용하여야 한다. 지역적 회전익 항공기 구조에 대한 연료 탱크나 연료시스템 구성품의 부서지거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품은 연료의 누설을 초래하는 연료 탱크 또는 연료시스템 구성품의 파손이나 또는 부분적 절단 없이 분리 또는 관련된 부분적 변형이 일어나도록 설계되어야 한다. 부서지거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품의 극한 강도는 다음과 같아야 한다.;

(1) 부서지기 쉬운 부속품을 그 지지 구조로부터 분리시키거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품을 그 지지 구조에 상대적으로 변형시키는데 필요한 하중은 첨부된 시스템 내의 가장 약한 구성품의 최소 극한 하중(극한 강도)의 25% 와 50% 사이어야 한다. 하중은 300 lb 보다 적어서는 안 된다.

(2) 부서지기 쉽거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품은 가장 발생하기 쉬운 형태에서 극한 하중(이 절의 (d)(1)항에 정의된)이 가해질 때 의도된 대로 분리되거나 또는 부분적으로 변형되어야 한다.

(3) 모든 부서지기 쉽거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품은 27.571의 피로 요구사항을 만족하여야 한다.

(e) 연료 및 점화원의 분리. 최대 충돌 저항성을 제공하기 위해 연료는 모든 탑승 가능한 영역 및 모든 잠재적인 점화원으로 부터 가능한 먼 거리에 위치되어야 한다.

(f) 기타 기본 기구학적 설계 기준. 연료 탱크, 연료 배관, 전기 배선 및 전기 장치는 가능한 한 충돌 저항성을 가지도록 설계, 제조 및 장착되어야 한다.

(g) 경식 또는 반경식 연료탱크. 경식 또는 반경식 연료탱크 또는 부낭(bladder) 벽은 충격 및 찢어짐에 대한 저항성이 있어야 한다.

(a) 다발 회전익항공기의 연료시스템은 타 연료시스템에 관계없이 독립된 시스템을 통해서 각 엔진에 연료가 공급되도록 설계하여야 한다.

(b) 다발 회전익항공기에 있어서 연료탱크를 한 개만 장비할 경우에는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 각 엔진에 대해서 독립된 탱크출구를 구비하고 탱크출구에는 차단밸브를 설치하여야 한다. 이 밸브를 차단하였을 때 엔진실로 유입되는 연료가 위험한 양이 되지 않을 경우에는 이 차단밸브는 27.995에서 규정하는 방화벽 차단밸브로 쓸 수가 있다.

(2) 통기구가 막히는 것을 방지하기 위하여 적어도 2개의 통기구가 있어야 한다.

(3) 주입구 캡은 부정확한 장착이나 비행 중 손실 가능성이 없도록 설계하여야 한다.

(4) 탱크출구로부터 엔진까지의 연료시스템은 다른 엔진의 연료시스템과 완전히 독립되어 있어야 한다.

연료시스템은 다음과 같은 낙뢰에도 기화된 연료가 점화되지 않도록 설계하고 배치하여야 한다.

(a) 낙뢰 부착 가능성이 높은 부분에 낙뢰가 직접 부착되는 경우

(b) 소사타격 부착 가능성이 높은 부분에 소사타격이 부착되는 경우 또는

(c) 연료배출구에 코로나와 유광이 형성되는 경우

(a) 일반. 각 엔진에 대한 연료시스템은 적용 가능하다면 27.927에 의해 요구되는 시험 조건에서 엔진을 운용하는데 필요한 연료를 포함하여 회전익 항공기에 대해 승인된 각각의 운용 및 기동 조건에서 필요한 연료의 적어도 100%를, 엔진에 제공한다는 것을 입증하여야 한다. 동등한 방법이 사용되지 않았다면 적합성은 발생 가능성이 희박한 조건의 조합을 제외하고 시험에 의해 다음의 규정을 만족함을 증명하여야 한다.

(1) 임계가속에 대해 수정된 연료 압력은 엔진 형식증명 자료집에 제시된 제한사항 이내 이어야 한다.

(2) 연료 탱크내의 연료 높이는 27.959에 의해 해당 탱크에 대해 사용불가 연료량으로 정의된 것과 시험 수행 시 필요한 추가적인 최소연료의 합을 초과하지 말아야 한다.

(3) 탱크의 출구 및 엔진의 입구 사이의 연료 상단(fuel head)은 회전익 항공기의 비행자세 관점에서 중요하게 고려되어야 한다.

(4) 임계 연료펌프(펌프-공급 시스템에 대한)는 펌프 고장시 예상되는 연료 유량에 대한 (실제 또는 모의 고장 시) 임계 제한을 가할 수 있도록 장착되어야 한다.

(5) 엔진 회전속도, 전력의 위험치 또는 연료 펌프 작동 전력의 다른 공급원이 적용되어야 한다.

(6) 유량에 해로운 영향을 미치는 연료 특성의 임계치가 적용되어야 한다.

(7) 27.997에 의해 요구되는 연료 여과기(fuel filter)를 27.1305(q)에 의해 요구되는 지시기가 작동될 정도의 연료 오염물질의 축적을 모사할 수 있는 정도까지 막는다.

(b) 연료이송 시스템. 만약 연료시스템의 정상적 운용시 연료를 다른 탱크로 이송하여야 한다면 이송은 회전익 항공기의 비행 또는 지상 운용시 연료를 받아들이는 탱크의 연료 높이가 적합한 제한 내에서 유지됨을 증명하는 시스템을 통하여 자동적으로 발생되어 한다.

(c) 다수의 연료탱크. 만약 엔진이 하나 이상의 연료탱크로부터 연료를 공급받는다면 적절한 수동 스위치 능력의 보유에 추가적으로 연료시스템은 정상 운용 도중 임의의 탱크에서 사용가능 연료가 고갈되고 그 외 다른 탱크만이 연료를 정상적으로 공급할 수 있는 사용가능한 연료를 보유하고 있을 때 비행 승무원의 별다른 주의 없이도 엔진으로의 연료의 공급이 가능토록 설계되어야 한다.

각 탱크의 연료사용불능량은 그 탱크를 사용해서 행하는 모든 예상되는 운용상태 및 운동중의 연료공급의 가장 불리한 조건하에서 최초의 결함의 징후가 나타나는 양 이상의 양이어야 한다.

흡입식 연료계통 또는 기타 가스를 발생하기 쉬운 연료계통은 온도 44℃(110℉)에서, 해당되는 경우 27.927(b)(1)항 및 (b)(2)항에 규정된 조건을 포함한 가장 불리한 운용상태로 비행했을 때 (인증범위 내에서)안전하게 작동함을 시험에 의해서 증명하여야 한다.

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

(b) 37.8ℓ(10gal)이상의 체적을 가진 연료탱크는 그 내부에 배플(Baffle)을 구비하든가 서어징에 견디기 위한 외부지지구조를 구비하여야 한다.

(c) 연료탱크는 방화벽에 의해 엔진실로부터 격리시켜야 한다. 이 경우 연료탱크는 방화벽으로부터 1.3㎝(0.5 in)이상 떨어져 있어야 한다.

(d) 연료탱크 주위의 공간은 연료가 약간 새어도 가스가 축적되지 않도록 통기가 되어야 한다. 2개 이상의 탱크의 연료출구가 서로 연결되어 있는 경우에는 이들을 한 개의 탱크로 보고 각 탱크내의 공기체적도 서로 연결되어 있어야 한다.

(e) 연료 탱크내의 구성품의 외부 노출부의의 온도는 국토교통부장관(Administrator)이 정한 안전 여유를 고려하여 연료탱크내의 연료 또는 연료기포의 예상되는 가장 낮은 자기착화 온도보다 낮아야 한다. 이 사항에 대한 합치성 증명은 모든 운항 상태와 연료탱크내부 구성품의 실패 또는 고장상태 하에서 입증하여야 한다.

(f) 객실 내에 장착된 연료탱크는 회전익항공기의 외부와 배출되고 통기되는 가스안전 및 연료안전 보호막으로 격리하여야 한다. 이 보호막의 설계 및 제작은 엔진을 보호하고 27.952에 의한 생존 충격 시 충격내성을 가져야 하며 객실 내에서 예상되는 하중과 마찰을 견딜 수 있어야 한다.

(g) 유연성이 있는 연료탱크 기낭 또는 라이너는 승인을 받은 것을 사용하거나 사용목적에 부합하고 손상(찢어짐) 내성이 있음을 입증해야 한다. 손상 내성은 TSO-C80, 제 16절의 요건을 최소 168㎏(370 파운드)의 힘을 가하여 내성을 입증하여야 한다.

(h) 일체형 연료탱크는 내부검사 및 수리가 용이해야 한다.

(a) 연료탱크는 음에 게시한 압력시험에 의해 파손 또는 누설이 발생되지 않는 강도를 가지고 있음을 증명하여야 한다. 이 경우 압력은 될 수 있는 대로 실제의 운용상태의 압력분포에 유사한 방법으로 가해져야 한다.

(b) 보통의 금속제 탱크, 비금속제 탱크로서 그의 벽이 기체구조부재로 지지되지 않는 탱크 및 일체형 탱크에 있어서는 0.246㎏/㎠(3.5lb/in2)의 압력을 가한다. 단, 회전익항공기가 연료 만재의 상태로 최대 제한가속도 또는 비상 감속도를 받을 때에 발생하는 압력이 0.246㎏/㎠을 넘을 경우에는 가속하중에 상응하는 정수두(Hydrostatic Head)를 걸든가 또는 이와 동등의 시험을 행하는 것을 원칙으로 한다. 단, 가속하중을 받지 않는 경우에는 0.246㎏/㎠이상의 압력을 가할 필요가 없다.

(c) 비금속성탱크로서 그 벽이 기체구조부재에 의해 지지되는 것에 있어서는 다음에 게시한 다음과 같은 시험을 행해야 한다.

(1) 0.140㎏/㎠(2lb/in2)이상의 압력시험. 이 시험은 (c)(2)에 규정하는 시험과 동시에 행할 수 있다.

(2) 이 시험은 탱크를 기체에 장비한 생태로 행한다. 단, 가속하중을 받지 않는 표면에서 0.140㎏/㎠(2lb/in2)이상의 압력을 가할 필요는 없다.

(d) 만약에 지지가 보강되어 있지 않은 넓은 평면부를 가진 탱크 또는 파손 혹은 변형에 의해 누설의 염려가 있는 특징을 가진 탱크는 다음에 규정하는 시험 또는 이것과 동등한 시험을 행하여야 한다.

(1) 탱크 및 그의 지지부를 실제의 장비에 유사한 방법으로 장비하는 진동시험

(2) 탱크에 약 2/3의 적당한 시험액을 채워서 25시간 진동시킨다. 진동의 진폭은 별도의 언급이 없는 한 0.79㎜(1/30 in)이상으로 한다.

(3) 진동시험의 시험진동수는 다음 규정에 의하여야 한다.

(i) 엔진 또는 회전익시스템의 정상운용범위내의 회전속도에서 생기는 진동수가 탱크에 대해서 위험하지 않는 경우는 시험진동수(c.p.m.)는 보다 합리적인 해석에 의한 진동수를 사용하는 것을 제외하고는 피스톤 엔진을 장비한 회전익항공기에 있어서는 엔진의 최대 및 최소 출력․온회전속도를 평균해서 얻은 값, 터빈 엔진을 장비한 회전익항공기에 있어서는 2000c.p.m.으로 하여야 한다.

(ii) 엔진 또는 회전익시스템의 정상운용범위내의 회전속도에서 하나의 위험 진동수가 발생하였을 경우에는 이 진동수로 하여야 한다.

(iii) 엔진 또는 회전익시스템의 정상운용범위내의 회전속도에서 둘 이상의 위험한 진동수가 발생하였을 경우에는 가장 위험한 진동수를 시험진동수로 하여야 한다.

(4) (d)(3)(ii) 및 (iii)에서 규정하는 시험의 시간은 (d)(3)(i)에서 규정하는 진동수로 25시간에 완료하는 진동수와 동등한 진동수로 완료하도록 조정하여야 한다.

(5) 시험중 탱크는 가장 불리한 축둘레의 양측에 15°씩(계30°) 매분 16～20회의 비율로 25시간 진동시켜야 한다. 2축 이상의 축둘레의 운동이 이것보다도 불리하다고 인정되었을 경우에는 탱크는 각 축의 둘레에 12시간 30분씩 진동시켜야 한다.

(a) 연료탱크의 지지방법은 탱크내의 연료중량으로부터 생기는 하중이 지지가 없는 탱크표면에 집중하는 것 같은 것이어서는 아니 된다. 또 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 필요할 경우, 탱크와 그 지지 사이에는 마모를 방지하기 위해서 패드를 사용하여야 한다.

(2) 패드의 재료는 비흡수성이던가 또는 연료의 흡수를 막을 수 있도록 처리한 것이어야 한다.

(3) 유연성탱크를 사용할 경우에는 탱크 자체가 연료하중을 받지 않도록 지지하여야 한다.

(4) 유연성탱크의 내부표면은 다음에 게시하는 것을 제외하고, 미끄러워 탱크를 마모시키는 것 같은 돌기물이 없는 것이어야 한다.

(i) 돌기개소에 탱크를 보호하는 방법이 강구되어 있을 것.

(ii) 탱크지체의 구조가 보호되도록 되어 있을 것.

(b) 탱크주위의 공간은 연료가 조금 누설되어도 연료 또는 가스가 축적되지 않도록 실의 크기에 맞게 통기시켜야 한다. 탱크가 밀봉된 실에 맞는 경우에는 막힘 및 고도범위에 의해 발생하는 과대한 압력을 막을 수 있는 배출구에 의한 통기만으로 좋다. 유연성탱크를 구비할 경우에는 탱크와 콘테이너간의 공간의 통기는 예상되는 비행상태에 있어서 탱크통기압과 정상적인 관계를 보지하도록 배치하여야 한다.

(c) 연료탱크의 위치는 27.1185(b)와 (c)항의 규정에 적합하여야 한다.

(d) 엔진실의 주 공기출구에 근접하는 기체의 외관은 어떠한 부분도 일체형 탱크의 벽으로 이용하지 말아야 한다.

연료탱크 또는 배출계통이 상호연결된 연료탱크그룹은 탱크공간의 2% 이상의 팽창공간을 가져야 한다. 연료탱크의 팽창공간은 회전익항공기가 정상의 지상자세로 있을 때 부주의하게 만재하는 염려가 없도록 하여야 한다.

(a) 각 연료탱크는 아래와 같은 시설을 하지 않은 한 임의의 지상자세에서 충분한 용량의 배출시킬 수 있는 사용중 예상되는 0.25% 또는 237cc(1/16갤런) 탱크 용량 중 큰 용량의 고이개를 설치하여야 한다.

(1) 연료 시스템은 비행전 배출시 접근 가능하고 매 76ℓ(20갤런)의 연료 용량에 대해서 최소 28g(1온스)의 용량이 되는 침전물 용기 또는 침전조를 구비해야 한다.

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

(b) 이 절에서 요구하는 연료탱크의 고이개, 침전물 용기, 침전조 배출구는 27.999(b)의 배출 요건에 합치하여야 한다.

(a) 연료탱크의 연료주입구는 정상적인 운용 중 연료탱크 이외의 기체부분에 들어가지 말아야 하고 27.952(c)에 따른 생존 가능한 충돌 동안 내충격성(crash resistant)이 있어야 한다. 또 다음에 게시하는 규정에 적합하여야 한다.

(1) 연료탱크의 연료주입구에는 27.1557(c)(1)항의 규정에 의해 표시하여야 한다.

(2) 어느 정도의 연료량이 흘려진 연료탱크 주입구에는 배출구를 설치하여야 한다. 배출구는 기체의 어떠한 부분에도 닿지 않고 연료를 배출시킬 수 있는 것이어야 한다.

(3) 각 연료 주입구 캡은 정상 운용 및 생존 가능한 충돌 시 예상되는 유압에 대해 연료가 누출되지 않도록 기밀을 유지할 수 있어야 한다.

(b) 연료주입구 캡 또는 그 커버는 캡이 연료 주입구에 완전히 닫혀져 있지 않을 때 이것을 경보하는 방법을 강구한 것이어야 한다.

(a) 연료탱크는 정상의 비행상태에 있어서 효과가 있도록 팽창공간의 윗부분에서 통기가 되도록 하여야 한다. 통기구는 착빙, 기타의 이물에 의해 막히지 말아야 한다.

(b) 통기 시스템은 착륙, 지상조업 또는 생존 충격 시 전복하는 상황에서 통기구에서 점화원으로 연료의 누설이 최소화되도록 설계하여야 한다.

(a) 연료탱크의 출구 또는 부우스터․펌프의 어느 것에나 연료여과기를 구비하여야 한다. 이 경우 여과기는 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 피스톤엔진을 장비할 경우에 있어서는 2.54 ㎝(1 in)당 8에서 16개의 그물눈이 있어야 한다.

(2) 터빈 엔진을 장비하는 경우에 있어서는 연료유량을 제한하거나 또는 연료시스템 구성품을 손상할 염려가 있는 어떠한 이물의 통과도 방지되는 것이어야 한다.

(b) 연료탱크 여과기의 여과부 유효면적은 연료탱크 출구면적의 5배 이상이 되어야 한다.

(c) 여과기의 지름은 연료탱크 출구지름보다 작지 말아야 한다.

(d) 지상여과기는 점검 및 청소가 용이하도록 설치하여야 한다.

연료계통 구성부분

(a) 형식증명 된 엔진의 부품으로서 승인되고 장착된 펌프를 제외한 펌프.

(b) 엔진이 펌프를 구동하고 이 펌프가 엔진을 위해 작동하는 경우를 제외하고 펌프 작동에 필요한 부품

(a) 연료배관은 과도한 진동을 받지 않도록 더구나 연료의 압력 및 가속도가 있는 비행상태에 의해 받는 하중 등에 견디어 낼 수 있도록 장비하고 지지하여야 한다.

(b) 상호 상대운동을 할 염려가 있는 기체부에 연결되는 연료배관은 유연성성을 가져야 한다.

(c) 가용 호스 모두개는 승인을 받은 것이어야 한다.

(d) 내압 또는 축 방향의 힘이 가해지는 연료배관중의 유연성 피팅은 유연성 호스 모두개를 사용하여야 한다.

(e) 운전중 또는 엔진 정지후에 과도의 온도에 노출되는 곳에는 내열성이 없는 유연성호스를 사용해서는 아니 된다.

(a) 각 엔진에 공급되는 연료를 개별적으로 확실하고 신속하게 차단시키는 연료밸브를 구비하여야 한다.

(b) 밸브의 조작장치는 승무원이 용이하게 손에 닿는 범위내에 있어야 한다.

(c) 2개 이상의 연료탱크를 가질 경우에는 각 탱크의 연료를 개별적으로 공급할 수 있는 것이어야 한다.

(d) 연료밸브는 방화벽의 엔진 측에 장치해서는 아니 된다.

연료탱크의 출구와 발동기의 연료계량장치 또는 발동기 양정펌프에만 제한되지 않고 첫 번째 연료계통 구성품의 입구 중 어느 것이나 연료탱크의 출구에 가까운 것과의 사이에는 연료여과기 또는 필터를 설치하여야 한다. 이 경우에 있어서 연료여과기 또는 필터는 다음 규정에 적합하여야 한다.

(a) 배출 및 세척이 용이한 위치에 있고, 탈착이 용이한 여과기 또는 요소일 것.

(b) 침전트랩 및 배출구를 설치할 것. 이 경우 연료배출을 위해 여과기 또는 필터를 용이하게 탈거할 수 있는 경우에는 배출구를 설치하지 않아도 된다.

(c) 모든 하중조건에서 배관이나 연결 부위에 적절한 강도 여유가 고려되지 않았다면 연료여과기 또는 필터의 중량이 연결관 또는 여과기 혹은 필터의 입구피팅 혹은 배출구피팅에 의해 지지되는 일이 없도록 장치될 것.

(d) 회전익 항공기 또는 발동기 연료계통의 적절한 운용에 필요한 연료계통 또는 회전익 항공기 구성품을 통과하는 연료의 흐름을 위태롭게 하는 오염물질을 연료로부터 제거하는 장치를 구비하여야 한다.

(a) 회전익항공기가 정상의 지상자세에 있을 때 각 연료시스템의 최저부에 전 시스템의 연료를 완전히 배출할 수 있도록 1개의 근접하기 쉬운 배출구를 구비하여야 한다.

(b) (a)에 규정된 각 배출구는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 회전익항공기의 어떠한 부분에도 연료가 닿지 않게 배출하여야 한다.

(2) 수동 또는 자동적으로 배출코크가 차단위치에 확실히 잠겨지는 것이어야 한다.

(3) 다음 규정에 적합한 배출밸브를 가질 것.

(i) 용이하게 근접할 수 있고 개폐가 될 것.

(ii) 착륙장치 올림의 상태로 착륙하였을 경우에도 연료의 누설을 방지할 수 있도록 배치시키던가 또는 보호할 것.

윤활유 계통

(a) 각 엔진이 연속운전이 보장되는 최고온도를 초과하지 않는 온도로서 충분한 양의 오일을 엔진에 공급할 수 있는 독립된 오일시스템을 갖추어야 한다.

(b) 사용가능양은 최악의 운용상태에 있는 회전익항공기의 항속시간과 최악의 상태의 엔진의 허용최대오일소모율을 곱한 양에 오일시스템의 순환 및 냉각에 필요한 양을 더한 양보다 적어서는 아니 된다. 단, 피스톤엔진을 장착한 회전익항공기에서는 항속시간 및 연료소모율의 합리적인 해석을 행하는 대신 40:1의 연료 오일 용량비도 가능하다.

(c) 각 엔진의 오일냉각장치가 오일의 엔진 입구 온도를 허용최대치 이하로 유지한다는 것을 비행시험으로 증명하여야 한다.

각 오일탱크는 다음의 규정에 적합하게 설계․장착되어야 한다.

(a) 오일탱크는 파손되지 않고 운용중에 받는 모든 진동, 관성력, 오일하중에 견디는 강도를 가져야 한다.

(b) 예비

(c) 피스톤엔진에 사용되는 경우 탱크용적의 10% 또는 1.9ℓ(0.5 gal)이상의 팽창공간을 가져야 한다. 또 터빈엔진에 사용되는 오일탱크는 탱크용적의 10%이상의 팽창공간을 가져야 한다.

(d) 오일탱크의 팽창공간은 회전익항공기가 정상의 지상자세일 때 부주의로 팽창공간을 채울 염려가 없어야 한다.

(e) 오일탱크는 충분한 기능을 발휘하기 위해 통기구를 갖추어야 한다.

(f) 오일탱크의 주입구는 오일이 탱크실 이외로 들어가도록 설치해서는 아니 된다.

오일탱크는 누출이 발생하지 않고 0.35㎏/㎠(5psi)의 내압에 견디게 설계되고 장착되어야 한다. 그러나 터빈 엔진에 사용하는 가입식탱크는 시험압력이 0.35㎏/㎠(5psi)에 탱크의 최대압력을 더한 값 이상의 압력에서 누출이 생기지 않도록 설계되고 장착되어야 한다.

(a) 오일배관은 과도한 진동이 안 생기도록 지지하여야 한다.

(b) 상호 상대운동이 있을 수 있는 기체부를 연결하는 오일배관은 유연성성을 가지고 있어야 한다.

(c) 유연성호스는 승인된 것이라야 한다.

(d) 오일배관의 배경은 엔진 입구 또는 출구의 내경보다 작지 말아야 한다. 연결부와 연결부 사이에는 이음부가 없어야 한다.

(a) 각 터빈엔진의 장비에는 모든 오일이 통과하는 오일여과기 또는 필터를 장착하여야 한다. 이 오일여과기 또는 흴터는 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 바이패스를 가진 오일여과기 또는 필터는 여과기 또는 필터가 폐쇄되어도 시스템내의 다른 부분을 통하여 정상유량의 오일이 흐르도록 제작․장착되어야 한다.

(2) 오일여과기 또는 필터는 엔진의 감항성 기준에 대하여 설정된 입자의 크기 및 밀도이상의 이물질을 포함한 오일을 사용하여도 엔진의 오일시스템의 기능을 손상받지 않는 용량(엔진에 설정된 운용한계에 대하여)과 메쉬의 크기를 가져야 한다.

(3) 오일여과기 또는 필터에는 오일탱크의 출구에 장착하는 경우를 제외하고 스크린의 오염이 (a)(2)에 따라 설정된 용량에 도달하기 이전에 스크린의 오염을 알리는 지시기를 장착하여야 한다.

(4) 오일여과기 또는 필터의 바이패스는 바이패스를 적절히 배치하므로써 모여진 오염물이 바이패스의 유로로 흐르는 것이 최소가 되도록 제작․장착하여야 한다.

(5) 바이패스를 가지지 않는 오일여과기 또는 필터는 오일탱크의 출구에 장착하는 경우를 제외하고 27.1305(r)에 규정한 경보장치에 접속하는 방법이 있어야 한다.

(b) 피스톤엔진에 장착하는 경우에는 동력장치의 오일여과기 또는 필터는 여과기 또는 필터의 엘리멘트가 완전히 폐쇄되어도 시스템내의 다른 부분을 통하여 오일이 정상의 유량으로 흐르도록 제작하고 장착하여야 한다.

오일의 배출구는 오일 시스템을 안전하게 배출할 수 있어야 하며 각 배출구는 다음을 충족하여야 한다.

(a) 각 배출구는 접근이 가능 하여야 한다.

(b) 각 배출구는 잠근 상태에서 불의에 열리는 것을 방지하기 위해 수동 또는 자동의 잠금장치가 있어야 한다.

(a) 계속적인 윤활을 필요로 하는 회전익 구동시스템의 구성품을 위한 오일시스템은 자동회전중에 급유가 된다는 것을 보장하기 위해 엔진의 윤활시스템과 충분히 독립적이어야 한다.

(b) 변속기 및 기어박스를 위한 가압식 윤활시스템은 27.1013(단 (c)항 제외), 27.1015, 27.1017, 27.1021, 27.1023 및 27.1337(d)항의 요구조건에 적합하여야 한다.

(c) 가압식 윤활 시스템은 모든 윤활유가 지나는 곳에 오일 여과기 또는 필터를 장착하여야 하며 다음을 충족하여야 한다.

(1) 윤활유로부터 변속기 및 구동시스템 구성품에 손상을 입히거나 또는 윤활유 흐름을 위태로운 정도까지 방해하는 모든 오염물을 제거할 수 있도록 설계되어야 한다.

(2) 우회로 입구 또는 그 앞에서 여과기 또는 여과기상의 오염원의 축적을 알려주는 (c)(3)와 같은 장치가 구비되어 있어야 한다.

(3) 다음에 만족하도록 제조되고 장치된 우회로를 장착하고 있어야 한다.

(i) 윤활유는 여과기 또는 필터가 완전히 막혔을 때도 나머지 시스템에 정상적으로 흘러야 한다.

(ii) 모여진 오염원이 방출되어 우회로 흐름 통로에 쌓이지 않도록 보조관을 적절히 배치하여야 한다.

(d) 회전익 구동시스템 및 회전익 구동시스템의 구성품에 윤활유를 공급해 주는 각 윤활 탱크 또는 섬프 출구의 경우 출구에서부터 이 절의 (c)항에 의해 요구되는 필터 쪽으로의 윤활유 흐름을 방해할 수 있는 임의의 물질이 윤활시스템 쪽으로 들어가지 않도록 하는 차폐망이 있어야 한다. 이 절의 (c)항의 요구조건은 윤활 탱크 또는 섬프 출구에 장착된 차폐망에는 적용되지 않는다.

(e) 회전익 구동시스템 기어박스를 위한 튀김 형태의 윤활시스템은 27.1021 및 27.1337(d)항에 적합하여야 한다.

냉각

(a) 동력장치의 냉각 시스템은 증명이 필요한 지상 또는 치명적인 표면(수상 및 비행) 및 비행운용 상태에 있을 때 정상작동 정지 후에 동력장치의 온도를 설정된 온도한계 내에 유지시켜야 한다. 여기서 동력장치 부품은 최소한 엔진, 로우터 구동 시스템 부품, 보조동력장치 부품 및 이러한 부품에 사용되는 냉각액 또는 윤활유를 말한다.

(b) (a)의 합치성 이행은 이 절에 기술되어 있는 조건하에서 시험으로 입증하여야 한다.

(a) 일반. 27.1041(b)에 규정하는 시험은 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 시험은 (b)에 규정하는 최대 주위대기온도와 다른 경우 동력장치의 실측온도를 (c) 및 (d)에 규정하는 방식으로 보정하여야 한다. 그러나 보다 합리적인 보정방법으로 행한 경우는 예외로 한다.

(2) (a)(1)에 의해 결정된 보정온도는 허용 최고 안전치를 초과해서는 아니 된다.

(3) 왕복엔진에서 냉각시험중 사용하는 연료는 해당 엔진에 대하여 승인된 최저등급의 것으로 하고, 그 혼합비는 정상 가동중의 것이라야 한다.

(4) 시험방법은 27.1045의 규정에 의한다.

(b) 최대주위대기온도. 해면상태에 대응하는 최대 주위대기온도는 적어도 38℃(100℉)로 한다. 예상되는 온도 체감률은 -56.5℃(-69.7℉)의 온도까지 고도 300m마다 6.5℃(1000ft당 3.6℉)이며 그 이상의 고도에서는 -56.5℃(-69.7℉)로 일정하다. 그러나 동계장착(Winterization Installation)에 대하여는 해면 상태에서 38℃(100℉)보다 적은 온도에 대응하는 최대 주위대기온도를 선정하여야 한다.

(c) 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.

(d) 실린더 배럴의 온도보정. 실린더 배럴의 온도는 최대 주위대기온도와 냉각시험 중 최초로 그 최고온도가 기록된 때의 대기온도와의 차에 0.7을 곱한 온도를 더하여 보정한다.

(a) 일반. 각 비행상태에서의 냉각시험은 다음에 규정하는 조건에서 행하여야 한다.

(1) 냉각이 가장 불리한 형태.

(2) 냉각이 가장 불리한 상태 하에서.

(b) 온도안정. 냉각시험 중에 온도가 안정하다는 것을 1분간의 온도변화가 1.1℃(2℉) 보다 작은 것을 말한다. 구성부분과 엔진 냉각액의 온도안정은 다음의 규정에 따른다.

(1) 다음과 같은 각 회전익항공기 및 각 비행단계.

(i) 시험하기 위한 비행단계로 들어가기 시작한 때부터 온도가 안전하여야 한다.

(ii) 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.

(2) 이륙 비행단계 동안 각 회전익항공기는 이륙출력으로 상승을 하기 전의 온도가 안정될 때까지 제자리비행을 하여야 한다.

(c) 시험기간. 각 시험단계에서의 시험은 다음의 상태까지 계속되어야 한다.

(1) 온도가 안정될 때까지

(2) 해당 비행단계가 완료될 때까지

(3) 운용한계에 도달할 때까지

흡기계통

(a) 각 엔진에서 흡기시스템은 형식증명에서 요구되는 운용상태 하에서 엔진에 필요한 공기를 공급할 수 있는 것이어야 한다.

(b) 흡기시스템의 공기흡입구는 역화가 일어날 수도 있기 때문에 카울링의 바깥에 두어야 한다.

(c) 흡기시스템에 연료가 축적될 경우 그 시스템의 연료를 다음의 규정에 의하여 배출하도록 배출구를 갖추어야 한다.

(1) 연료가 기체에 닿지 말 것.

(2) 배기화염의 통로로 배출하지 말 것.

(d) 터빈엔진 회전익항공기의 경우 다음 사항을 충족하여야 한다.

(1) 위험한 량의 누설 연료 또는 배출구, 통기구에서의 연료 넘침 또는 다른 부픔에서의 누설 가연성 유체가 엔진 흡기 시스템에 유입되지 못하도록 하여야 한다.

(2) 공기흡입 덕트는 이륙, 착륙, 활주중 이물질이 들어가지 않도록 배치하거나 보호하여야 한다.

(a) 왕복 엔진. 피스톤엔진의 흡기시스템에는 방빙 또는 제빙의 방법이 있어야 한다. 다른 방법에 의하여 증명할 수 없는 경우는 온도 -1℃(30℉)에서 눈에 보이는 수분이 없는 대기 중에 엔진을 연속최대출력의 75%로 운전하고 다음의 규정에 적합하다는 것을 증명하여야 한다.

(1) 보통 벤튜리식 기화기를 갖춘 과급기가 없는 엔진을 장착한 회전익항공기는 32℃(90℉)의 온도상승이 가능한 예열기를 비치하여야 한다.

(2) 결빙이 생기지 않는 특성의 기화기를 갖춘 과급기가 없는 엔진을 장착한 회전익항공기는 보호된 위치에 보조공기흡입구를 갖추어야 한다. 이 보조공기흡입구로 공급되는 공기의 온도는 엔진 실린더 냉각후의 공기온도보다 낮아서는 아니 된다.

(3) 보통의 벤튜리식 기화기를 갖춘 과급기가 있는 엔진을 장착한 회전익항공기에는 49℃(120℉)의 온도상승이 가능한 예열기를 비치하여야 한다.

(4) 결빙이 잘 발생치 않는 특성의 기화기를 갖춘 과급기가 있는 엔진을 장착한 회전익항공기는 다음 (a)(1), “나”에 규정하는 온도상승의 능력이 있는 예열기를 비치하여야 한다.

(i) 38℃(100℉)

(ii) 액체식 제빙시스템을 사용하는 경우는 적어도 4℃(40℉)

(b) 터빈 엔진

(1) 터빈엔진 및 그 공기취입시스템은 아이들을 포함해서 엔진의 전 비행 동력 범위에서 작동하여야 하며 다음을 충족하여야 한다.

(i) Part 29의 부록 C에 규정하는 빙결 조건에서 엔진의 작동에 악영향을 주거나 동력에 과도한 손실을 일으키는 얼음이 엔진이나 공기흡입시스템의 구성부품에 축적되지 않아야 한다.

(ii) 눈이 보통으로 오거나 휘몰아쳐 오는 경우 회전익항공기에 대하여 설정된 한계 범위 내에서 엔진의 작동에 심각한 영향을 주지 않아야 한다.

(2) 각 터어빈 발동기는 가장 임계 조건, 온도가 -9℃와 -1℃(15℉ 와 30℉) 사이이고 평균 유효직경이 20 마이크론 이하이고 물방울 형태로 세제곱 미터 당 0.3 그램 이하의 수분을 보유하고 있는 대기에서 발동기 방빙을 위해 사용 가능한 공기 블리드를 사용하면서 30분간 지상에서 완속운전 이후 이륙 출력 또는 추력으로 순간적인 운용을 행하여야 한다. 30분간의 완속운전 동안 발동기는 주기적으로 운전을 하여 국토교통부장관이 인정하는 방법으로 출력 또는 추력을 알맞게 조절할 수 있다.

(c) 과급기가 있는 피스톤엔진. 기화기에 들어가기 전에 공기를 압축하는 과급기가 있는 엔진에는 과급에서 발생하는 온도상승이 해당고도 및 운용조건에 관해 자동적으로 사용할 수 있는 경우에는 (a)에 적합함을 증명할 때 이 과급에 의한 공기의 온도상승을 고려하여도 좋다.

배기계통

각 배기시스템은 다음에 적합하여야 한다.

(a) 다지관와 파이프의 열팽창에 대한 대책이 있어야 한다.

(b) 국부적인 열점에 대한 대책이 있어야 한다.

(c) 배기는 엔진 공기흡입구, 연료시스템 구성부품 및 배출구에 닿지 않도록 배출하여야 한다.

(d) 가연성 유체 또는 가스가 발화하기 쉬운 고온의 표면을 가진 배기시스템 부분을 통과할 때 시스템으로 누출된 가연성유체 또는 가스는 차단판을 포함한 배기시스템에 닿아 화재가 발생하지 않도록 배치하거나 차단하여야 한다.

(e) 배기는 야간에 조종사에게 눈부신 빛을 주는 위치로 배출하여서는 아니 된다.

(f) 각 터빈엔진 배기시스템은 엔진 시동 실패 후 그 시스템 중에 상당량의 연료가 고이는 장소가 있을 경우 모든 통상적인 지상 및 비행자세에서 기체에 닿지 않고 잔류연료를 방출할 수 있는 배출구를 갖추어야 한다.

(g) 각 배기열교환기는 내부파손이 될 경우 배기공의 막힘을 방지하는 대책이 있어야 한다.

(a) 배기관은 내열, 내식성 재료로 제작하고 운용온도까지 가열되어 팽창하여도 파손되지 않아야 한다.

(b) 배기관은 운용중에 받는 모든 진동, 관성력, 하중에 견디어야 한다.

(c) 상대운동을 할 우려가 있는 부분에 연결된 배기관은 유연성이어야 한다.

동력장치 제어 및 보기

(a) 동력장치의 조작장치의 위치 및 배치는 27.777의 규정에 적합하여야 하고 표시에 관해서는 27.1555의 기준에 적합하여야 한다.

(b) 유연성 동력장치 조작장치는 승인된 것이라야 한다.

(c) 조작장치는 다음과 상관없이 고정상태를 유지할 수 있어야 한다.

(1) 계속적인 주의

(2) 조작하중 또는 진동에 의하여 서서히 움직이는 경향

(d) 승무원실에 배치된 동력장치의 밸브조작장치는 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 수동 작동밸브는 확실한 스토퍼나 적절한(연료밸브에 한함) 열림 또는 닫힘의 표시를 하여야 한다.

(2) 동력작동밸브에 있어서는 밸브가 다음의 상태에 있을 때 승무원에게 그것을 알리는 장치가 있어야 한다.

(i) 완전히 열림 또는 닫힘 위치에 있을 때

(ii) 완전히 열림, 완전히 닫힘 위치 사이를 이동하고 있을 때

(e) 터빈엔진을 장착한 회전익항공기에서 안전에 필요한 어떠한 동력장치기능의 결함을 유발할지도 모르는 동력장치조종시스템내의 고장, 결함 또는 이들의 조합이 있어서는 아니 된다.

(a) 각 엔진에 대하여 별개의 출력 조작장치를 갖추어야 한다.

(b) 출력 조작장치는 모든 발동기가 다음과 같이 조작될 수 있도록 집단적으로 배치하여야 한다.

(1) 각 발동기의 단독조작

(2) 모든 발동기의 동시조작

(c) 출력 조작장치는 엔진의 제어를 확실히 또는 신속히 행할 수 있도록 하여야 한다.

(d) 출력 또는 추력의 조작장치에 연료폐지장치가 설치되어 있는 경우에는 조작장치가 불의에 폐지위치로 움직이는 것을 방지하는 대책이 있어야 한다. 이 대책은 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 완속위치에 확실히 록크 또는 정지장치가 있을 것.

(2) 조작장치를 폐지하기 위하여는 별개의 명확한 조작을 필요로 할 것.

(e) 30초 단발동기 정지(OEI) 출력 등급에 대해 승인된 회전인 항공기의 경우 30초 단발동기 정지(OEI) 출력을 자동으로 활성화 시키고 조절하는 장치 및 임의의 발동기가 회전익 항공기에 승인된 30초 단발동기 정지(OEI) 출력 등급과 관련된 장착 발동기 제한조건을 초과하지 않도록 하는 장치가 구비되어야 한다.

(a) 점화스위치를 한 곳에 집결시키거나 주 스위치를 설치하므로써 전 점화회로를 신속하게 차단할 수 있어야 한다.

(b) 각 주 점화제어장치 및 연결점화가 요구되는 점화스위치를 제외한 터빈스위치그룹은 불의의 부작동시를 대비한 대책이 있어야 한다.

혼합기조절장치를 장비한 경우에는 각 엔진마다 별개의 조작장치를 구비하고 다음에 표시하는 내용에 적합하도록 배치하여야 한다.

(a) 각 엔진의 단독조작

(b) 전 엔진의 동시작동

(a) 회전익브레이크 조작장치는 비행중에 잘못 작동되지 말아야 한다.

(b) 이륙전에 회전익브레이크가 완전히 해제되지 않는 경우에는 그 상태를 승무원에게 경고하는 장치를 설치하여야 한다.

(a) 엔진에 부착된 각 보기는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 해당 발동기에 장착이 승인된 형식일 것.

(2) 장착시 발동기상의 부착부분을 이용할 것.

(3) 발동기 오일 계통 및 보기 계통의 오염이 방지되도록 밀폐될 것.

(b) 트랜스미션의 일부인 기어박스의 구동기구를 포함하고 트랜스미션상의 모든 보기구동기구는 정해진 토크제한치를 초과하지 못하도록 토크 제한방법이 있어야 한다.

동력장치의 방화설비

(a) (b)에 규정하는 것을 제외하고 엔진이 화재를 일으켰을 때 영향을 받는 구역 내에 가연성유체가 통과하는 배관, 피팅, 기타의 구성부품은 제2종 내화성재료이상의 내화성을 가지고 있어야 한다. 단, 엔진의 일부이며 엔진에 부속된 가연성유체의 탱크와 그 지지구조는 화재로 인하여 제1종 내화성재료의 내화성을 갖지 않은 부분이 손상되어도 가연성유체가 새거나 흐르거나 하는 경우를 제외하고 제1종 내화성 재료로서 제작되거나 제1종 내화성재료로 보호되어야 한다. 구성부품은 새어나온 가연성유체가 인화하여도 보호되도록 차폐하거나 배치하여야 한다. 왕복엔진에 장비된 용량 19ℓ(20쿼터)미만의 인테그럴 오일섬프는 제1종 내화성재료로 제작하지 않아도 되며 또, 제1종 내화성재료로 차폐하지 않아도 된다.

(b) 다음에 표시하는 것은 (a)의 규정을 적용하지 않는다.

(1) 엔진 감항기준의 규정에 의하여 형식승인된 엔진의 일부로서 승인된 배관 및 피팅

(2) 가스빼기용 배관, 배출용 배관 또는 피팅이 파손되어도 화재가 발생하거나 불길을 강하게 하지 않는 가스빼기용 배관, 배출용 배관 및 피팅.

(c) 각 가연성 유체의 배출구 및 가스빼기는 흡기시스템, 공기취입구로 배출하지 말아야 한다.

(a) 각 연료탱크는 방화벽 또는 격벽에 의해 엔진과 격리되어야 한다.

(b) 가연성유체 또는 가스를 포함하는 계통의 일부를 이루는 탱크 또는 저장통은 방화벽 또는 격벽으로 발동기와 격리되어야 한다. 단, 포함된 액체계통의 설계, 탱크의 재료, 탱크지지부분의 재료폐지장치, 연결부, 배관 및 조작장치가 지정방화구역 밖에 있는 것과 동등한 안전도를 가진 경우에도 예외로 한다.

(c) 탱크와 방화벽 또는 격벽의 사이는 1.3㎝(0.5in)이상의 간격이 있어야 한다. 그러나 엔진실로부터의 열전달이 차단되는 경우에는 예외이다.

(d) 누출을 일으킬 우려가 있는 가연성액체계통의 구성부품 가까이에 흡습성재료가 있는 경우에는 이 재료가 위험량의 액체를 흡수하지 않도록 처리하거나 피복하여야 한다.

동력장치 장착품 중 일부 부품을 포함하는 부분은 가연성유체를 통기 또는 배출하는 장치가 되 있어야 한다. 배출방법은 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(a) 배출을 필요로 하는 상태에서 확실히 기능을 발휘할 것.

(b) 불길이 강할 우려가 있는 곳에 배출물이 배출되지 않도록 배치하여야 한다.

(a) 가연성유체를 엔진실로 운반하는 각 통로는 차단장치를 구비하여야 한다. 그러나 다음에 규정하는 경우는 예외로 한다.

(1) 배관이 엔진의 일부인 경우

(2) 오일탱크를 포함하는 오일계통의 모든 외부 구성품이 내화성이 있거나 발동기 화재 상태에 영향을 받지 않는 위치에 장착한.

(3) 오일계통왕복엔진을 장착한 경우에 한하여 총배기량 8.2ℓ(500in3) 미만의 엔진을 장치한 동력장치내의 엔진 오일 시스템 배관.

(b) 각 차단장치는 불의의 부작동이 안되도록 보호하여야 하며 일단 차단후 비행중에 승무원이 다시 열 수 있는 방법이 있어야 한다.

(c) 각 차단밸브 및 그 조작장치는 엔진에 화재가 발생시 생기는 화재상태로 그것을 조작할 수 없는 경우에는 엔진에서 떨어진 방화벽 반대편에 배치하여야 한다.

(a) 각 엔진은(터빈, 연소기, 터빈, 테일파이프를 포함함) 방화벽, 격벽 이외의 이와 동등한 방법에 의해 객실, 승무원실, 기체구조, 조정장치 및 회전익기구, 그리고 다음에 규정하는 부분에서 격리하여야 한다.

(1) 착륙에 필요한 부분

(2) 27.861의 규정에 의해 보호되어 있지 않은 부분

(b) 각 보조동력장치 연소가열기. 비행중에 운용되는 모든 연소장비는 방화벽, 격벽 기타 회전익항공기의 다른 부분과 격리하여야 한다.

(c) (a)와 (b)에 적합한 경우에는 통상의 비행, 자동회전비행일 때의 공기류가 화염의 전파경로에 미치는 영향을 고려하여야 한다.

(d) 방화벽 및 격벽은 엔진실에서 회전익항공기의 다른 부분에 위험량의 공기, 액체 또는 화염이 통하지 않도록 제작하여야 한다.

(e) 방화벽 및 격벽의 개구부는 모두 제1종 내화성재료의 그로미트, 부싱 또는 방화벽 피팅으로 밀봉해야 한다.

(f) 방화벽 및 보호덮개는 제1종 내화성재료로서 내부식성이어야 한다.

(a) 카울링과 엔진실 외관은 운전중에 받는 모든 진동, 관성력, 공기하중에 견디도록 제작하여야 한다.

(b) 회전익항공기가 정상의 지상자세 또는 비행자세에서 카울링 또는 엔진실 각 부분에서 완전하고 신속하게 배출할 수 있는 장치를 갖추어야 한다.

(c) 배출물은 화재의 우려가 있는 곳으로 배출하여서는 아니 된다.

(d) 카울링 및 엔진실 외관은 제2종 내화성재료이상의 내화성을 갖는 재료로 제작하여야 한다.

(e) 배기시스템 또는 배기시스템에 인접해 있어 고온에 노출될 우려가 있는 카울링 또는 엔진실 외관은 제1종 내화성재료로서 제작하여야 한다.

(f) 회전익 또는 긴급 조종장치 구성품에 해로운 손상이 아주 발생 가능하지 않은 이상 이를 방지하기 위한 개방 가능한 또는 쉽게 제거할 수 있는 패널, 발동기 덮개 또는 발동기 또는 회전익 구동계통 덮개에 대한 보유 수단이 구비되어야 한다.

발동기실에서 발생하는 열 및 화염 등에 노출되지 않는 꼬리날개면을 제외한 발동기실 부근 및 후부표면은 제2종 내화성 재료이상의 내화성을 가지고 있어야 한다.

터빈엔진을 장착한 회전익항공기는 승인된 형식의 예민한 화재탐지기를 비행중 조종실의 조종자가 용이하게 화재를 탐지할 수 있도록 엔진 실내에 적절한 수량과 적합한 위치에 설치하여야 한다.

Subpart F 장비

일반

각 장비는 다음의 규정에 의하여 장착하여야 한다.

(a) 의도된 기능을 발휘하는 종류 및 설계이어야 한다.

(b) 각각의 식별, 기능 또는 운용상의 한계 혹은 이들 요소의 적절한 결합에 대하여 표지를 하여야 한다.

(c) 장비에 규정된 한계에 따라서 장착하여야 한다.

(d) 장착한 경우 적절하게 작동하여야 한다.

필요한 비행계기 및 항법계기는 다음과 같다.

(a) 대기속도계

(b) 고도계

(c) 자기 방향지시기

필요한 동력장치계기는 다음과 같다.

(a) 온도상승 16℃(60℉) 이상의 예열능력이 있는 예열장치를 비치한 각 엔진에 대한 기화기 공기온도계

(b) 다음의 경우 실린더헤드온도계

(1) 각 공냉식 엔진

(2) 냉각 셔터(Shutter)를 가진 각 회전익항공기

(3) 냉각에서 가장 불리한 비행상태 이외의 상태에서 27.1043의 규정에 적합한 것을 증명한 각 회전익엔진

(c) 연료펌프를 사용하는 각 엔진의 연료압력계

(d) 각 연료탱크에 대한 연료유량계.

(e) 각 과급기가 있는 엔진에 대한 흡기온도계

(f) 엔진 오일시스템과 독립된 오일시스템을 가진 각 주회전익 구동 기어박스(회전익구동기에 필요한 모든 기어박스를 포함한다)내의 오일온도가 안전치를 초과할 때 이를 알려주는 오일온도 경보장치

(g) 엔진 오일시스템과 독립된 오일시스템을 가진 각 압력급유의 주회전익 구동 기어박스(회전익을 동조시키는데 필요한 모든 기어박스를 포함한다)내의 오일압력이 안전치 이하로 떨어질 때 이를 알려주는 오일압력경보장치

(h) 각 엔진에 대하여 오일압력계

(i) 각 오일탱크에 대하여 오일유량계

(j) 각 엔진에 대하여 오일온도계

(k) 각 엔진의 회전속도(r.p.m)를 지시하는 적어도 한 개의 회전계 및 다음을 지시하는 한 개 이상의 회전계

(1) 1개의 주회전익 회전속도.

(2) 주회전익 회전속도가 다른 주회전익의 회전속도와 감지할 수 있는 정도로 차이가 없는 경우 한 주회전익의 공통회전속도.

(3) 주회전익 회전속도가 다른 주회전익의 회전속도와 감지할 수 있는 정도로 차이가 있는 경우 각 주회전익의 회전속도.

(l) 1개의 엔진이 2개 이상의 탱크로부터 연료를 공급받는 경우 한 개의 저연료 경고장치. 이 장치는 아래 요건을 충족하여야 한다.

(1) 각 탱크의 연료잔량이 약 10분간 사용할 수 있는 양일 경우 승무원에게 이를 경공하여야 한다.

(2) 정상적인 연료량 지시 시스템과 독립적이어야 한다.

(m) 27.955에 대한 합치성 증명을 위하여 연료펌프의 고장 상태를 조종사에게 지시하는 장치.

(n) 각 터빈 엔진에 대하여 가스온도계.

(o) 27.1521(e)의 엔진에서 토크의 한계가 정해져 있는 경우 각 터어보샤프트 엔진의 토크를 조종사에게 지시하는 장치

(p) 각 터빈엔진에서 동력장치용 제빙시스템의 작동을 지시하는 지시기.

(q) 각 터빈엔진에서 27.997에서 요구하는 연료여과기 또는 필터에서 27.955의 규정에 정하여진 용량에 도달하기 전에 오염도를 지시하는 경보장치

(r) 각 터빈엔진에는 27.1019에서 요구되는 오일여과기 또는 필터가 바이패스를 갖지 않는 경우에는 해당여과기 또는 필터의 오염이 27.1019(a)(2)의 규정에 정하여진 용량에 도달하기 전에 조종사에게 오염이 생겼다는 것을 알려주는 경보장치

(s) 연료시스템 구성부품의 결빙폐쇄를 방지하기 위하여 선택가능하거나 제어가능한 히터가 사용되는 경우, 적절한 작동을 지시해 주는 지시기

(t) 2분 30초간의 한 엔진 부작동 정격 동력이 요구되는 회전익항공기의 경우 엔진이 2분 30초간의 한 엔진 부작동 동력 수준에 있고, 그 시간 간격이 지났을 때 조종사에게 경고하는 장치가 있어야 한다.

(u) 2분 30초간의 한 엔진 부작동 동력을 활용하는 터빈 엔진의 경우 지상 조업 요원이 활용할 수 있도록 다음과 같은 장치 또는 시스템을 갖추어야 한다.

(1) 2분 30초간의 한 엔진 부작동 수준에서 동력의 사용과 시간을 자동적으로 기록.

(2) 기록된 지료의 회복 활용 가능.

(3) 지상 정비 요원만이 재작동 가능.

(4) 시스템 또는 장치의 정상적인 작동을 확인하는 수단.

(v) 27.1337(e)에서 요구하는 침 탐지기로 강자성 물질이 탐지된 경우 이를 조종 승무원에게 알려주는 경고 또는 주의 신호 장치.

필요한 기타의 장비는 다음과 같다.

(a) 각 탑승자에게 승인된 좌석.

(b) 각 탑승자에게 승인된 안전벨트

(c) 전기회로의 주스위치

(d) 회전익항공기 운용에 전기에너지가 필요한 경우 적절한 전원

(e) 전기회로의 안전장치.

(a) 감항기술기준이 요구하는 기능을 가진 장비, 시스템 및 장착은 예상되는 모든 운용조건에서 의도된 기능을 충분히 발휘할 수 있도록 설계하고 장착하여야 한다.

(b) 다발 엔진 회전익항공기의 장비, 시스템 및 장착은 작동불량 또는 고장일 때 회전익항공기에 위험을 가져오는 일이 없도록 설계하여야 한다.

(c) 단일 엔진 회전익항공기의 장비, 시스템 및 장착은 예상되는 고장 및 결함 발생시에 회전익항공기에 위험을 최소화 하도록 설계하여야 한다.

(d) 이 절의 (a), (b) 및 (c)에 대한 합치성을 증명하는 데 27.610에 의거 회전익항공기의 낙뢰 타격에 대한 효과를 고려하여야 한다.

계기 : 장착

(a) 각 조종사가 사용하는 비행계기, 항법계기 및 동력장치계기는 조종사가 용이하게 볼 수 있도록 배치하여야 한다.

(b) 다발회전익항공기에서는 같은 종류의 동력장치계기는 그 대응하는 엔진에 대해서 혼동하는 일이 없도록 배치하여야 한다.

(c) 계기판의 진동은 계기를 파괴하고, 계기의 신뢰성을 감소시키고 또는 계기의 정밀도에 해를 가져와서는 아니 된다.

(d) 계기의 고장을 지시하는 육안지시기가 있는 경우에는 조종실의 어떤 조명 상태에서도 식별할 수 있어야 한다.

경고등, 주의등 및 기타의 지시등을 조종실에 장치하는 경우에는 국토교통부장관이 별도 승인한 경우를 제외하고 (a)에서 (d)까지의 규정에 의한다.

(a) 경고등(즉시 수정조작을 요하는 긴급상태를 표시하는 등)은 적색을 사용할 것.

(b) 주의등(수정조작을 요하는 상태를 표시하는 등)은 백색을 사용할 것.

(c) 안전한 상태를 표시하는 등을 녹색을 사용할 것.

(d) (a)에서 (c)까지의 규정에 정해진 등 이외의 등은 승무원의 판단의 잘못을 방지하기 위하여 (a)에서 (c)까지 규정하는 색과 명백히 다른 색(백색을 포함)을 사용하여야 한다.

(a) 각 대기속도계는 승인된 것이어야 하며 해당하는 전압 및 정압을 작용시켰을 때 최소의 계기오차로 참대기속도(표준대기 해면상)를 지시하도록 교정하여야 한다.

(b) 대기속도시스템은 18㎞/h(10kt) 이상의 전진비행상태에서 교정하여야 한다.

(c) 대기속도계는 표준대기해면상에서 이륙상승속도의 80% 이상의 전진속도에서 다음 (a)(1)또는 “나”보다 작은 허용장착오차로 진대기속도를 지시하여야 한다.

(1) 교정대기속도의 ±3%

(2) 9㎞/h(5kt)

정압연결부를 가진 각 계기는 회전익항공기의 속도, 창문의 개폐, 공기류의 변동, 수분 또는 기타의 물질이 정밀도에 큰 영향을 주지 않도록 외기와 통하여야 한다.

(a) 정압연결부를 가진 각 계기는 회전익항공기의 속도, 창의 개폐, 공기 흐름의 변동 및 습기 또는 다른 외부 물질이 그 정확도를 심각하게 영향을 주지 않도록 적절한 배관에 의하여 외기와 통하여야 한다.

(b) 각 정압구는 정압계통에서의 대기압과 주변 대기의 정압 사이의 상호관계가 회전익 항공기가 결빙조건에 마주쳤을 때에도 변하지 않도록 설계되고 배치되어야 한다. 방빙 장치 또는 대체 정압계통이 이 요구사항에 대한 적합성 증명 시 사용될 수도 있다. 만약 대체 정압계통 작동시의 고도계 시도가 주 정압 계통 작동시 고도계 시도와 15 m(50 ft) 이상 차이가 날 경우 대체 정압계통에 대한 수정표를 구비하여야 한다.

(c) 이 절의 (d)항에서 기술한 내용을 제외하고 정압계통이 주 및 대체 정압원을 장착한 경우 어느 하나를 선택할 수 있는 장치는 다음에 적합하게 설계되어야 한다.

(1) 어느 하나의 공급원을 선택하였을 때 다른 것은 폐쇄되어야 한다.

(2) 동시에 두개가 다 폐쇄되어서는 안 된다.

(d) 비여압식 회전익 항공기의 경우 어느 하나의 공급원이 선택되고 정압계통의 눈금이 다른 정압원의 개방 또는 폐쇄에 따라 변하지 않음이 증명될 수 있는 경우 이 절의 (c)(1)은 적용되지 않는다.

(a) 이 절의 (b)항에서 제시된 경우를 제외하고 다음과 같아야 한다.

(1) 각 자기방향지시기는 그 정밀도가 기체의 진동 또는 자장에 의해 과도하게 영향을 받지 않아야 한다.

(2) 자차를 수정한 자기방향지시기는 어떠한 방향에서도 수평비행에서 자차 ±10°이하이어야 한다.

(b) 수평비행에서 10도 이상의 편차를 갖지 않는 자기 안정식 방향지시기 또는 자이로스코우프형 방향지시기를 장착한 경우 비안전성 자기방향지시기는 전기가열식 바람막이에 사용되는 전원의 작동으로 인하여 10도 이상 벗어날 수가 있다. 비안전성 자기방향지시기의 편차가 10도 이상일 경우 27.1547(e)에 의거 이에 대한 설명 표지판을 부착하여야 한다.

(a) 각 자동조종계통은 다음의 규정에 적합하도록 설계되어야 한다.

(1) 한 명의 조종사가 충분한 힘을 가하면 회전익 항공기 조종이 가능 하여야한다.

(2) 회전익항공기의 조종을 저해하지 않도록 조종사가 조속하고 확실하게 분리할 수 있어야 한다.

(b) 자동통기장치가 장치되어 있지 않은 경우 각 자동조종장치계통에는 구동장치와 그것이 구동하고 있는 조종계통과의 관계를 조종사에게 표시하는 장치를 갖추어야 한다.

(c) 자동조종장치계통의 조작을 위한 수동조종 장치는 조종사가 용이하게 조종할 수 있어야 한다.

(d) 자동조종장치계통은 수정조작이 적당한 시간 내에 시작되는 경우 정상의 운용중 혹은 고장이 발생하는 경우 어떠한 비행상태에서도 조종사가 조정가능 범위 내에서 회전익항공기에 위험한 하중을 주거나 비행경로에 위험한 편위를 주는 일이 없도록 설계하고 조종하여야 한다.

(e) 만약 자동조종장치가 보조 조종장치로 부터의 신호를 통합하거나 또는 다른 장비의 운용을 위해 신호를 제공한다면 부주의한 작동을 방지하기 위해 확실한 내부 고정 및 작동 순서가 마련되어야 한다.

(f) 만약 자동조종계통이 항공기에 탑재된 항법 장비와 연동될 수 있다면 조종사에게 현재 운용 상태를 알려 주는 장치가 구비되어 있어야 한다. 선택 스위치 위치는 지시 장치로서 바람직하지 않다.

비행지시 시스템이 장착되는 경우 현재 운용상태를 비행 승무원에게 알려주는 수단이 구비되어야 한다. 선택 스위치의 위치는 지시 수단으로 적합지 않다.

(a) 계기 및 계기배관

(1) 각 동력장치 계기배관은 27.961 및 27.993의 규정에 적합하여야 한다.

(2) 가압된 가연성 유체를 포함하는 계기배관은 다음에 적합하여야 한다.

(i) 배관이 고장일 때 과량의 유체의 유출을 막기 위하여 압력원에 제한구명 또는 기타의 안전장치를 설치하여야 한다.

(ii) 유체의 유출에 의해 위험이 발생치 않도록 설치하고 배치하여야 한다.

(3) 가연성 유체를 사용하는 각 동력장치계기는 유체의 유출에 의해 위험이 발생치 않도록 설치하고 배치하여야 한다.

(b) 연료유량계. 연료유량계는 비행중 각 탱크의 연료의 양을 비행승무원에게 명확하게 지시하도록 장착하여야 한다. 또 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 각 연료유량계는 연료탱크내에 남은 유량이 27.959에 규정하는 사용 불가능량이 되었을 때 수평비행에서 영을 지시하여야 한다.

(2) 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.

(3) 노출된 지시기는 손상의 우려가 없도록 보호하여야 한다.

(c) 연료유량계시스템. 연료유량계시스템을 장비하는 경우 각 계량부분의 작동불량으로 인하여 현저히 연료의 흐름을 방해할 때 연료를 우회시키는 장치를 갖추어야 한다.

(d) 오일유량계. 각 탱크내의 양을 지시하는 장치를 갖추어야 한다.

(1) 각 탱크 내에서(각 탱크에 주입하는 동안의 표시를 포함)

(2) 비행중 오일 이송 시스템 또는 오일 보충 공급 시스템이 있는 경우.

(e) 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 다음과 같아야 한다.

(1) 27.1305(v)에서 요구하는 지시기에 신호를 제공하도록 설계되어야 하며 비행 중 각 검출기 전기 회로 및 신호를 승무원이 점검할 수 있는 장치가 구비되어야 한다.

(2) [예비]

전기계통 및 장비

(a) 전기시스템의 용량. 각 전기시스템은 필요한 용도에 충분한 것이어야 한다. 또한 다음의 규정에서와 같이 설계된 것이어야 한다.

(1) 전기시스템의 전원, 송전용 전선 및 관련된 조작 그리고 안전한 운항에 필수적인 각 부하회로에 적합한 전압으로 소요의 전력을 공급하여야 한다.

(2) (a)(1)의 규정에서의 적합성은 적절히 조립한 상태와 시간에 대하여 전기시스템에 작용하는 전기부하를 해석하거나, 전기측정에 의해서 증명하여야 한다.

(b) 기능. 각 전기시스템은 다음의 규정과 같이 설계된 것이어야 한다.

(1) 각 전기시스템을 설치하였을 때

(i) 그 자체의 조작방법 및 회전익항공기의 다른 부분에 미치는 영향이 위험한 것이어서는 아니 된다. 또한

(ii) 연료, 윤활유, 물, 기타 해로운 물질 및 기계적 손상에 대해서 보호되어야 한다.

(2) 전원은 결합된 작동 혹은 단독으로 작동하는 경우에도 적절히 작동하여야 한다.

(3) 전원의 고장 혹은 부작동시에 다른 전원이 안전한 운항에 필요한 부하회로에 전력을 공급하는 것을 방해하여서는 아니 된다.

(4) 각 전원제어장치는 각 전원을 독립하여 작동할 수 있도록 설계하여야 한다.

(c) 발전기시스템. 안전한 운항에 필수적인 부하회로에 전력을 공급하는 경우에는 적어도 1개의 발전기를 구비하여야 한다. 또한 다음의 규정과 같이 설계된 것이어야 한다.

(1) 각 발전기는 정격출력을 연속적으로 공급하는 것이어야 한다.

(2) 전압조정장치는 발전기의 출력전압을 정격범위 내에서 조절할 수 있는 것이어야 한다.

(3) 각 발전기에는 발전기를 손상시키는 역전류가 흐르는 경우에 축전지 및 다른 발전기로부터 발전기를 차단하는 역전류차단장치를 갖추어야 한다.

(4) 각 발전기에는 발전기가 과전압상태로 되는 경우에 전기시스템 혹은 전기시스템에 접속한 장비에 손상을 주지 않도록 설계하여야 하며 또한 과전압제어장치를 갖추어야 한다.

(d) 계기. 전기시스템의 안전한 운용에 필수적인 수치를 담당승무원에게 지시하는 장치를 갖추어야 한다.

(1) 직류시스템인 경우에는 각 발전기로부터의 배전선에 차단, 접속되는 1개의 전류계가 있어야 하며

(2) 발전기가 1대인 경우에 전류계는 축전지로부터의 배전선에 설치하여도 무방하다.

(e) 외부 전원. 회전익 항공기에 외부 전원을 연결하는 장치가 있고 외부전원이 발동기 시동 이외에 장비에 전기적으로 연결될 수 있다면 역극성 또는 역 위상 순서를 가진 외부 전원 공급원이 회전익 항공기의 전기 계통에 전원을 공급할 수 없도록 하는 장치가 구비되어야 한다.

(a) 축전지는 다음과 같은 규정에 따라 설계하고 장착하여야 한다.

(b) 모든 충전 및 방전상태에서 전해액의 온도 및 축전지 내압은 안전치로 보존되어야 한다. 축전지는 완전방전 후 다음의 상태에서 재충전하는 경우 전해액의 온도는 조절불능에 도달하기까지 상승해서는 아니 된다.

(1) 최대조종 전압상태

(2) 최장시간의 비행상태

(3) 운용중에 생길 수 있는 가장 불리한 냉각상태

(c) (b)의 적합성은 시험에 의해서 증명되어야 하지만 유사한 축전지 및 장착상태에서 전해액의 온도 및 축전지 내압을 안전치로 유지하며, 안전상 아무런 문제가 되지 않는다는 것이 운용상의 경험에 의해서 증명되는 경우에는 시험은 필요치 않다.

(d) 정상 운용중에 충전시스템 혹은 축전지장치의 작동불량으로 인한 결과 축전지에서 방출되는 폭발성 기체 혹은 유해기체가 위험을 초래할 정도의 양이 비행기내에 축적되는 일이 있어서는 아니 된다.

(e) 축전지로부터 방출 혹은 유출되는 부식성의 유체가 그 주위의 비행기구조 혹은 그 부근의 중요한 기기를 손상시키는 일이 있어서는 아니 된다.

(f) 엔진시동이나 지상장비로 사용할 수 있는 각각의 니켈-카드뮴 축전지 장착은 축전지나 각각의 셀의 합선으로 인하여 생성되는 축전지의 최대 과열량이 구조 또는 중요한 시스템에 위험한 영향을 미치지 않도록 하는 설비가 있어야 한다.

(g) 엔진시동이나 지상장비로 사용할 수 있는 니켈-카드뮴 축전지의 장착은 다음의 사항을 갖추어야 한다.

(1) 축전지의 과열을 방지하기 위하여 자동적으로 축전지의 충전량이 조절되는 시스템

(2) 온도초과로 인하여 축전지를 충전근원으로부터 연결을 끊기 위한 축전지 온도감지와 초과온도 경고시스템

(3) 축전지의 부작동으로 인하여 축전지를 충전근원으로부터 연결을 끊기 위한 축전지 부작동 감지와 경고시스템

(a) 다음의 전기회로를 제외한 각 회로에는 퓨우즈 혹은 회로차단기와 같은 안전장치를 갖추어야 한다.

(1) 시동전동기의 주회로

(2) 안전장치를 갖추지 않아도 고장이 없는 회로

(b) 안전한 비행에 필수적인 회로에 대한 보호장치는 기타의 회로를 보호하는데 사용해서는 아니 된다.

(c) 재접속 가능한 각 안전장치 트립프리형이라고 부르며 트립기구는 조작해서 작동할 수 없는 것이다]는 다음과 같이 설계하여야 한다.

(1) 트립한 후 사용가능하도록 하기 위해서는 수동으로 하여야 한다.

(2) 과부하 혹은 회로고장상태인 경우에는 그 작동위치에 관계없이 다시 트립하여야 한다.

(d) 회로차단기의 리세트 혹은 퓨우즈의 교환이 비행안전에 필수적인 경우에는 이같은 회로차단기 혹은 퓨즈는 비행중 신속하게 리세트 혹은 교환할 수 있도록 배치하여야 하고 표시하여야 한다.

(e) 퓨우즈를 사용하는 경우에는 정격마다 1개 혹은 정격마다 사용갯수의 반수 이상의 예비 퓨우즈를 비행중에 사용할 수 있도록 비치하여야 한다.

(a) 주 스위치는 주 모선에서 전원을 쉽게 차단할 수 있도록 배치하여야 한다. 차단하는 곳은 스위치로 조작하여 전원에서 가까운 곳에 있어야 한다.

(b) 부하회로는 보호장치로 보호하여야 하며 보호장치는 정격 5암페어 이하이어야 하며 전원에 가까운 곳에 있는 경우는 주 스위치가 열린 후에도 이 부하회로는 끊어지지 않도록 배선하여도 무방하다.

(c) 주 스위치 혹은 이것의 조작장치는 비행중에 승무원이 쉽게 식별하고 조작할 수 있도록 장착하여야 한다.

(a) 전선은 충분한 용량을 갖는 것이어야 한다.

(b) 회로의 과부하 혹은 고장시에 과열하는 전선은 제3종 이상의 내화성이어야 한다. 또한 위험량의 유독기체를 방출하는 것이어서는 아니 된다.

(c) 회전익항공기에 장착된 전기선 및 케이블의 절연은 이 기술기준의 Part 25의 부록 F, part I(a)(3)에 의거하여 시험을 받을 경우 자가 차단이 되어야 한다.

(a) 스위치는 정격전류가 흐르도록 된 것이어야 한다.

(b) 스위치는 담당승무원에 가까운 곳에 있어야 한다.

(c) 스위치에는 조작법 및 제어회로에 대한 표지를 하여야 한다.

등

계기등은

(a) 각 계기, 스위치 및 기타 장치를 쉽게 읽을 수 있도록 조명하여야 한다.

(b) 한편

(1) 직사광이 조종사의 눈에 들어가지 않도록 하고

(2) 유해한 반사광선이 조종사에게 보이지 않도록 장착하여야 한다.

(a) 착륙등 혹은 제자리비행등은 승인된 규격에 따라 정해진 것이어야 한다.

(b) 착륙등의 장착은 다음의 규정에 따라야 한다.

(1) 조종사에게 유해한 빛이 보여서는 아니 된다.

(2) 조종사는 흐림 상태로 인하여 중대한 영향을 받지 않도록 하여야 한다.

(3) 제자리비행 및 착륙을 포함한 야간운용에 충분한 조명을 줄 수 있어야 한다.

(c) 다음의 경우에는 적어도 1개의 독립된 스위치를 갖추어야 한다.

(1) 떨어져 장착된 각 착륙등

(2) 공통장소에 장착된 착륙등의 각 그룹

(a) 일반. 위치표지등 시스템의 각 부분은 이절의 규정을 충족하여야 하며 각 시스템을 전체로 취급하는 경우에는 27.1387에서 27.1397까지의 규정에 따라야 한다.

(b) 전방항공등. 전방항공등은 좌우방향에 가능한 한 떨어져서 회전익항공기의 전방에 부착한 한 개의 적색등과 한 개의 녹색등으로 구성되며 회전익항공기가 정상비행 자세에서 적색등은 왼쪽에, 녹색등은 오른쪽에 장착하여야 한다. 각 등은 승인된 규격에 의한 것이어야 한다.

(c) 후방항공등. 후방항공등은 가능한 한 후방에 장착한 한 개의 백색등이어야 하며 각 등은 승인된 규격에 의한 것이어야 한다.

(d) 회로. 두 개의 전방항공등과 한 개의 후방항공등은 하나의 회로를 구성하여야 한다.

(e) 등덮개 및 색필터. 등덮개 및 색필터는 제3종이상의 내화성 재료로 된 것이어야 하고 색 또는 형상이 변하지 않아야 한다. 또한 정상적인 사용에서 빛의 투과율이 저하되지 않도록 만들어진 것이어야 한다.

(a) (e)에 규정된 경우를 제외하고 각 전방 및 후방항공등은 장착된 상태에 있어 이절이 규정하는 2면각 내에서 부동광을 발광시켜야 한다.

(b) 2면각L(왼쪽)이란 회전익항공기의 기축에 따라 전방을 볼 때 기축에 평행한 수직면과 이것보다 왼쪽으로 110°인 각을 만드는 수직면으로 형성하는 공간을 말한다.

(c) 2면각 R(오른쪽)이란 회전익항공기의 기축에 따라 전방을 볼 때 기축에 평행한 수직면과 이것보다 오른쪽으로 110°인 각을 만드는 수직면으로 형성하는 공간을 말한다.

(d) 2면각 A(뒤)란 회전익항공기의 기축에 따라 후방을 볼 때 기축을 포함한 수직면에 대해서 좌우에 각각 70°인 각을 이루고 기축상에서 교차하는 두 개의 수직면이 형성하는 공간을 말한다.

(e) 후방항공등을 27.1385(c)에 따라 가능한 후방에 장착하였을 때 부동광이 2면각 A내에서(27.1385(d)에서 규정한) 빛을 발하지 못하는 경우에는 입체각으로 합계해서 0.04 스테라디안 이하의 시야방해는 허용한다. 단 이 같은 입체각은 정점이 후방항공등의 위치에 있고 모선이 후방항공등을 지나는 수직선과 30°가 되는 원추의 중앙에 있어야 한다.

(a) 일반. 이 장에서 규정하는 광도는 모든 등덮개와 색필터를 붙인 신품인 항공등에서 얻어지는 광도를 말한다. 이 광도는 회전익항공기의 정상 작동전압에서 광원의 평균발광출력이 동일한 정상치에서 광원을 점등해서 결정하여야 한다. 항공등의 배광과 광도는 (b)의 규정에 적합하여야 한다.

(b) 전방 및 후방항공등. 전방 및 후방항공등의 배광과 광도는 수평면내의 최소광도, 어느 수직면에서도 최소광도 및 2면각 L, R 및 A내의 중복광의 최대광도로서 나타내어야 하고, 또한 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 수평면내의 광도. 수평면내의 광도는 27.1391에 제시된 수치이상이어야 한다.

(2) 수직면내의 광도. 수직면내의 광도로 27.1393에 제시된 수치이상이어야 한다. 여기서 I는 수평면내에서 대응하는 각도에 대하여 27.1391에 제시된 최소광도이다.

(3) 인접신호간의 빛의 중복. 인접신호간의 중복광도는 27.1395에 제시된 수치를 넘어서는 아니 된다. 단, 중복광도가 주신호광도의 명료도를 방해하지 않는 경우 27.1391 및 27.1393에 제시된 최소치보다 충분히 큰 주신호광도를 사용하는 경우에 규정이상의 중복광도를 인정할 수 있다. 전방항공등의 최대광도가 100캔들보다 큰 경우에는 이들 사이의 최대중복광도는 다음의 경우에 대하여 27.1395의 수치를 초과하여도 무방하다. 즉 구역A내에서 중복광도가 주 신호광도의 10%이하인 경우와 구역 B내에서 중복광도가 주 신호 최대광도의 2.5%이하인 경우

각 항공등의 광도는 다음의 표에 제시된 수치이상이어야 한다.

2면각 | 전방으로 향해 세로축의 오른쪽 혹은 왼쪽의 각도 | 광도(칸델라)

L 및 R | 0°에서 10°까지 | 40 30 5

10°에서 20°까지

20°에서 110°까지

A | 110°에서 180°까지 | 20

각 항공등의 광도는 다음의 표에 제시된 수직이상이어야 한다.

수평면에서 위 또는 아래의 각도 | 광 도

0° | 1.00L

0°에서 5°까지 | 0.90L

5°에서 10°까지 | 0.80L

10°에서 15°까지 | 0.70L

15°에서 20°까지 | 0.50L

20°에서 30°까지 | 0.30L

30°에서 40°까지 | 0.10L

40°에서 50°까지 | 0.05L

각 항공등의 광도는 다음의 표에 제시된 수치 이상이어야 한다. 단, 27.1389(b)(3)의 규정에 따르는 경우는 제외된다.

중 복 | 최대광도(칸델라)

구역(A) | 구역(B)

2면각 L내의 녹색 | 10 | 1

2면각 R내의 녹색 | 10 | 1

2면각 A내의 녹색 | 5 | 1

2면각 A내의 적색 | 5 | 1

2면각 L내의 후방백색 | 5 | 1

2면각 R내의 후방백색 | 5 | 1

(a) 표에서 구역A란 광원을 포함하는 수직면으로 경계면과 만드는 각이 10°이상 20°이하에 포함되는 인접 2면각내의 부분을 말한다.

(b) 표에서 구역B란 광원을 포함하는 수직면으로 경계면과 만드는 각이 20°이상인 것을 포함하는 인접2면각내의 부분을 말한다.

항공등의 색은 다음과 같이 국제조명위원회의 색도좌표를 가져야 한다.

(a) 항공적 --

y ≦ 0.335

z ≦ 0.002

(b) 항공녹. x ≦ 0.440-0.320y

x ≦ y-0.170

y ≧ 0.390-0.170x

(c) 항공백.

y ≧ (x - 0.040) 혹은 ( - 0.010) 중에서

작은 수치 y ≦ (x + 0.020) 및 (0.636 - 0.400x)

이 경우 y는 해당 x의 수치에 대응하는 흑체복사(Planckian Radiator)의 y좌표이다.

(a) 수상에서 운용하는 회전익항공기에 정박등을 장착하는 경우에는 다음의 규정에 따라야 한다.

(1) 야간에 맑은 대기상태에서 적어도 3.5㎞(2nm)의 먼 곳에서 백색광을 확인할 수 있어야 한다.

(2) 회전익항공기가 물 위에 체류하거나 표류하는 경우에는 최대 가능한 부동광을 발할 수 있게 장착하여야 한다.

(b) 정박등은 외부에 매어다는 등이라도 무방하다.

(a) 일반. 야간 운용에 대한 증명이 요구되는 경우 회전익항공기는 다음 조건을 충족하는 충돌방지등 시스템을 갖추어야 한다.

(1) 승인된 규격에 의한 한 개 이상의 충돌방지등으로 구성되고 방사되는 빛은 승무원의 시계를 방해하지 않아야 하며 또한 항공등의 손상하는 것이어서는 아니 된다.

(2) (b)에서 (f)까지의 규정에 따라야 한다.

(b) 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 0.5스테라디언이하의 시각 장해는 허용할 수 있다.

(c) 섬광특성. 충돌방지등 시스템의 광원의 수, 빛의 폭, 회전속도 등의 특성을 고려한 시스템의 장착은 매분 40이상 100이하의 유효섬광횟수를 생기게 하여야 한다. 유효섬광횟수는 회전익항공기의 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.

(d) 색. 충돌방지등의 색은 27.1397에 규정한 항공적이어야 한다.

(e) 광도. 모든 수직면내에서의 최소광도는 유효광도로 나타내는 경우 (f)에 적합하여야 한다.(적색 필터를 사용한 것에 대해서는 적색 필터를 사용한 상태로 측정할 것) 유효광도를 결정하는 데는 다음의 식을 사용하여야 한다.

단, Ie = 유효광도(칸델라)

I(t) = 시간의 함수인 순간광도

= 섬광시간간격(초)

일반적으로 유효광도의 최대치는 유효광도가 및 에서의 순간광도와 같아지도록 및 을 선택하는 경우 얻어진다.

(f) 충돌방지등의 최소 유효광도. 충돌방지등의 유효광도는 다음표의 수치이상이어야 한다.

수평면에서 위 또는 아래의 각도 | 유효광도 (칸델라)

0°에서 5°까지 | 150

5°에서 10°까지 | 90

10°에서 20°까지 | 30

20°에서 30°까지 | 15

안전장비

(a) 조명탄, 구명자동방출장치, 기타 승무원이 비상시에 조작하여야 할 안전장비는 쉽게 근접할 수 있는 것이어야 한다.

(b) 필요 안전장비을 보호하기 위하여 다음의 규정에 적합한 비치설비를 갖추어야 한다.

(1) 장비에 직접 접근할 수 있고 그 위치가 보이는 곳이어야 한다.

(2) 안전장비을 27.561에 규정한 관성하중을 받아 생길 수 있는 손상으로부터 보호될 수 있는 것이어야 한다.

안전띠의 결속장치는 금속제여야 한다.

(a) 운항에 관한 규정에 의해서 요구되는 비상부상장치 및 비상신호장치는 이 규정에 따라야 한다.

(b) 구명대 및 구명구는 승인된 형식의 것이어야 한다. 또한 승무원 및 승객이 쉽게 사용할 수 있는 장비이어야 한다. 구명구의 격납설비는 비상착수에서의 증명된 필요한 구명구를 각 탑승자에게 하나씩 보관할 수 있는 것이어야 한다.

(c) 자동적으로 혹은 조종사에 의해서 회전익항공기로부터 방출되는 구명대는 구명줄로 회전익항공기의 부근에 매어 두어야 한다. 구명줄의 강도는 빈 구명대가 침몰하기 전에 끊어질 수 있는 것이어야 한다.

(d) 신호장치는 그 조작방법에 위험이 없어야 하며 취급하기에 쉬운 위치에 비치하여야 한다.

(a) 회전익항공기 구성품들에 대한 결빙방지 장치가 적절하다는 것을 입증하기 위하여 여러 가지 회전익항공기 운용 형태를 고려한 해석을 수행하여야 한다.

(b) 회전익 항공기 고도 범위 내에서 이 part 29의 부록 C에 따라 결정된 계속적인 그리고 간헐적인 최대 결빙조건에서 회전익 항공기가 안전하게 운용할 수 있음을 실증하여야 한다. 회전익 항공기의 다양한 구성품에 대한 결빙방지 계통의 적절성을 입증하기 위해 회전익 항공기 운용 요구사항에 근거한 분석을 수행하여야 한다.

(c) 결빙방지에 대한 해석을 확인하고 결빙으로 인한 비정상적인 상태를 점검하며 결빙방지시스템과 그 구성품들이 효과적이라는 것을 실증하기 위해 회전익항공기와 그 구성품들은 여러 가지 비행 형태와 측정된 자연 대기에서의 결빙조건 및 필요한 경우 다음의 하나 또는 그 이상의 방법에 따라 비행시험을 받아야 한다.

(1) 구성품 또는 구성품의 모형에 대한 실험실 건조공기시험이나 모사 결빙시험 또는 양 시험 모두 수행.

(2) 전체 결빙방지 시스템 또는 각개 구성품에 대한 건조공기에서의 비행 시험

(3) 측정된 모사 결빙 상태에서의 회전익항공기 또는 구성품에 대한 비행시험

(d) 방빙장치 또는 제빙장치가 정상적으로 작동하지 않을 때 이를 승무원에게 알리는 호박색의 경고등 또는 이와 동등한 경고장치를 갖추어야 한다.

(e) 회전익 항공기의 중요 부품에서의 결빙 생성을 확인하고 알려 주는 장치가 구비되어 있어야 한다. 달리 제한되어 있지 않다면 주간 운용뿐만 아니라 야간 운용 시에도 사용가능하여야 한다. 회전익 항공기 비행 교범은 결빙 생성을 확인하는 장치를 기술하여야 하고 결빙조건에서 회전익 항공기의 안전한 운용에 필요한 정보를 포함하여야 한다.

(a) 설계. 각 유압시스템 및 이 구성부분은 항복점을 넘지 않고 가해질 것으로 예상되는 하중에 견디도록 설계하여야 한다.

(b) 내압시험. 각 유압시스템은 내압시험을 행하여야 한다. 내압시험의 결과 유압시스템의 어떤 부분에도 손상, 작동불량 혹은 영구변형을 일으켜서는 아니 된다. 내압시험 압력은 어느 부분에 대해서도 시스템의 최대운용압력의 1.5배로 한다.

(c) 축압기. 축압기 및 가압되는 작동유 탱크는 방화벽의 엔진축에 장착해서는 아니 된다. 다만, 이것이 엔진의 한 부분을 구성하는 경우는 예외로 한다.

(a) 운항규정에 의해 요구되는 조종실 음성기록장치는 승인을 받아야 하며 다음 사항들을 기록할 수 있어야 한다.

(1) 회전익항공기내에서 무선을 통해 송신 또는 수신하는 육성 통신

(2) 조종실에서 이루어지는 비행 승무원들의 육성 통신

(3) 비행 승무원들이 조종실에서 회전익항공기 인터폰 시스템을 이용한 육성 통신

(4) 헤드셋이나 스피커를 통해 들려오는 항법 또는 착륙보조에 관한 육성이나 음성신호

(5) (c)(4)(ii)항의 요건에 따라 4번째 채널이 이용 가능할 때 객실 확성기를 이용한 조종실 승무원의 육성통신

(b) (a)(2)항의 요구사항은 충족하기 위해서는

(1) 제1 조종석과 제2 조종석에서 발생하는 음성통신과 다른 조종실 승무원의 음성 통신을 기록하는데 가장 좋은 위치에 배치한 조종실용 지역마이크를 갖추어야 한다.

(2) 조종실 내에 잡음이나 반향이 있는 경우 기록된 통신의 충실도가 가급적 크도록 해야 하고, 기록된 가청음과 듣고 인지할 수 있는 반향은 충실도를 평가할 수 있도록 마이크의 위치를 정해야 한다. 필요한 경우 기록장치의 프리앰프 및 필터를 조절하고 추가하기도 해야 한다.

(c) (a)항에 규정된 통신 또는 신호음은 다음 각 신호원이 분리된 채널에 기록되도록 각 조종실 음성 기록장치를 장착하여야 한다.

(1) 제1채널 : 주조종사석에서 사용하는 마이크, 헤드셋 또는 스피커로부터의 음원

(2) 제2채널 : 부조종사석에서 사용하는 마이크, 헤드셋 또는 스피커로부터의 음원

(3) 제3채널 : 조종실 장비의 마이크로부터의 음원

(4) 제4채널 : 상기 이외에 다음과 같은 음원을 포함하여야 한다.

(i) 제3 승무원석과 제4승무원석에서 사용하는 마이크, 헤드셋 또는 스피커로부터의 원음

(ii) (c)(4)(i)항의 장소가 요구되지 않은 경우 또는 이 장소로부터의 신호를 다른 채널에서 기록할 수 있고 객실 확성기의 음성이 다른 채널에서 기록하지 않을 때는 객실 확성기가 사용되는 장소의 마이크로부터의 음원

(iii) 인터폰, 기내 방송 시스템 또는 라디오 수신기가 사용되고 있을 때만 승무원의 사이드톤이 발생하도록 설계하여야 한다.

(d) 조종실 음성 기록장치는 다음과 같이 장착하여야 한다.

(1) 필수 또는 비상용부하에 전력 공급을 방해하지 않고 조종실 음성 기록장치의 작동에서 최고 신뢰성 있는 버스로부터 조종실 음성 기록장치의 음원을 취하여야 한다.

(2) 충돌 충격을 받은 후 10분 이내에 음성 기록장치를 정지하고 동시에 각 기록 제거 기능을 방지할 수 있는 자동 장치를 갖추어야 한다.

(3) 음성 기록장치의 작동이 정상적이다라는 것을 비행 전에 점검하기 위하여 가청 또는 가시의 장치를 갖추어야 한다.

(e) 기록부 탑재상자는 충돌 충격 또는 화재에 의한 열 손상을 최소로 하는 위치에 설치하여야 한다. 이 요구에 적합하기 위해서는 기록부 탑재상자를 가능한 한 후방에 장착하여야 한다. 충돌에 의한 기록부 탑재상자가 파괴될 염려가 있는 후방 엔진의 구조에 대해서는 후방에 설치하지 않는다. 장착 위치는 여압실 이외일 필요는 없다.

(f) 조종실 음성 기록장치에 기록 제거장치가 있는 경우에는 오동작과 충돌로 인한 충격시 기록 제거장치가 작동될 가능성을 최소화하여야 한다.

(g) 각 기록부 탑재상자는 밝은 주황색 또는 밝은 노란색일 것

(a) 운항규정에 의해 요구되는 조종실 음성기록장치는 승인을 받아야 하며 다음 사항들을 기록할 수 있어야 한다.

(1) 27.1323항, 27.1325항 및 27.1327항 가운데 적당한 것에 규정된 정도를 갖고 신호음으로부터 얻어진 대기속도, 고도 및 방향의 데이터가 공급되고 있어야 한다.

(2) 수직 가속도 센서는 강체가 되도록 장착되고 종축으로 회전익항공기의 증명된 중심위치 범위에 있든지 회전익항공기의 평균공력코드의 25%를 넘지 않는 범위의 전후거리에 위치시켜야 한다.

(3) 필수 또는 비상용부하에의 전력 공급을 방해하지 않고 비행 기록장치의 작동에서 최고 신뢰성이 있는 버스로부터 비행 기록장치의 전원을 얻어야 한다.

(4) 비행 기록 매체의 정상적인 작동을 비행 전 점검 가능한 청각 또는 시각적인 장치를 갖추어야 한다.

(5) 엔진구동 발전기 시스템만으로 비행 기록장치에 전력이 공급되고 있는 경우를 제외하고 파괴 후 10분 이내에 기록 제거기능이 있는 기록장치를 정지하고 동시에 기록 제거기능이 작동하는 것을 방지하는 자동 장치를 장착하여야 한다.

(b) 충돌 충격에 의한 기록부 탑재상자의 파괴 및 화재에 의한 기록의 파손 가능성을 최소로 하기 위하여 각 비 방출식 기록부 탑재상자의 위치를 정해서 장착하여야 한다. 이 기준에 적합하기 위하여서는 기록부 탑재상자는 가능한 후방에 위치하여야 한다. 그러나 여압실보다 후방에 둘 필요는 없다. 또한 충격에 의한 기록부 탑재상자가 파괴될 우려가 있는 후방엔진 구조에 대해서는 그렇게 위치할 필요는 없다.

(c) 대기속도, 고도 및 방위에 대한 비행 기록장치의 판독과 대응된 정 조종사용 계기의 판독(교정계수를 고려하여야 한다)과의 상관관계를 정해 놓아야 한다. 상관관계는 회전익항공기를 운용하는 대기속도 범위, 제한고도 범위 및 360°내의 방위 등을 포함하여 고려하여야 한다. 또한 상관관계는 지상에서도 각각 제정되어야 한다.

(d) 각 기록부 탑재상자는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 밝은 주황색 혹은 밝은 노란색일 것

(2) 수중에서 그 위치를 식별하기 쉽도록 반사테이프를 외면에 붙일 것

(3) 운항 상 요구되는 경우에는 기록장치의 수중에서의 위치를 지시하는 장치를 탑재상자 위 또는 그 부근에 충돌 충격시에 분리되지 않도록 장착할 것

(a) 고속 회전체를 포함하는 장비는 (b), (c) 또는 (d)의 규정에 적합하여야 한다.

(b) 장비중의 고속 회전체는 기능불량, 진동, 이상속도 및 이상온도에 의한 손상에 대해서 견디는 것이어야 한다. 또한 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 보조회전체의 케이스는 고속회전체의 깃의 고장으로 인하여 받는 손상에 대해서 견디는 것이어야 한다.

(2) 장비의 제어장치시스템 및 계기표시는 고속회전체가 사용 중에 운용한계를 넘어서 완전히 기능을 상실하는 일이 없도록 합리적인 보증을 하는 것이어야 한다.

(c) 고속회전체를 포함한 장비는 보통의 속도제어장치가 부착 동시에 최고속도에서 일어나는 고속회전체의 여하한 고장에서도 견딜 수 있다는 것을 시험에 의해서 증명하여야 한다.

(d) 고속회전체를 포함한 장비는 회전체의 고장으로 탑승자에게 위험을 주거나 안전비행에 나쁜 영향을 주지 않는 위치에 장착하여야 한다.

Subpart G 운용제한사항, 표시 및 비행교범

(a) 27.1503부터 27.1525까지 규정하는 각 운용한계와 안전운용에 필요한 한계 등을 설정하여야 한다.

(b) 안전운용에 필요한 운용한계와 기타 사항들은 27.1541에서 27.1589의 규정에 의하여 승무원이 이용할 수 있게끔 만들어져야 한다.

운용한계

(a) 회전익항공기에 있어서 그 운용속도범위를 지정하여야 한다.

(b) 대기속도한계가 중량, 중량분포, 고도, 회전익의 회전속도, 출력 혹은 추력 또는 기타의 변수로 된 함수인 경우에는 이들 함수의 가장 불리한 조합에 대해서 대기속도한계를 설정하여야 한다.

(a) 초과금지속도, 은 다음의 값을 갖도록 설정하여야 한다.

(1) 40노트(CAS)보다 작을 것.

(2) 다음의 어느 값보다도 작을 것.

(i) 27.309의 규정에 따라 정해진 최대전진속도의 0.9배

(ii) 27.251 및 27.629의 규정에 따라 증명된 최대속도의 0.2배

(iii) 임계 고도조건에서 진행 날개 깃(blade tip) 마하수에 대해 입증된 최고 속도의 0.9배

(b) 다음의 조건을 만족하는 경우에 초과금지속도, 를 고도, 회전수, 온도 및 중량에 대하여 변화시켜도 무방하다.

(1) 이들 변수의 두 개 이하(또는 이들 변수의 두 개 이상을 합하여 지시하는 계기가 두 개 이하)인 것이 동시에 사용되는 경우

(2) 이들 변수(또는 이들 변수의 두 개 이상을 합하여 지시하는 계기의 지시)의 변동범위가 충분히 커서 를 운용상 실용적으로 안전에 변동시킬 수가 있는 경우

(c) 헬리콥터에 대해서 안정된 동력차단비행시 가 다음 조건을 만족한다면, (a)에 따라 설정된 보다 작은 속도로 설정되어야 한다.

(1) 는 동력비행시 와 다음 조건을 만족시키는 속도의 중간속도보다 작아서는 아니 된다.

(i) 단발엔진 헬리콥터에서는 27.65(b).

(ii) 다발엔진 헬리콥터에서는 27.67.

(2) 는 동력차단시

(i) 일정한 대기속도

(ii) 동력비행시의 보다 작은 속도

(iii) 정격에서 요구하는 고도항속의 일부에 대한 일정한 대기속도, 고도항속의 나머지 부분에 대하여는 동력비행시의 보다 작은 일정한 속도

(a) 엔진 부작동시의 최대치(자동회전비행). 엔진 부작동시의 최대 회전속도는 다음의 어느 경우이든 작은 쪽의 값이 95%의 값을 넘지 않도록 설정하여야 한다.

(1) 27.309(b)의 규정에 의해서 결정된 최대설계회전속도

(2) 형식시험에서 증명된 최대회전속도

(b) 엔진 부작동시의 최소치. 엔진 부작동시의 최소 회전속도는 다음의 어느 경우이든 큰 쪽의 값의 105% 이상의 값이 되도록 설정하여야 한다.

(1) 형식시험에서 증명된 최소치

(2) 형식증명에 의해서 결정된 최소치

(c) 엔진 작동시의 최소치. 엔진 작동시의 최소 회전속도는 다음 값이 되도록 설정하여야 한다.

(1) 다음의 어느 경우이든 큰 쪽의 값 이상의 값을 가질 것.

(i) 형식시험에서 증명된 최소치

(ii) 설계증명에 의해서 결정된 최소치

(2) 27.33(a)(1)과 27.33(b)(1)의 규정에 의해서 결정된 값 이하의 값이어야 할 것

(a) 일반. 여기에 규정하는 동력장치의 운용한계는 엔진이 그 형식에 대하여 증명을 얻을 때의 각 한계를 넘지 않도록 설정하여야 한다.

(b) 이륙운용상태. 동력장치의 이륙운용상태는 다음과 같이 제한하여야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 어느 경우의 값보다도 커서는 아니 된다.

(i) 회전익의 설계에 의해서 결정된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대흡기압력(피스톤 엔진의 경우)

(3) 상기 (b)(1) 및 (2)에서 정하여진 한계에 대응하는 출력의 사용시간 제한

(4) 상기 (b)(3)에서 결정된 사용 시간이 2분을 넘지 않는 경우는 허용최대 실린더 헤드 온도, 허용최대 냉각액 출구온도 혹은 허용최대 윤활유온도

(5) 터빈 엔진에는 증명을 요구한 운용상태 및 대기상태의 범위에서의 가스온도한계

(c) 연속운용상태. 연속운용상태는 다음에 의해서 제한하여야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 어느 경우의 값보다 커서는 아니 된다.

(i) 회전익의 설계에 의해서 결정된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 27.1509(c)의 회전익 회전속도요건에 의해서 증명된 최소회전속도

(3) 터빈 엔진에 대해서는 증명을 요구한 운용상태 및 대기상태 범위 내에서의 가스온도한계

(d) 연료의 등급 및 규격. 최소연료등급(피스톤 엔진의 경우) 또는 최소연료규격(터빈 엔진의 경우)은 (b) 및 (c)에 규정한 한계 내에서의 엔진의 운용에 필요한 등급 및 규격이상이 되도록 결정하여야만 한다.

(e) 터어보 샤프트 엔진의 토크. 주 회전익이 터어보 샤프트 엔진에 의해서 구동되고 트랜스미션시스템에 토크 제한장치를 갖는 회전익항공기에 대해서는 다음의 규정을 적용한다.

(1) 엔진이 발생하는 최대 토크가 다음의 어느 경우의 값보다 큰 경우에는 엔진의 제한 토크를 설정하여야 한다.

(i) 회전익 구동시스템이 전달되도록 설계된 토크

(ii) 주 회전익 시스템이 27.547(e)의 규정에 적합한 것을 증명하기 위해서 견디도록 설계된 토크

(2) 상기 (e)(1)에 의해 설정된 엔진의 제한 토크는 상기의 (e)(1)(i) 및 (e)(1)(ii)에 규정한 어느 토크보다도 커서는 아니 된다.

(f) 주위온도. 터빈엔진에 대하여 주위온도한계(적용할 수 있다면 동계장착에 대한 한계도 포함)는 27.1041부터 27.1045까지에서 규정한 냉각설비를 갖춘 것에서 허용된 최고주위대기온도를 설정하여야 한다.

(g) 2분 30초간 단발동기 정지(OEI) 출력운용. 다른 방법으로 승인되지 않았다면 2분 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다발동기, 터빈 발동기를 장착한 회전익 항공기의 발동기 고장 운용 시 출력이 사용되는 임의의 기간으로 2분 30초 미만동안 으로 제한되어야 한다. 또한 2분 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다음에 의해 제한되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 값보다도 커서는 안 된다.

(i) 회전익의 설계에 의해서 결정된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대 가스온도

(3) 허용최대 토크

(h) 30분간 단발동기 정지(OEI) 출력운용. 다른 방법으로 승인되지 않았다면 30분 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다발동기, 터빈 발동기를 장착한 회전익 항공기에 대해 발동기 고장 이후 30분 미만동안으로 제한되어야 한다. 또한 30분 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다음에 의해 제한되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 값보다도 커서는 안 된다.

(i) 회전익 설계에 의해서 증명된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대 가스온도

(3) 허용최대 토크

(i) 연속 단발동기 정지(OEI) 출력 운용. 다른 방법으로 승인되지 않았다면 연속 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다발동기, 터빈 발동기를 장착한 회전익 항공기에 대해 발동기 고장 이후 연속적인 비행으로 제한되어야 한다. 또한 연속 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다음에 의해 제한되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 값보다도 커서는 안 된다.

(i) 회전익 설계에 의해서 증명된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대 가스온도

(3) 허용최대 토크

(j) 정격 30초 단발동기 정지(OEI) 출력 운용. 정격 30초 단발동기 정지(OEI) 출력은 다발동기, 터빈 발동기를 장착한 회전익기에만 허용되고, 또한 정격 2분 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용에 대해 증명되며, 발동기의 고장 또는 예방 목적의 정지 이후 나머지 발동기(들)의 연속 운용시에만 사용될 수 있다. 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 적용 이후, 어떠한 손상도 적절한 검사와 이 part의 부록 A, A27.4항 및 part 33의 부록 A, A33.4항에 따라 제공되는 다른 관련 절차에 의해 쉽게 감지될 수 있음을 증명하여야 한다. 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다음 조건 및 출력이 사용되는 기간으로서 30초 미만으로 제한되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 값보다도 커서는 안 된다.

(i) 회전익 설계에 의해서 증명된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대 가스온도

(3) 허용최대 토크

(k) 정격 2분 단발동기 정지(OEI) 출력 운용. 정격 2분 단발동기 정지(OEI) 출력은 다발동기, 터빈 발동기를 장착한 회전익기에만 허용되고, 또한 정격 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용에 대해 증명되며, 발동기의 고장 또는 예방 목적의 정지 이후 나머지 발동기(들)의 연속 운용 시에만 사용될 수 있다. 2분 단발동기 정지(OEI) 출력의 적용 이후, 어떠한 손상도 적절한 검사와 이 part의 부록 A, A27.4항 및 part 33의 부록 A, A33.4항에 따라 제공되는 다른 관련 절차에 의해 쉽게 감지될 수 있음을 증명하여야 한다. 2분 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다음 조건 및 출력이 사용되는 기간으로서 2분미만으로 제한되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 값보다도 커서는 안 된다.

(i) 회전익 설계에 의해서 증명된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대 가스온도

(3) 허용최대 토크

최소승무원수는 다음 조건을 고려하여 안전한 운용에 충분하도록 정하여야 한다.

(a) 각 승무원의 업무량

(b) 담당승무원이 필요한 조작을 위한 근접성과 난이도

(c) 27.1525의 규정에 의해 승인된 운용방식

회전익항공기의 운용방식(예, 시계비행(VFR), 계기비행(IFR), 주간, 야간 또는 결빙 등)의 제한은 비행특성 및 장착하고 있는 장비에 따라 정하는 것으로 한다.

고도는 비행, 구조, 동력장치, 기능 또는 장비특성에 의하여 제한되며 운용이 허용되는 최대고도를 설정하여야 한다.

신청자는 이 part의 부록 A에 따라 계속 감항성 지침서를 준비하여 국토교통부장관에게 승인 받아야 한다. 지침서는 만일 첫 회전익 항공기 납품이나 또는 표준 감항 증명서 발행 중 더 나중에 일어나는 일 이전에 지침서 완성을 보장하는 계획이 수립되어 있다면 형식 증명 시 미완성 상태일 수도 있다.

표시 및 게시판

(a) 회전익항공기에는 다음 규정에 따라 표지 및 게시판을 비치하여야 한다.

(1) 27.1545에서 27.1565까지에 규정하는 표지 및 게시판

(2) 안전운용에 중요하다고 인정되는 경우에는 소정의 표지 및 게시판에 추가하여 특수한 설계, 운용 혹은 취급에 관한 필요사항, 계기표지 및 게시판

(b) (a)에 규정한 표지 및 게시판은

(1) 보기 쉬운 위치에 있어야 하고, 또한

(2) 쉽게 지워지거나 변형되거나 혹은 불선명하게 되지 않는 것이어야 한다.

(a) 계기의 유리면에 표지를 하는 경우에는 눈금판과 유리면상의 표지가 항상 일치되는 방법을 고려하여야 한다.

(b) 각 원호 및 방사선은 조종사에게 명확히 보이도록 충분한 폭이 있어야 하고, 또한 위치하여야 한다.

(a) 각 대기속도계는 지시대기속도를 나타낼 수 있도록 표지를 한 것이어야 한다.

(b) 대기속도계에는 다음 표지를 나타낸 것이어야 한다.

(1) 적색방사선은

(i) 헬리콥터와 다른 회전익항공기에서는 에서,

(ii) 헬리콥터에서는 (동력중)에서

(2) 동력차단시의 가 동력중의 보다 작다면, 헬리콥터에서는 동력차단시의 에서 적색의 음영방사선

(3) 경계범위에 대해서는 황색 호선

(4) 안전운용범위에 대해서는 녹색 호선

(a) 각 자기방향지시기에는 이 규정에 적합한 자차수정표를 지시기의 위 혹은 가까운 곳에 비치하여야 한다.

(b) 자차수정표는 엔진 운전시의 수평비행자세에서의 자차를 기재한 것이어야 한다.

(c) 자차수정표는 자차측정이 무선 수신기의 접속 상태 혹은 단속 상태의 어느 경우에 이루어졌는가를 지재한 것이어야 한다.

(d) 자차수정표는 45°이하의 간격이 자기방위로서 표시된 것이어야 한다.

(e) 비안전성 자기방향지시기의 편차가 전기장비의 사용으로 인하여 10도 이상이 될 경우 전기부하 또는 부하의 조합이 기기작동시 10도 이상의 편차를 가져올 수 있다는 설명 표지판을 부착하여야 한다.

필요한 모든 동력장치계기는 그 계기의 형식에 맞는 방법으로 다음의 규정에 따라 표지를 나타내어야 한다.

(a) 안전운용을 위한 최대한계 및 최소한계(필요한 경우에만)는 적색방사선 혹은 적색선으로 표시하여야 한다.

(b) 상용운용범위는 안전운용을 위한 최대한계 및 최소한계를 넘지 않도록 녹색호선 혹은 녹색선으로 표시하여야 한다.

(c) 이륙 및 경계운용범위는 황색호선 혹은 황색선으로 표시하여야 한다.

(d) 과도한 진동응력을 일으키기 때문에 제한을 요하는 엔진 및 회전익의 회전속도범위는 적색호선 혹은 적색선으로 표시하여야 한다.

(e) 각 단발동기 정지(OEI) 제한 또는 승인된 운용 범위는 이절의 (a)항에서 (d)항까지의 표식과 명확하게 구분될 수 있도록 표시되어야 한다. 단 30초 단발동기 정지(OEI) 제한의 경우에는 표식이 필요치 않다.

윤활유 유량계는 윤활유의 양을 명확하고 정확하게 나타내기 위해 충분한 간격으로 표시하여야 한다.

연료유량계는 탱크의 사용불능연료가 3.8ℓ(1 갈론)이거나 혹은 탱크용량의 5%인 것 중에서 많은 경우에 대하여 교정영의 판독에서부터 수평비행자세에서 주어지는 최저 판독까지는 적색호선으로 표시하여야 한다.

(a) 조종실의 각 조작장치에는 그 기능 및 조작방법에 대해서 명확하게 표지를 하여야 한다.

(b) 동력장치용 연료조절장치

(1) 연료탱크 절환밸브의 조작장치에는 각 탱크 및 크로스피이드 위치에 대응하는 절화위치를 나타내도록 표지를 하여야 한다.

(2) 두 개 이상의 연료탱크를 구비하고 또한 안전운용상태에서 탱크의 사용 순서가 있는 경우 탱크의 사용 순서를 나타내는 표지를 하여야 한다.

(3) 다발기에서의 엔진의 절환밸브의 조작장치에는 각 엔진에 대응하는 절환위치를 나타내는 표지를 하여야 한다.

(c) 사용가능연료의 용량을 다음 규정에 따라 표지를 하여야 한다.

(1) 연료시스템에 절환조작장치가 없을 경우에는 해당 시스템의 사용가능연료의 용량을 연료유량계에 표시하여야 한다.

(2) 연료시스템에 절환조작장치가 있는 경우에는 절환조작장치의 각 절환위치에서 이용할 수 있는 사용가능연료의 용량을 해당 절환조작장치의 부근에 표시하여야 한다.

(d) 보기조작장치, 보조조작장치 및 비상조작장치

(1) 회전익의 피치나 착륙장치의 다리의 위치를 나타내는 지시기와 같은 필요한 가시위치지시기에는 각 승무원이 이들 가동부의 위치를 항상 판단할 수 있도록 표지를 나타내어야 한다.

(2) 비상조작장치는 적색으로 도장하여야 하며 조작방법에 대기한 표지를 나타내어야 한다.

(e) 접이식 강착장치가 된 회전익항공기의 경우 최대 강착장치 작동 속도는 조종사의 명확한 시야 내에 게시되어야 한다.

(a) 수화물실, 화물실 및 밸러스트 비치장소에는 적재물의 최대허용중량 및 적재조건에 따르는 필요한 기타의 제한을 기술한 게시판을 부착하여야 한다.

(b) 좌석. 좌석 하나에 대한 최대허용중량이 77㎏(170 lb)보다 작은 경우에는 최대허용중량이 규정된 값보다 작아야 한다는 취지를 기재한 게시판을 좌석의 구조 부분에 영구적으로 부착하도록 하여야 한다.

(c) 연료 및 윤활유의 주입구. 다음 규정을 적용한다.

(1) 연료의 주입구에는 캡의 윗부분에 혹은 그 부근에 다음의 사항을 표시하여야 한다.

(i) 「연료」라는 문자

(ii) 피스톤 엔진을 장착한 회전익항공기에서는 연료의 최저등급

(iii) 터빈 엔진을 장착한 회전익항공기에서는 허용되는 연료의 규격

(iv) 가압식 연료공급시스템을 장착한 경우에는 허용최대연료공급압력 및 허용 최대 연료압력

(2) 윤활유의 주입구에는 캡의 윗부분 혹은 그 부근에「윤활유」라는 문자를 표시하여야 한다.

(d) 비상탈출구의 게시판. 비상탈출구의 게시판과 그 조작방법의 게시는 적색이어야 한다. 조작방법의 부근에는 비상탈출구의 위치 및 그 조작방법을 명시한 게시판을 부착하여야 한다.

회전익 항공기가 승인 받은 운용 종류(시계비행(VFR), 계기비행(IFR), 주간, 야간, 또는 결빙)를 기재한 게시판을 조종사가 잘 볼 수 있는 위치에 부착하여야 한다.

(a) 구명대 자동방출장치와 같은 비상시 승무원이 조작하는 안전 장비의 조작장치에는 그 조작방법에 대해 명확한 표지를 하여야 한다.

(b) 소화기, 신호장치, 기타의 구명용 장비를 선반, 객실등에 비치하는 경우에는 이들 비치 장소에 표지를 하여야 한다.

각 꼬리부분회전익에는 정상적인 주간의 지상상태에서 이 회전원판이 명확하게 나타날 수 있도록 표지를 하여야 한다.

비행교범 및 승인된 교범들

(a) 비치정보. 회전익항공기의 비행교범은 각 회전익항공기에 비치하여야 하며 다음 사항을 포함하여야 한다.

(1) 27.1583에서 27.1589까지의 항목에 필요한 정보

(2) 설계, 작동 또는 조작특성에 기인한 안전운용에 필요한 기타 정보

(b) 27.1583에서 27.1589까지에 기재된 비행교범의 각 장은 증명되고 또는 승인된 것이어야 한다. 비행교범의 승인되지 않은 기타의 장과 분리하여 구별되도록 하여야 하며 명확하게 구분이 되어야 한다.

(c) [예비]

(d) 목차. 교범이 복잡하여 목차가 필요하다면 각 회전익항공기의 비행교범은 목차를 포함하여야 한다.

(a) 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.

(b) 동력장치의 운용한계. 다음 사항의 정보를 비치하여야 한다.

(1) 27.1521에 의하여 요구되는 한계

(2) 승인받았을 경우에는 그 한계의 설명

(3) 27.1549에서 27.1553까지의 요구하는 장비를 보호하기 위한 필요한 정보

(c) 중량 및 중량분포. 27.25 및 27.27의 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.

(d) 승무원. 2인 이상의 승무원이 필요로 하는 경우에는 27.1523의 규정에 따라 정하여진 최소승무원의 수와 업무를 비행교범에 기재하여야 한다.

(e) 운용방식. 회전익항공기 및 이에 장착되는 장비에 대하여 승인된 운용방식을 비행교범에 기재하여야 한다.

(f) [예비]

(g) 고도. 고도는 27.1527에 대한 고도가 설정되어야 하며 제한요소들의 설명을 기재하여야 한다.

(a) 비행교범의 조작방법을 기재하는 장에는 이륙 및 착륙과 관련 항공기 속도를 포함한 정상조작방법 및 비상조작방법에 관한 사항을 기재하여야 한다. 동 교범은 다음을 기재하여야 한다

(1) 시험에 사용한 이륙 표면의 종류 및 해당 이륙중급상승 속도.

(2) 시험에 사용한 착륙 표면의 종류 및 해당 착륙 속도.

(b) 다발 회전익항공기에는 27.953의 규정에 적합성이 증명된 상용상태에서 연료시스템을 비치하는 설명과 동시에 규정된 연료시스템의 독립성을 안전상 필요로 하는 각 운용상태를 알 수 있도록 하는 설명을 기재하여야 한다.

(c) 27.1505(c)에 의거 (동력중)가 설정된 헬리콥터에 대하여 (동력차단)와 모든 엔진의 부작동에 따르는 (동력차단)를 초과하지 않게 대기속도를 감소하는 방법에 대한 설명이 기재되어야 한다.

(d) 27.1353(g)(2), (g)(3)의 허용이 입증된 각 회전익항공기에 대하여 축전기가 충전원으로부터 연결이 되어 있지 않은 때의 조작방법이 기재되어야 한다.

(e) 사용불가능연료가 탱크용량의 5%를 초과하거나 3.79ℓ(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.

(f) 각 연료탱크의 총사용가능연료량을 기재하여야 한다.

(g) 27.71에 기술된 바와 같이 최소 하강율 및 최대 활공각에 대한 속도 및 해당 회전익 속도를 제공하여야 한다.

(a) 회전익항공기에는 다음의 27.51에서 27.79와 27.143(c)에 규정한 자료를 비치하여야 한다.

(1) 고도-속도의 제한포위선을 결정하는데 충분한 자료

(2) 다음에 규정한 여러 가지 성능에 관한 자료

(i) 대기속도, 온도 및 고도 등의 여러 요인에 의한 영향을 받는 제자리비행 한계고도, 정상상승율 및 정상하강율

(ii) 지상부근에서의 운용에 대한 안전한 최대풍향, 풍속성분

(iii) 피스톤엔진에 의하여 구동되는 회전익항공기에 대하여 27.1041에서 27.1045까지의 냉각설비의 허용이 있을 때 입증된 최대대기온도

(b) 비행교범에는 다음에 규정한 자료를 기재하여야 한다.

(1) 성능자료를 기재한 장에는 27.51의 규정에 적합하게 사용하고 있는 이륙 중량 및 고도에 관한 관련자료

(i) 시험에서 사용한 이륙표면의 상태 및 이륙경로상의 각 상승속도를 포함한 이륙방법에 관한 관계자료

(ii) 시험에서 사용한 착륙표면의 상태 및 적정한 진입속도와 활공속도를 포함한 착륙방법에 관한 관계자료

(2) 조작방법을 기재한 장에는 27.65(a)(2)(i)에 규정한 자료

승객 및 승무원의 중량을 가정하여 27.25의 규정에 의해서 정하여진 최대 중량에서 최소중량까지의 중량에 대하여 27.27에 규정된 한계치를 넘는 중심위치를 생길 가능성이 있는 각 적재상태에 대해서는 적재에 관한 사항을 비행교범에 기재하여야 한다.

부록 A -- 계속 감항성을 위한 지침

A27.1 일반

(a) 이 부록은 27.1529항의 요구사항을 충족하기 위한 계속감항성지시서를 작성하는데 필요한 사항을 명시한 것이다.

(b) 회전익 항공기에 대한 계속감항성지시서는 발동기와 회전익(이후 ‘생산품’이라 칭하기로 함)과 장비들에 대한 계속감항성지시서와 이들 생산품 및 장비를 회전익 항공기에 장착에 있어 필요한 모든 정보를 포함하여야 한다. 회전익 항공기에 장착되는 장비 또는 생산품의 제조자가 계속감항성을 위한 지시서를 공급하지 않는다면, 회전익 항공기의 계속감항성지시서에 계속감항성을 유지하기 위해 필요한 정보를 포함하여야 한다.

(c) 신청자는 신청자 또는 회전익 항공기에 장착되는 생산품이나 장비의 제조자가 작성한 계속감항성지시서에 대한 변경판을 배포하는 방법을 국토교통부장관에 설명해야 한다.

A27.2 형식

(a) 계속감항성지시서는 한 권의 매뉴얼 또는 자료 양에 적합한 여러 권의 매뉴얼 형식으로 되어있어야 한다.

(b) 매뉴얼의 형식은 실용적으로 배열되어 있어야 한다.

A27.3 내용

계속감항성지시서에는 다음과 같은 매뉴얼이나 항목과 정보가 포함되어야 한다.

(a) 회전익 항공기 정비 매뉴얼 혹은 항목

(1) 정비 또는 예방정비에 필요한 범위에서의 회전익 항공기의 형태와 데이터의 설명

(2) 회전익 항공기와 시스템, 발동기, 회전익 및 장치 등을 포함한 장비들에 대한 설명

(3) 적용되는 특별한 절차 및 한계를 포함하여 회전익 항공기의 부품 및 시스템을 어떻게 제어하고 작동하는 것인지를 설명한 기본적 제어와 운용 정보

(4) 서비스 지점, 탱크 용량, 저장기, 사용하는 유체의 형식, 여러 시스템에 작용하는 압력, 검사와 서비스를 위한 접속 패널의 위치, 윤활 부위, 사용되는 윤활제, 서비스에 필요한 장비, 견인의 지시 및 한계, 정박 및 잭과 수준조절에 관한 상세한 서비스 정보

(b) 정비 지침

(1) 회전익 항공기의 각 발동기, 보조동력장치, 회전익, 보기, 계기, 및 장비의 정비계획에 관한 자료를 통해 세척, 검사, 조정, 시험 및 윤활 권고 기간, 검사 정도, 허용되는 마모한계 및 이들 기간동안에 수행해야 하는 작업을 결정할 수 있도록 해준다. 특수한 정비 기술, 시험 장비 또는 전문지식을 요하는 복잡한 시스템에 대해서는 보기, 계기 또는 장비 제조자의 정비지시서를 참조토록 할 수 있다. 분해검사기간과 필요한 감항한계 사항들에 대한 대조표가 포함되어 있어야 한다. 이에 추가하여 회전익 항공기의 계속감항성 유지를 위해 검사주기와 범위를 포함하는 검사프로그램을 포함해야 한다.

(2) 가능한 오작동, 이러한 오작동을 인지하는 방법과 조처 방법 등을 설명한 고장규명을 위한 정보

(3) 생산품과 부품의 탈착과 교환 및 관련 주의사항에 대한 설명

(4) 지상 운전 중의 시스템 시험 절차, 대칭성 검사, 무게측정과 무게중심의 결정, 들어올리기와 받치기 및 보관에 관한 한계를 포함하는 기타 일반적인 절차

(c) 점검창에 대한 그림과 점검창이 없는 경우 점검 부위에 도달하는데 필요한 정보

(d) 방사선 및 초음파 검사를 포함한 특수검사기술을 적용하는데 필요한 상세 정보

(e) 검사 후 구조를 보호하는 조처에 관한 정보

(f) 식별, 폐기 권고, 토크값 등과 같은 구조 훼스너에 대한 자료

(g) 필요한 특수공구 목록

A27.4 감항한계

계속감항성지시서에는 감항한계라는 제목의 항목을 설정해야 하며, 다른 문서와 명확하게 식별되도록 분리해야 한다. 이 항목에는 강제교환 시기, 구조 점검 주기 및 27.571항의 요구조건과 관련되는 구조 점검절차를 규정해 두어야 한다. 계속감항성지시서가 여러 권으로 나뉘어 있는 경우에는 감항한계에 대한 중심 매뉴얼에 포함시켜야 한다. 그리고, 다음과 같은 문구를 눈에 띄는 곳에 읽기 쉬운 글자로 명기해 둔다.

“ 이 감항한계는 국토교통부장관의 승인을 받은 것이며, 국토교통부장관의 승인을 받은 별도의 규정이 없는 한 여기의 정비절차가 미연방항공규정(FAR §43.16과 §91.403)을 충족하는 절차를 명시한 것이다.”

부록 B 회전익 항공기 계기비행에 대한 감항성 기준

Ⅰ. 일반

감항분류가 보통(N)인 헬리콥터가 이 부록에서 명시하는 설계 및 장착 요구조건을 만족하지 못하는 경우에는 계기비행방식(IFR)에 따른 운용에 대한 형식증명을 받지 못한다.

Ⅱ. 정의

(a) VYI는 계기 상승속도를 의미한다. VYI는 계기비행 시 상승 요구조건에의 적합성을 위하여 VY 대신 사용된다.

(b) VNEI는 계기비행 초과금지속도를 의미한다. VNEI는 계기비행 시 최대 제한속도 요구조건에의 적합성을 위하여 VNE 대신 사용된다.

(c) VMINI는 계기비행 최소속도를 의미한다. VMINI는 계기비행 시 최소 제한속도 요구조건에의 적합성을 위하여 사용된다.

Ⅲ. 트림

승인을 받은 모든 IFR 속도, 출력 설정 및 형식에 적합한 형상에서 사이클릭, 콜렉티브 및 방향 조종력을 영으로 트림할 수 있어야 한다.

Ⅳ. 정적 세로 안정성

(a) 일반. 헬리콥터는 이 부록의 Ⅳ. (b)항 또는 (c)항에 명시된 조건에서 중량 및 무게중심이 위험하게 조합될 때, 양의 정적 세로 조종력이 안정성을 가져야 한다. 조종력은 속도 변화에 따른 조종력 변화를 조종사가 명확하게 인지할 수 있도록 속도에 따라 변하여야 한다. 조종사가 1명으로 승인을 받은 경우, 이 부록의 Ⅳ. (b)항에 명시된 각 트림조건에서 조종력을 천천히 감소시킬 때 속도는 트림속도의 10% 이내로 복귀하여야 한다.

(b) 조종사 1명으로 승인을 받은 경우:

(1) 상승. 트림의 어느 한 면이 37 ㎞/h(20 knots)의 속도 범위에 걸쳐 있을 때, 다음의 조건에서 상승이 안정적임을 입증하여야 한다.

(i) 헬리콥터가 VYI의 속도에서 트림되었을 때

(ii) (접이식일 경우) 착륙장치가 접혀 있을 때

(iii) VYI 또는 최대연속출력 중 더 작은 것에서 제한 상승률(5 ㎧(1,000 fpm) 이상)에 필요한 출력

(2) 순항. VH 또는 VNEI의 0.7배로부터 시작하여 1.1배 사이의 값 중 트림 상태에서 ±37 ㎞/h(±20 knots)를 초과하지 않는 더 작은 값까지의 속도 범위에 걸쳐서 다음의 조건에서 안정적임을 입증하여야 한다.

(i) 0.9 VH 또는 0.9 VNEI 중 더 낮은 속도에서 수평비행을 위해 출력이 조정되고 트림된 헬리콥터

(ii) (접이식일 경우) 착륙장치가 접혀져 있는 경우

(3) 저속 순항. 0.9 VMINI로부터 1.3 VMINI 또는 트림속도보다 37 ㎞/h(20 knots) 큰 속도 중 더 큰 속도까지의 속도 범위에 걸쳐 다음의 조건에서 안정적임을 입증하여야 한다.

(i) 1.1 VMINI에서 수평비행을 위해 출력이 조정되고 트림된 헬리콥터

(ii) (접이식일 경우) 착륙장치가 접혀 있을 때

(4) 하강. 트림의 어느 한 면이 37 ㎞/h(20 knots)의 속도 범위에 걸쳐 있을 때 안정적임을 다음의 조건에서 입증하여야 한다.

(i) 0.8 VH 또는 0.8 VNEI (또는 착륙장치가 펼쳐진 경우에는 0.8 VLE) 중 더 낮은 속도에서 트림된 헬리콥터

(ii) 트림 속도에서 5 ㎧(1,000 fpm) 하강 시 필요한 출력

(iii) 접이식일 경우 착륙장치가 펼쳐지거나 접혀 있을 때

(5) 접근. 최소 권장 접근속도의 0.7배로부터 최대 권장 접근속도보다 37 ㎞/h(20 knots) 큰 속도까지의 전체 범위 사이에서 다음의 조건에서의 안정성이 증명되어야 한다.

(i) 권장 접근속도 또는 속도들에서 트림된 헬리콥터

(ii) 접이식일 경우 착륙장치가 펼쳐지거나 접혀 있을 때

(iii) 3° 활강경로를 유지하는데 필요한 출력 및 승인을 신청한 가장 급경사의 접근 기울기를 유지하는데 필요한 출력

(c) 최소 2명의 조종사로 승인을 받은 헬리콥터의 경우에는 본 부록의 Ⅳ. (b)(2) 및 Ⅳ.(b)(5)항의 규정에 적합하여야 한다.

Ⅴ. 정적 가로-방향 안정성

(a) 정적 방향 안정성은 승인을 받은 속도, 출력 및 수직 속도의 범위에 걸쳐 양의 값이어야 한다. 트림 상태로부터 ±10°까지의 직선 정상 옆미끄러짐에서 방향 조종 위치는 옆미끄러짐 각에 비례하여 거의 일정하게 증가하여야 한다. 형식에 적합한 최대 옆미끄러짐 각까지의 더 큰 각에서는 증가된 방향조종 위치는 증가된 옆미끄러짐 각을 내어야 한다.

(b) 승인을 받은 속도, 출력 및 수직 속도의 전체 범위에 걸쳐 트림상태로부터 ±10°까지의 옆미끄러짐 동안 조종사가 가로 조종 운동 또는 가로 조종력을 통하여 인지할 수 있는 음의 이면각 안정성(dihedral stability)이 존재하여서는 안 된다. 옆미끄러짐에 대한 장주기 운동이 과도해서는 안 된다.

Ⅵ. 동 안정성

(a) 조종사 1명으로 승인을 받은 경우:

(1) 5초미만의 주기를 가진 임의의 진동은 한 주기 이내에서 1/2 진폭까지 감쇠되어야 한다.

(2) 5초 이상, 10초미만의 주기를 가진 임의의 진동은 두 주기 이내에서 1/2 진폭까지 감쇠되어야 한다.

(3) 10초 이상, 20초미만의 주기를 가진 임의의 진동은 감쇠되어야 한다.

(4) 20초 이상의 주기를 가진 임의의 진동은 20초 이내에 진폭의 두 배에 도달하여서는 아니 된다.

(5) 임의의 비주기적인 응답은 6초 이내에 진폭의 두 배에 도달하여서는 아니 된다.

(b) 최소 2명의 조종사로 승인을 받은 헬리콥터의 경우:

(1) 5초미만의 주기를 가진 의의의 진동은 두 주기 이내에서 1/2 진폭까지 감쇠되어야 한다.

(2) 5초 이상 10초미만의 주기를 가진 임의의 진동은 감쇠되어야 한다.

(3) 10초 이상의 주기를 가진 임의의 진동은 10초 이내에 진폭의 2배에 도달하여서는 아니 된다.

Ⅶ. 안정성 증가계통

(a) 안정성 증가 계통(SAS)이 사용되었다면 안정성 증가 계통(SAS)의 신뢰성은 고장 시 영향성과 관련된 것이어야 한다. 계속적인 안전 비행과 착륙을 방해할 수 있는 임의의 고장 조건의 발생이 아주 없어야 한다. 안정성 증가 계통(SAS)의 고장 발생이 아주 없을 것임을 증명하지 못한 고장 상태에 대해서는 다음을 만족하여야 한다.

(1) 과도한 조종사의 노력이 없어도 안전하게 조종할 수 있어야 하며 계기비행을 연장할 수 있어야 한다. 조종계통과 관련은 없으나 영향을 미칠 수 있는 추가적인 고장 가능성을 고려하여야 한다.

(2) Part 27의 subpart B의 비행 특성 요구조건은 실제적인 비행 포위선도 전체에서 만족되어야 한다.

(b) 안정성 증가 계통(SAS)은 적절한 시간 내에 시정조치가 이루어진다고 가정하였을 때 정상 운용 중 또는 기능 불량이나 고장 시에도 비행경로로부터의 위험한 이탈 또는 위험한 부하가 발생하지 않도록 설계하여야 한다. 다중계통이 장치되었을 경우에는 발생 가능성이 없음을 증명하지 못한 경우 연속적인 기능불량 조건을 순차적으로 고려하여야 한다.

Ⅷ. 장비, 계통 및 장착

기본 장비 및 장착은 다음의 예외 및 추가사항에 적합하여야 하며 필요시 국토교통부는 29.1303, 29.1431 및 29.1433항의 요건과 관련한 특별규정을 제정하여 이에 대한 적합성을 추가로 요구할 수 있다.

(a) 비행 및 항법 계기

(1) 29.1303(h)항에서 요구하는 자이로스코프식 방향 지시계 대신 자기 자이로-스태빌라이저식 방향 지시계

(2) 29.1303(g)항에서 요구하는 선회율 지시계 대신 239.1303(g)의 (1)항에서 (7)항까지의 요구조건을 만족하는 예비 고도계. 2명의 조종사가 있는 경우에는 조종사 1명의 주 지시계는 예비고도계의 사용을 목적으로 설계할 수 있다. 만약 예비 배터리가 장치되었다면 적절히 절연처리가 되어 있을 경우 항공기 전기계통으로부터 충전되어도 된다.

(b) 기타 요구사항

(1) 결빙에 의해 악영향을 받을 수 있는 계기비행에 필수적인 계기 계통 및 다른 계통은 회전익항공기가 동결 조건에서의 운항에 대한 증명을 받았는지에 상관없이 Part 29의 부록 C에서 정한 연속적이고 간헐적인 최대 동결조건에 노출되었을 때 적절하게 보호되어야 한다.

(2) 발전계통 내에 위험한 과전압을 발생시키는 임의의 전력원을 주 모선으로부터 자동적으로 전원을 차단하고 분리시키는 장치가 구비되어야 한다.

(3) 전력원(전기, 진공 등)을 사용하는 각 필요 비행계기는 공급되는 전력의 적절성을 지시하여 주는 계기를 장착한 시각적 장치를 구비하여야 한다.

(4) 기능발휘가 요구되는 다중계통이 필요할 경우, 각 계통은 계통 사이가 물리적으로 분리되어 하나의 기능불량이 하나 이상의 계통에 악영향을 미치지 않도록 서로 배합하고 간격을 두어야 한다.

(5) 각 조종석의 필요 비행계기를 운용하는 계통은 다음에 적합하여야 한다.

(i) 주 조종사용 필요 비행계기만이 그 운용계통에 연결되어야 한다.

(ii) 발생 가능성이 아주 없을 것임을 입증하지 못한 추가 계기, 계통이나 장비에 기능불량이 발생하는 경우 필요계기의 계속적이고 정상적인 성능발휘를 보증할 수 없다면 추가계기, 계통이나 장비는 부조종사의 운용계통에 연결될 수 없다.

(iii) 발생가능성이 아주 없을 것임을 입증하지 못한 단일 결함이나 결함의 조합이 발생한 후에 비행승무원에 의한 추가적인 조치가 없어도, 조종사가 계기에서 나타나는 비행안전 필수 정보를 계속 이용할 수 있도록 계기, 계통 및 장착설계를 하여야 한다.

(iv) 단일 조종사 형태의 경우 정적 공급원을 필요로 하는 계기는 보조 공급원을 선택할 수 있는 장치를 구비하여야 하고 그 공급원은 교정되어야 한다.

Ⅸ. 회전익 항공기 비행교범

회전익 항공기 비행 교범 또는 회전익 항공기 비행교범의 부록 “계기비행 방식”을 구비하여야 하며 다음을 포함하여야 한다.

(a) 제한사항. 승인된 계기비행 포위선도, 계기비행 승무원 구성, 변경된 운용 종류 및 헬리콥터에 승인된 가장 급격한 계기비행 정밀 접근 기울기.

(b) 절차. 계기비행 계통의 적절한 운용을 위해 필요한 정보 및 안정성 증가장치 또는 전기 계통 고장 시 권고 절차.

(c) 성능. 만약 VYI가 VY와 차이가 있다면 VYI 및 승인을 요청한 중량, 고도 및 온도 범위 전체에서의 최대연속 출력일 때의 상승 성능

부록 C Category A에 대한 기준

C27.1 일반

소형 다발 회전익항공기는 본 기술기준의 요구조건과 이 부록에서 명시하는 장착 및 성능에 관한 설계요건을 만족하지 못하는 경우 Category A로서 형식증명을 받을 수 없다.

C27.2 Part 29의 적용조항

Part 29의 다음 조항이 본 기술기준의 요구조건과 함께 만족되어야 한다.

주기 : 위 C27.2의 조항에 대한 합치성을 증명하는 데 있어서 해당 AC인 "수송기급 회전익항공기의 증명“을 활용하여야 한다.

[압축 안 파일: 08 항공기기술기준 Part 29 TA_TB류 회전익 항공기.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 29

감항분류가 수송(TA 또는 TB)인

회전익항공기에 대한 기술기준

항공기기술기준 KAS Part 29 회전익 수송(TA/TB)류 기술기준목 차

항공기기술기준 KAS Part 29 회전익 수송(TA/TB)류 기술기준

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Subpart A 일반

Subpart B 비행

일반

성능

비행성

제정: 1993.08.24 29- 개정: 2018.07.2329.141 일반10

제정: 1993.08.24 29- 개정: 2018.07.23

지상 및 수상조종특성

기타 비행요건

Subpart C 강도

일반

비행하중

조종면 및 조종계통 하중

지상하중

수상하중

주요 구조 부분

비상 착륙 상태

피로의 평가

Subpart D 설계 및 구조

일반

회전익

조종계통

착륙장치

플로트(floats) 및 선체(Hulls)

플로트 주 플로트의 부력41

승객, 승무원 및 화물을 위한 설비

화재방지

기외화물탑재장치

기타 요건

Subpart E 동력장치

일반

회전익 구동계통

연료계통

연료계통 구성부분

윤활유 계통

냉각

흡기 계통

배기 계통

동력장치 제어 및 보기

동력장치의 방화설비

Subpart F 장비

일반

계기의 장착

전기계통 및 장비

등

안전장비

기타장비품

Subpart G 운용제한사항, 표시 및 비행교범

운용한계

표시 및 게시판

비행교범

부록 A 계속 감항성 지침서121

부록 B 회전익 항공기 계기비행에 대한 감항성 기준123

부록 C 착빙 증명127

부록 D 29.803에 따른 비상 탈출 실증 기준134

부록 E 고강도전자기장(HIRF) 환경 및 장비품에 대한 고강도전자기장 시험수준136

Subpart A 일반

(a) 이 기술기준은 감항분류가 수송인 회전익항공기에 대한 형식증명 및 형식증명변경의 발행에 관한 기술상의 기준을 규정한다.

(b) 감항분류가 수송인 회전익항공기는 이 기준의 카테고리 A(이하 ‘수송 TA급’) 또는 카테고리 B(이하 ‘수송 TB급’)에 대한 요구조건에 따라 인증을 받아야 한다. 다발 회전익항공기는 각 카테고리에 대하여 적절하고 차별화된 작동한계에서 수송 TA급 및 수송 TB급에 대해 모두 인증을 받을 수 있다.

(c) 최대 중량이 9,000 kg(20,000 lb)를 초과하고 승객좌석수가 10개 이상인 회전익항공기는 수송 TA급 회전익항공기에 대한 형식증명을 받아야 한다.

(d) 최대 중량이 9,000 kg(20,000 lb)를 초과하고 승객좌석수가 9개 이하인 회전익항공기는 이 기준의 Subpart C, D, E 및 F의 수송 TA급에 대한 요구조건을 만족하는 경우 수송 TB급 회전익항공기에 대한 형식증명을 받을 수 있다.

(e) 최대 중량이 9,000 kg(20,000 lb) 이하이나 승객좌석수가 10개 이상인 회전익항공기는 29.67(a)(2)항, 29.87항, 29.1517항의 규정과 Subpart C, D, E 및 F의 수송 TA급에 대한 요구조건을 만족하는 경우 수송 TB급 회전익항공기에 대한 형식증명을 받을 수 있다.

(f) 최대 중량이 9,000 kg(20,000 lb) 이하이고 승객좌석수가 9개 이하인 회전익항공기는 수송 TB급에 대한 형식증명을 받을 수 있다.

(g) 상기 (a)항에서 (f)항까지에 규정된 형식증명 또는 형식증명변경을 신청하는 자는 해당 회전익항공기가 이 기준의 규정에 적합하다는 증명을 하여야 한다.

1992년 9월 16일 이후에 제작한 각 회전익항공기에 대하여, 신청자는 다음 (a)항에서 (c)항까지의 규정을 만족하는 안전벨트 및 어깨끈을 장비한 좌석을 장착하여야 한다.

(a) 각 탑승자의 좌석에는 한번에 체결할 수 있는 일체형 안전벨트와 어깨끈이 있어야 한다. 각 조종사 좌석의 일체형 안전벨트와 어깨끈은 조종사가 이를 체결한 상태에서 조종에 필요한 모든 기능을 수행하는데 지장이 없어야 한다. 안전벨트 및 어깨끈은 사용하지 아니하는 경우에는 회전익항공기의 운항과 신속한 비상탈출을 저해하지 않도록 고정하는 장치가 있어야 한다.

(b) 모든 탑승자는 머리에 손상을 줄 수 있는 물체와 부딪히지 않도록 안전벨트와 어깨끈으로 보호되어야 한다.

(c) 안전벨트 및 어깨끈은, 해당되는 경우 회전익항공기 형식증명기준에 규정된 정적강도요구조건과 동적강도요구조건을 만족해야 한다.

(d) 본 규정에서 명시한 제조일자는 다음을 의미한다.

(1) 회전익항공기가 국토교통부장관이 승인한 형식설계자료를 만족하고 있음을 명시한 합격보고서(inspection acceptance record) 또는 이와 동등한 다른 증명서에 명시된 날짜

(2) 외국의 감항당국이 회전익항공기 개발이 완료되었음을 인증하고 최초 감항증명서 또는 이와 동등한 증명서를 발급한 날짜

Subpart B 비행

일반

이 기준의 적합여부에 대한 증명은 증명을 발급 받고자 하는 자는 하중 상태의 범위 내에서 모든 중량 및 중심위치의 경우에 따라서 이루어져야 하며 또한 다음의 조건에 적합하여야 한다.

(a) 증명을 발급 받고자 하는 형식의 회전익항공기에 대한 시험에 의하여 또는 동등의 정밀도를 가지는 경우에는 시험의 결과에 기초를 둔 계산에 의하여 증명을 하여야 한다.

(b) 적합성에 대하여 이미 증명된 중량 및 중심위치의 조합으로부터 합리적으로 추론할 수 없는 경우에는 모든 중량 및 중심위치의 조합에 따른 계통적인 증명에 의해 이루어져야 한다.

(a) 최대중량. 최대중량(소정의 규정에 적합함이 증명된 최대중량) 또는 신청자의 선택에 의한 고도별 혹은 이륙, 운항, 착륙 등의 운용상태로 결정된 최대중량은 다음의 것보다 커서는 안된다.

(1) 신청자가 신청한 최대중량

(2) 설계최대중량(소정의 구조하중조건에 적합함이 증명된 최대중량)

(3) 소정의 비행조건에 적합함이 증명된 최대중량

(b) 최소중량. 최소중량(소정의 규정에 적합함이 증명된 최소중량)은 다음의 어느 것보다 작아서는 안된다.

(1) 신청자가 신청한 최소중량

(2) 설계최소중량(소정의 구조하중조건에 적합함이 증명된 최소중량)

(3) 소정의 비행조건에 적합함이 증명된 최소중량

(c) 투하가능한 기외화물을 탑재할 경우의 총중량. 투하가능한 기외화물을 탑재하는 회전익항공기에 있어서는 다음 (1)항에서 (5)항까지에 해당되는 경우에는 상기 (a)항의 규정에 의해 결정된 최대중량을 초과하는 총중량을 정할 수 있다.

(1) 외부화물에 사람을 포함하지 않을 것

(2) 29.865항 또는 이와 동등한 운용기준에 따라 기외화물을 탑재하여 운항하는 경우 기외화물탑재와 관련된 구조부재는 승인을 받을 것

(3) 총중량 중 상기 (a)항의 규정에 의해 결정된 최대중량을 초과하는 중량이 투하 가능한 기외화물에 의한 것일 뿐일 것.

(4) 상기(a)의 규정에 의해 결정된 최대중량을 초과하는 중량의 증가에 의해 일어나는 부하, 응력의 증가에 의해 일어나는 부하 및 응력의 증가의 조건하에서 회전익항공기의 구조부재는 이 기준의 구조에 대한 요건에 적합함이 증명될 것.

(5) 회전익항공기를 상기 (a)항의 규정에 의해 결정된 최대중량을 초과하는 총중량의 상태로 운용하는 경우, 29.865(a)항 및 (d)항에 따른 적절한 운용한계에 의해 제한할 것

최전방과 최후방, 그리고 가장 불리한 최측방의 중심위치는 29.25에서 규정된 각 중량에 대하여 결정되어지면 다음의 어느 것도 벗어나서는 안된다.

(a) 신청자가 선정한 한계

(b) 강도가 증명된 한계

(c) 소정의 비행조건에 적합한 것이 증명된 한계

(a) 자중 및 그 중심위치는 승무원과 적재물을 제외한 회전익항공기의 자중을 측정하여 결정하여야 한다. 그러나 다음의 것은 자중에 포함된 것이다.

(1) 고정 벨러스트

(2) 사용불능연료 그리고

(3) 다음을 포함한 전 작동유체

(i) 윤활유

(ii) 유압계통 작동유체 그리고

(ii) 엔진분사용 물을 제외한 회전익항공기 계통의 정상적인 작동에 요구되는 다른 유체

(b) 자중을 결정할 때의 회전익항공기의 상태는 명확히 정의되어야 하며 쉽게 재현될 수 있어야 하며, 특히 연료, 오일, 냉각액 및 부착된 장비품의 중량에 대해서는 더욱 명확하여야 한다.

Subpart B의 비행조건에 적합함을 증명하기 위해 벨러스트를 사용하여도 좋다.

(a) 주회전익의 회전속도 한계. 주회전익의 회전속도 범위는 다음의 조건에 적합하도록 설정되어야 한다.

(1) 동력중의 경우 주회전익 운용속도의 변화에 적응하는 충분한 여유를 가지며 또한 동조장치 및 조속기의 특성에 상응하는 것이어야 한다.

(2) 동력차단의 경우 증명을 발급받고자 하는 공기의 상대속도 및 중량의 전 범위에 걸쳐 자동회전비행이 가능하여야 한다.

(b) 상용 주회전익의 고피치한계(동력중의 상태). 하기 (e)항의 주회전익 저속도 경고를 갖는 헬리콥터를 제외한 회전익항공기가 동력중의 상태로서 허용된 최대한계내에서 엔진이 운전되고 있는 경우에 주회전익의 회전속도는 상당히 저하되지 아니함의 증명은 다음의 (1)로부터 (3)까지의 규정에 의하여 이루어져야 한다.

(1) 주회전익 고피치 멈춤을 적절하게 설정할 것.

(2) 주회전익이 위험한 저회전속도로 되지 않는 회전익항공기 고유의 특성을 가질 것.

(3) 조종사에게 위험한 주회전속도를 알리는 적절한 방법을 설정할 것.

(c) 정상 주회전익 저피치한계(동력차단 상태). 동력차단 상태에서 다음을 증명하여야 한다.

(1) 주회전익의 정상 저피치 한계는 중량 및 대기상대속도의 가장 까다로운 조합으로 어떤 자동 회전비행을 하는 경우에도 충분한 회전익 속도를 유지할 수 있을 것.

(2) 특별한 조종기술을 필요로 하지 않고 주회전익이 과회전속도로 되는 것을 방지하는 것이 가능할 것.

(d) 비상용 고피치. 주회전익의 고피치 멈춤은 상기 (b)의 (1)항의 규정에 적합하게 설정되어 있으며 또한 부주의로 그 멈춤을 넘어설 수 없는 경우에도 고피치 멈춤보다 높은 피치를 비상의 경우에 사용할 수 있도록 하는 것은 무방하다.

(e) 헬리콥터의 주회전익 저속도 경고. 각각의 단발엔진 헬리콥터와 한 개의 엔진이 작동되지 않을 경우 작동되는 엔진에의 동력을 자동적으로 증가되는 승인된 장치를 장비하지 않은 다발엔진 헬리콥터에는 다음 요구를 따르는 주회전익 저속도 경고가 있어야 한다.

(1) 주회전익의 날개의 속도가 안전비행을 위태롭게 할 수 있는 값에 따르면 경고는 동력 비행시나 무동력 비행시를 포함한 전비행상태에서 조종사에게 전달되어야 한다.

(2) 경고는 헬리콥터 고유의 공기역학 특성에 의하거나 장치에 의하여 전달되어야 한다.

(3) 경고는 모든 상태에서 명백하고 뚜렷해야 하며 모든 경고와 명백히 구별되어야 한다. 조종석 내의 승무원의 주의를 끌어서 육안으로 감지하는 장치는 그 자체로만 허용되지 않는다.

(4) 경고장치가 사용되었다면 저속도 상태에서 벗어났을 때 장치는 자동적으로 해제되어야 하며 원래 상태로 돌아가야 한다. 가청의 경고장치이면 저속도 상태에서 벗어나기 전이라도 조종사가 가청 경고를 끌 수 있는 장치를 장비해야 한다.

성능

(a) Subpart B에 규정한 성능은 다음의 조건에서 결정되어야 한다.

(1) 통상의 조종기술에 따를 것 그리고

(2) 특별히 유리한 조건을 필요로 하지 않을 것.

(b) Subpart B에 규정된 성능요건의 적합성은 다음의 조건에서 증명되어야 한다.

(1) 해면상의 정지해 있는 표준상태의 대기중일 것.

(2) 승인된 대기 조건 범위일 것.

(c) 이용출력은 엔진출력에 대응되어야 하고 승인된 출력을 초과할 수 없으며 다음의 손실이 있다.

(1) 장착손실

(2) 증명을 신청하여 승인을 받은 값에서 보기류 및 서비스에 의해 흡수되는 출력

(d) 왕복엔진에 의하여 구동되는 회전익항공기에서 엔진출력의 영향을 받는 성능은 표준대기하에서 80%의 상대습도에 의거한다.

(e) 터어빈엔진에 의하여 구동되는 회전익항공기에서 엔진출력의 영향을 받는 성능은 다음의 상대습도에 의거한다.

(1) 표준온도보다 낮을시는 80%

(2) 표준온도보다 10℃(50℉) 높을시는 34%

(f) 터빈엔진 회전익항공기의 경우, 이륙이전에 조종사가 각 엔진이 이 Subpart에 규정된 해당 성능에 도달하기 위해 필요한 출력을 발생할 수 있는지의 여부를 판단할 수 있는 방법이 있어야 한다.

(a) TA급 헬리콥터의 하버링 성능은 이륙성능의 결정을 위한 다음의 조건에 대한 중량 고도 및 온도의 범위에서 결정되어야 한다.

(1) 각 발동기가 이륙출력 이하로 운전되고 있을 것.

(2) 착륙장치는 펼친 상태로 있을 것.

(3) 이륙상승 및 이륙중지경로를 결정을 위해 사용된 것과 일치하는 고도일 것.

(b) TB급 헬리콥터의 하버링 성능은 다음의 조건하에서 증명을 발급받고자 하는 중량, 고도 및 온도의 범위에서 결정하여야 한다.

(1) 각 발동기는 이륙출력으로 운전되고 있을 것.

(2) 착륙장치는 펼친 상태로 있을 것.

(3) 정상의 이륙조작과 일치하는 지면효과를 받는 헬리콥터일 것.

(c) 헬리콥터의 경우 증명을 받고자 하는 중량, 고도, 온도의 범위에서 지면효과의 영향을 받지 않는 하버링 성능을 결정하여야 한다. 이 때 출력은 이륙출력으로 한다.

(d) 헬리콥터 이외의 회전익항공기에 대해 최소운용속도에서의 정상상승율은 증명을 발급받고자 하는 중량고도 및 온도의 범위에서 다음의 조건 하에서 결정하여야 한다.

(1) 이륙출력으로

(2) 착륙장치는 펼친 상태로

(a) 29.53, 29.55. 29.59, 29.60, 29.61, 29.62, 29.63 및 29.67항에 규정된 이륙자료는 다음의 조건에서 결정하여야 한다.

(1) 신청자가 선정한 각 중량, 고도 및 온도에 의할 것.

(2) 발동기는 승인된 운전한계 내에서 운전되고 있을 것.

(b) 이륙자료는 다음의 조건하에서 결정되어야 한다.

(1) 평탄하고 건조하며 단단한 평면상에서 결정될 것.

(2) 수평한 이륙면을 가정하고 수정될 것.

(3) 본 규정에 의해 요구되는 자료를 얻기 위한 이륙은 특별한 조종기술 및 주의력을 요구하지 않으며 특별히 양호한 조건을 필요로 하지 않아야 한다.

한 개의 발동기가 이륙후 어는 때에 고장이 날 경우에도 그 회전익항공기는 다음의 조건에 적합하도록 이륙 성능을 결정하여야 한다.

(a) 이륙장소에 돌아올 때 안전하게 정지할 수 있을 것.

(b) 이륙상승을 계속할 때 29.67(a)(2)의 규정에 적합한 형태 및 속도를 얻을 수 있을 것.

(a) 이륙결심지점(TDP)는 29.59항의 규정에 따라 이륙을 계속할 수 있는 최초의 지점이며, 29.62항에 따라 결정된 거리내에서 이륙을 포기할 수 있음이 입증된 최종지점이다 .

(b) 이륙결심지점(TDP)는 이륙경로에 대하여 설정되어야 하며, 이륙결심지점(TDP)를 지정하기 위해 필요한 변수(예를 들면 속도와 고도)는 2개를 초과해서는 안된다.

(c) 이륙결심지점(TDP)는 임계발동기가 고장난 후 조종사가 이를 인지할 때까지의 시간차이를 고려하여 결정하여햐 한다.

(a) 이륙경로는 이륙절차를 시작한 지점에서부터 이륙면 위로 300 m(1,000 ft) 상승하고 29.67(a)(2)항을 만족하는 지점까지의 경로를 말한다. 또한 다음 조건에 적합하여야 한다.

(1) 이륙경로는 29.87항에 따라 정해진 고도-속도 선도 이상으로 유지되어야 한다.

(2) 회전익항공기는 발동기정지 지점까지 비행한 후 임계발동기의 작동을 정지시킨 상태로 이륙을 계속해야 한다.

(3) 임계발동기의 작동이 정지시된 후에 회전익항공기는 이륙결심지점까지 이륙을 계속하여 안전이륙속도(VTOSS)에 도달해야 한다.

(4) 안전이륙속도(VTOSS)에 도달하여 양의 상승률을 유지하기 까지 주조종장치만을 사용할 수 있다. 양의 상승률과 안전이륙속도(VTOSS)에 도달한 후에는 주조종장치의 위치에 있는 2차 조종장치를 사용할 수 있으나 어떤 경우에도 임계발동기의 부작동 이후 3초이상 사용할 수 없다..

(5) 안전이륙속도(VTOSS)와 양의 상승률에 도달한 후에는 착륙장치를 접을 수 있다.

(b) 상기 (a)항에 따라 이륙경로를 결정하는 동안 그리고 안전이륙속도(VTOSS) 및 양의 상승률에 도달한 후에는, 이륙면 위로 60 m(200 ft) 상공에 도달할 때까지는 안전이륙속도(VTOSS) 이상이 되도록 하면서 가급적 안전이륙속도(VTOSS)에 가까운 속도로 상승을 계속하여야 한다. 이 때의 상승성능은 29.67(a)(1)항의 요구조건을 만족해야 한다.

(c) 이륙결심지점의 높이가 4.50 m(15 ft) 이상일 경우에는, 이륙과정에서 회전익항공기는 이륙면을 기준으로 4.50 m(15 ft)보다 낮은 고도로 내려가서는 안된다.

(d) 이륙면을 기준으로 60 m(200 ft)의 높이에서부터 300 m(1,000 ft)에 도달할 때까지 회전익항공기의 이륙경로는 수평이거나 양의 기울기를 가져야 한다. 이 경우 상승률은 29.67(a)(2)항에서 요구하는 것보다 작아서는 안된다. 이륙면으로부터 60 m(200 ft)의 높이에 도달한 뒤에는 2차 조종장치 또는 보조 조종장치를 사용할 수 있다.

(e) 이륙거리는 29.61항에 따라 결정된다.

(a) 옥상헬기장에서의 이륙경로는 이륙절차를 시작하는 지점에서부터 이륙면 위로 300 m (1,000 ft) 상승하고 29.67(a)(2)항의 요구조건을 만족하는 지점까지의 경로를 말한다. 또한 다음 조건에 적합하여야 한다.

(1) 29.58(a)항의 요구조건을 만족해야 한다.

(2) 안전이륙속도(VTOSS) 및 양의 상승률에 이르는 과정에서, 회전익항공기는 이륙면 아래로 하강할 수도 있다. 이 경우 옥상헬기장의 모서리와 충돌을 피하기 위해서 회전익항공기의 모든 부분과 장애물 사이의 간격은 4.5m(15ft) 이상 이어야한다.

(3) 이륙면 아래로 하강하는 경우, 그 수직방향 크기를 결정하여야 한다.

(4) 안전이륙속도(VTOSS) 및 양의 상승률에 도달한 후에는 착륙장치를 접을 수 있다.

(b) 계획이륙중량은 29.67(a)(1)항 및 (a)(2)항의 상승에 대한 요구조건을 만족할 수 있어야 한다.

(c) 이륙거리는 29.61항에 따라 결정된다.

(a) 정상이륙거리는 이륙시작점으로부터 다음 지점까지의 이륙경로의 수평거리가 된다. 다음 지점이라 함은 이륙결심지점 전의 발동기정지지점에서 임계발동기가 부작동하는 경우에도 회전익항공기가 이륙면 위로 최소 10.5 m(35 ft) 및 안전이륙속도(VTOSS) 이상에 도달하여 이를 유지하며 또한 양의 상승률을 이루게 되는 지점을 말한다.

(b) 옥상헬기장의 경우, 이륙시작점으로부터 다음 지점까지의 이륙경로의 수평거리가 된다. 다음 지점이라 함은 이륙결심지점 전의 발동기정지지점에서 임계발동기가 부작동하는 경우에도 회전익항공기가 안전이륙속도(VTOSS) 이상에 도달하여 이를 유지하며 또한 양의 상승률을 이루게 되는 지점을 말한다.

이륙이 허가된 각 조건에서 이륙단념거리 및 절차는 다음에 따라 결정된다.

(a) 임계발동기의 고장을 인지하여 회전익항공기가 착륙하고 이륙면상에 완전히 정지할 수 있게 하는 지점인 이륙결심지점(TDP)까지 적용되는 29.59항 및 29.60항의 이륙경로에 대한 요구조건

(b) 승인된 범위내에서 작동하는 잔여발동기

(c) 발동기 고장으로 인한 이륙단념시 착륙장치는 펼쳐진 상태를 유지

(d) 회전익항공기가 지상에 있을 때까지 주조종장치만을 사용하는 것으로 한다. 주조종장치에 위치한 2차 조종장치는 회전익항공기가 지상에 있을 때는 사용할 수 없다. 차륜브레이크 이외에, 정상작동상태에서 안전성 및 신뢰성이 있고 동일한 결과를 낼 수 있는 다른 방법이 있으면 이를 회전익항공기를 정지시키기 위하여 사용할 수 있다.

이륙하여 15m(50ft) 장애물을 넘는데 필요한 수평거리는 중심위치가 가장 불리한 상태에서 결정되어야 한다. 다음의 조건에 적합한 경우의 이륙은 어떤 방법으로 시작하여도 좋다.

(a) 이륙면이 결정되어 있을 때

(b) 적절한 중심위치 및 조종장치를 유지하는 것이 보증될 때

(c) 비행경로상의 어떤 점에서 한 개의 발동기가 고장이 나도 안전하게 착륙할 수 있을 것.

(a) 회전익항공기의 정상상승율은 다음의 조건에서 결정되어야 한다.

(1) 각 발동기는 연속최대출력으로 운전되고 있을 것.

(2) 착륙장치는 접힌 상태로 있을 것.

(3) 표준해발고도에서 VY 이고 다른 조건에서는 신청자가 선정한 속도에 있을 것

(b) 헬리콥터 이외의 TB급 회전익항공기에 있어서는 (a)항에 의해 결정된 정상상승율은 해면상의 표준상태에 있어서 1:6 이상의 정상 상승구배가 가능하여야 한다.

(c) [예비]

(a) TA급 회전익항공기의 경우, 이륙경로를 따라서 임계이륙형상의 비행자게에서 다음 규정을 적용하여야 한다.

(1) 이륙면 상공 60 m(200 ft)에서의 지면효과를 고려하지 않은 정상상승율은 이륙자료를 작성토록 되어있는 각 중량, 고도 및 온도에서 0.5 m/s(100 ft/min) 이상이어야 하며 다음의 조건을 적용한다.

(i) 임계발동기가 작동하지 않고 잔여발동기는 승인된 운용한계 범위에서 작동하는 것으로 한다. 단, 30초/2분 OEI 출력의 사용이 요구되는 회전익항공기의 경우, 본 조항에 대한 적합성을 입증함에 있어 2분 OEI 출력만을 사용하는 경우는 예외로 한다.

(ii) 착륙장치는 펼친 상태

(iii) 신청자가 선정한 안전이륙속도

(2) 이륙면 상공 300 m(1,000 ft)에서의 지면효과를 고려하지 않은 정상상승율은 이륙자료를 작성토록 되어있는 각 중량, 고도 및 온도에서 0.75 m/s(150 ft/min) 이상이어야 하며 다음의 조건을 적용한다.

(i) 임계발동기가 작동하지 않고 잔여발동기는 승인이 된 경우는 최대연속 OEI 출력을 포함한 최대연속출력에서 작동하는 것으로 하거나 30분 OEI 출력의 사용에 대한 증명이 요구되는 회전익항공기의 경우, 30분 OEI 출력에서 작동하는 것으로 한다.

(iii) 착륙장치 수납상태

(iii) 신청자가 선정한 속도

(3) 회전익항공기를 운용할 것으로 예상하는 각 고도 및 온도와 증명을 발급받고자 하는 중량범위 내의 모든 중량에서 m/s(ft/min)로 표시하는 정상상승율(또는 하강율)은 다음의 상태에서 결정되어야 한다.

(i) 임계발동기가 작동하지 않고 잔여발동기는 승인이 된 경우는 최대연속 OEI 출력을 포함한 최대연속출력에서 작동하는 것으로 하거나 30분 OEI 출력의 사용에 대한 증명이 요구되는 회전익항공기의 경우, 30분 OEI 출력에서 작동하는 것으로 한다.

(ii) 착륙장치를 접은상태

(iii) 신청자가 선정한 속도

(b) 다발 TB급 회전익항공기로 TA급의 발동기 독립성(isolation) 요구조건을 만족하는 경우, 해당 회전익항공기를 운용할 것으로 예상하는 각 고도, 온도 및 중량에 있어서의 최대상승속도(또는 최소하강속도)에서 정상상승속도(또는 하강속도)를 결정해야 한다. 이 경우 임계발동기 하나가 작동하지 않고 잔여발동기는 승인을 받은 경우 최대연속 OEI 출력을 포함한 최대연속출력에서 작동하는 것으로 하거나, 30분 OEI 출력의 사용에 대한 증명이 요구되는 회전익항공기의 경우, 30분 OEI 출력에서 작동하는 것으로 한다.

TB급의 헬리콥터에 있어서는 29.67(b)의 조건 및 TA급의 동력장치 조건에 적합한 다발 헬리콥터인 경우를 제외하고 정상 활공각은 다음의 조건에서 자동회전비행에 의해 결정되어야 한다.

(a) 신청자가 선정한 최소 하강율에 대응하는 전진속도일 것.

(b) 가장 양호한 하강각에 대응하는 전진속도일 것.

(c) 최대중량일 것.

(d) 신청자가 선정한 회전익 회전속도일 것.

(a) 회전익항공기는 다음의 조건에 적합하여야 한다.

(1) 수정된 착륙자료는 평탄하고 건조하며 단단한 수평한 지면에 대해서 결정되어야 한다.

(2) 진입 및 착륙은 특별한 조종기술과 특별히 양호한 조건을 필요로 해서는 안된다.

(3) 착륙은 과대한 수직가속도 및 도약, 전복, 그리운드 루프, 포포이스 혹은 수상루프의 경향이 없어야 한다.

(b) 29.77, 29.79, 29.81, 29.83 및 29.85항에서 요구하는 착륙자료는 다음과 같은 상태에서 결정되어야 한다.

(1) 승인을 받고자 하는 각각의 중량, 고도 및 온도에서 착륙자료를 결정한다.

(2) 발동기는 승인된 운용제한범위 내에서 작동하는 것으로 한다.

(3) 무게 중심은 가장 불리한 위치에 있는 것으로 한다.

(a) 착륙결심지점(LDP)는 접근 및 착륙 경로에 있어서 29.85항에 따라 착륙취소가 가능한 마지막 지점이다.

(b) 착륙결심지점(LDP)의 결정은 임계발동기의 고장 후 조종사가 이를 인지하는데 걸리는 시간을 포함해야 한다.

(a) TA급 회전익항공기에 대해서 다음을 적용한다.

(1) 착륙성능은 접근 경로상의 임의의 지점에서 임계발동기가 고장 날 경우 회전익항공기가 착륙하여 정지하거나 또는 상승하여 29.67(a)(2)항의 상승요구사항을 만족하게 하는 형상과 속도에 도달할 수 있도록 결정되어 기재되어야 한다.

(2) 접근 및 착륙경로는 임계발동기가 고장 난 상태에서 각 단계간의 전환이 원활하고 안전하게 이루어질 수 있도록 설정되어야 한다.

(3) 접근 및 착륙속도는 신청자가 선정하여야 하며 해당 회전익항공기 형식에 적합해야 한다.

(4) 접근 및 착륙경로는 29.87항에서 결정한 고도-속도 선도 상의 위험 영역을 피할 수 있도록 설정되어야 한다.

(b) 통상의 순항비행중 동력이 완전히 상실되더라도 준비된 착륙면에 안전하게 착륙할 수 있어야 한다.

활주로면 상공 15 m(50 ft)이 되는 지점으로부터 착륙하여 완전히 정지(수상착륙에서는 3노트 정도)하기 위하여 필요로 하는 수평거리는 29.79항에 따라 정해진 접근 및 착륙경로로부터 결정해야 한다.

(a) TB급 회전익항공기의 경우, 착륙면에서 15 m(50 ft)의 고도에 있는 곳에서부터 착륙하여 완전히 정지하는데 요구되는 수평거리(수상착륙의 경우는 속도가 약 5.5 km/h(3 kt)될 때까지의 수평거리)는 다음에 의해 결정해야 한다.

(1) 속도는 해당 회전익항공기 형식에 적절해야 하며 29.87에서 결정한 고도-속도 선도 상의 위험 영역을 피할 수 있도록 신청자가 선정해야 한다.

(2) 접근 및 착륙은 승인된 제한범위 내의 출력에서 이루어지는 것으로 한다.

(b) TB급 다발 회전익항공기로서 TA급의 발동기 장착요건을 만족하는 경우 다음의 요구조건을 만족해야 한다.

(1) 29.79 및 29.81 또는

(2) 본 규정의 (a)항

(c) 통상의 순항비행중 동력이 완전히 상실되더라도 준비된 착륙표면에 안전하게 착륙할 수 있어야 한다.

TA급 회전익항공기의 경우, 임계발동기 부작동시의 착륙실패경로는 다음을 만족하도록 설정되어야 한다.

(a) 각 기동 단계에서 다음 단계로의 전환은 원활하고 안전하게 이루어질 수 있어야 한다.

(b) 신청자가 선정한 접근경로상의 착륙결심지점(LDP)로부터, 29.67(a)(1)항과 (2)항의 상승요구조건을 만족할 수 있는 속도로 상승이 안전하게 이루어져야 한다.

(c) 착륙면 위 4.5 m(15 ft) 미만으로 하강하지 않아야 한다. 옥상헬기장에서 운용되는 경우 29.60항에 규정된 대로 발착장 모서리와의 간격이 유지되고 착륙표면 아래로의 하강(고도상실)크기가 정해진 경우에는 착륙표면 아래로 하강할 수도 있다.

(a) 임계발동기 고장 후 잔여발동기(적용가능한 경우)가 승인된 제한범위내에서 작동할 때 안전한 착륙이 불가능한 고도-전진속도(하버링 포함)의 조합이 존재하는 경우, 다음에 대해서 고도-속도 포위선도를 설정해야 한다.

(1) 이륙과 착륙이 허가되는 압력고도와 대기온도의 모든 조합

(2) 최대중량(해수면에서의)에서부터 각 고도에 대해서 이착륙이 허가된 최대중량까지의 중량 범위. 헬리콥터의 경우, 이러한 중량은 각 고도에서 지면효과가 없는 상태에서의 하버링을 가능토록 하는 최대중량을 초과하지 않아도 된다.

(b) TA급 발동기 독립성에 대한 요구조건을 만족하지 못하는 단발 또는 다발 회전익항공기의 경우 동력을 모두 상실하였을 경우의 고도-속도 포위선도를 설정해야 한다.

비행성

회전익항공기는 다음과 같은 조건에 적합하여야 한다.

(a) 특별히 다른 규정을 적용할 경우를 제외하고는 다음의 조건에서 본 규정의 비행 특성에 대한 요구조건을 만족해야 한다.

(1) 승인된 운용고도 및 온도일 것.

(2) 증명을 발급받고자 하는 중량 및 중심위치 범위내에서 가장 불리한 적재상태일 것.

(3) 동력중의 운용에 대해서는 증명을 발급받고자 하는 모든 속도출력 및 회전익 회전속도일 것.

(4) 동력차단의 운용에 대해서는 승인된 조종의 순서 및 허용치에 따라 지정된 조종계통에 의하여 달성할 수 있는 범위내에서 증명을 발급받고자 하는 모든 속도 및 회전익 회전속도일 것.

(b) 특별한 조종기술, 주의력 또는 체력을 필요로 하지 않으며 또한 다음의 (1)에서 (3)까지의 상태를 포함하고 해당 형식에 대하여 생기는 모든 운용상태에 있어서 제한하중배수를 초과하지 않고 하나의 비행상태를 유지할 수가 있으며 또한 하나의 비행상태에서 다른 비행상태로 원활히 이동할 수 있어야 한다.

(1) 회전익항공기 수송TA급의 엔진의 독립성의 규정에 적합한 다발 회전익항공기에 있어서는 한 엔진이 불의의 고장이 생길 때에 나타나는 상태

(2) 기타의 회전익항공기에 있어서는 동력이 불의의 고장이 생길 때에 나타나는 상태

(3) 29.695에 규정된 바대로 갑작스럽게 조종계통이 완전히 고장난 경우

(c) 야간비행 또는 계기비행에 대하여 증명을 발급받고자 하는 경우에는 이들의 비행상태에 필요하다고 인정되는 모든 특성을 가져야 한다. 헬리콥터의 계기비행과 관련한 요구조건은 본 기술기준의 부록 B에 제시되어 있다.

(a) 회전익항공기는 다음 상태에서 안전한 조종성 및 운동성을 가져야 한다.

(1) 정상비행중

(2) 다음 상태를 포함하여 해당 상태에 상응하는 모든 운동중

(i) 착륙

(ii) 상승

(iii) 수평비행

(iv) 비행

(v) 활공

(iv) 착륙(동력중과 동력차단)

(b) 주기제어에는 다음 상태의 VNE에서 충분히 종적으로 흔들리는 조작 및 횡적으로 흔들리는 조작을 할 수 있는 여유를 가져야 한다.

(1) 가장 불리한 중량

(2) 가장 불리한 중심위치

(3) 회전익 한계회전속도

(4) 동력차단(본 규정의 (e)항에 의하여 승인된 헬리콥터는 제외) 및 동력중

(c) 다음의 상태에서 회전익항공기가 지상 또는 지상부근에서 행하는 해당 형식에 상응하지 않는 운동(예를 들어 횡풍이고 비행할 수 있는 풍속)을 정하여야 한다. 다만 이 풍속은 32km/h(17kt)이상이어야 한다.

(1) 가장 불리한 중량일 것

(2) 가장 불리한 중심위치일 것.

(3) 모터 한계회전속도일 것

(d) 회전익항공기는 다음과 같은 고장이 발생한 이후에도 증명을 발급받고자 하는 대기속도 및 고도의 범위내에서도 안전하게 조종할 수 있어야 한다. 고장은 가장 불리한 중량상태와 연속최대출력상태에서 발생하는 것으로 한다.

(1) 회전익항공기 수송 TA급의 엔진의 독립성의 규정에 적당한 다발 회전익 항공기에 있어서는 하나의 엔진이 고장난 이후

(2) 기타의 회전익항공기의 경우 동력이 완전히 손실된 이후

이 같은 경우 동력고장에 수반되는 수정동작을 할 때까지의 시간적 지체는 다음의 어떤 경우보다도 적어서는 안된다.

(i) 순항상태에서는 1초 또는 보통의 조종자의 반응시간중 큰 쪽을 선택

(ii) 기타의 비행상태에 있어서는 보통의 조종자의 반응시간

(e) 29.1505(c)에서 VNE(동력차단)가 확정된 헬리콥터에 대하여 임계중량, 임계무게중심, 임계회전익 및 회전수에 대한 승인은 다음 사항에 대하여 증명하여야 한다.

(1) 동력비행의 VNE에서 마지막 작동 발동기가 부작동된 후에 헬리콥터는 조종사의 기술없이 안전하게 VNE(동력차단)로 감소되어야 한다.

(2) 1.1VNE(동력차단)의 속도에서 동력차단 비행시 충분한 옆놀이와 피치조적을 가할 수 있도록 여유가 있어야 한다.

(a) 세로방향 조종, 가로방향 조종, 방향조종 및 콜렉티브 조종을 수행하기 위해 과도한 조종력, 마찰력 또는 예비하중(preload)이 필요해서는 안된다.

(b) 조종계통에 작용하는 힘과 유격으로 인해 조종계통의 입력에 대해서 회전익항공기가 원활하고 즉각적으로 반응하지 못해서는 안된다.

트림제어는 다음 조건에 적합하여야 한다.

(a) 그 형식에 상응하는 모든 속도에서 수평비행에 있어서 세로, 가로 및 콜렉티브의 평균조종력을 영으로 트림하는 것이 가능하여야 한다.

(b) 조종력 곡선의 경사에 부당한 불연속을 초래해서는 안된다..

회전익항공기는 보통 운항에 예상되는 일정시간중의 보통의 운동에 있어서는 조종사에게 과도한 피로 또는 긴장을 주지 않고 비행할 수 있어야 한다. 상기와 같은 것을 증명하려는 비행에서는 3회 이상의 이륙 및 착륙을 포함하여야 한다.

(a) 트림상태의 속도보다 낮은 속도를 얻기 위해서는 조종장치를 후퇴하고 트림상태의 속도보다 높은 속도를 얻기 위해서는 조종장치를 전진하는 것이 필요하도록 세로방향 조종장치를 설계하여야 한다.

(b) 스로틀과 콜렉티브 피치를 고정한 상태로 29.175(a)항에서 (c)항까지에 규정된 기동을 하는 중에, 조종간의 위치 대비 속도 곡선의 기울기는 증명을 신청한 모든 고도범위에서 항상 양의 값이어야 한다.

(c) 29.175(d)항에 규정된 기동 중에, 세로방향 조종장치의 위치 대비 속도 곡선의 기울기는 음(-)의 조작이 조종장치 전체 작동거리의 10% 이하인 경우 규정된 속도범위 내에서 음의 값이 될 수도 있다

(a) 상승. 정적 세로안정은 다음 상태에서 0.85VY 또는 VY 이하인 경우 27.8 km/s(15 노트) 중 작은 속도에서부터 1.2VY 또는 VY 이상인 경우 27.8 km/s(15 노트) 중 큰 속도까지의 범위에서 상승상태에 대하여 증명되어야 한다.

(1) 가장 불리한 중량일 것.

(2) 가장 불리한 중심위치일 것.

(3) 연속최대출력일 것.

(4) 착륙장치가 펼친 상태일 것.

(5) 회전익항공기는 VY에 트림된 상태일 것.

(b) 순항. 정적 세로안정은 다음과 같은 상태에서 0.7VH 또는 0.7VNE 중에서 작은 편의 속도로부터 11VH 또는 1.1 VNE 중에서 작은 편의 속도에 이르는 순항상태에 대하여 증명되어야 한다.

(1) 가장 불리한 중량일 것.

(2) 가장 불리한 중심위치일 것.

(3) 0.9VH 또는 0.9VNE 중 작은 편의 속도에서 수평비행을 하기 위한 출력일 것.

(4) 착륙장치가 되어 있을 것.

(5) 회전익항공기는 0.9VH 또는 0.9 VNE중 작은 편의 속도로 트림된 상태일 것.

(c) 자동회전비행. 하강율이 최소일 때 속도의 0.5배 속도 또는 TA급 회전익항공기의 경우 활공거리가 최대가 되기 위한 속도의 0.5배 속도에서부터 VNE 까지 또는 VNE(동력차단)가 29.1505(c)항에 의거하여 수립된 경우 1.1VNE(동력차단)까지의 속도 범위에서 자동회전비행의 정적종안정성을 입증해야 한다. 이 경우 회전익항공기는 다음의 상태에 있는 것으로 한다.

(1) 임계중량

(2) 임계무게중심

(3) 무동력 비행상태

(4) 착륙장치가

(i) 올라간 상태 그리고

(ii) 내려온 상태

(5) 회전익항공기가 전술한 속도범위에서 안정이 증명될 수 있는 적절한 속도에서 트림된 상태

(d) 하버링. 헬리콥터의 경우, 종방향 사이클릭 조종장치는 승인된 최대후진속도와 32 km/h(17 kt)의 전진속도 사이의 범위에서 29.173항에 규정된 운동방향과 위치에 따라 작동해야 한다. 이 경우 회전익항공기는 다음의 상태에 있는 것으로 한다.

(1) 임계중량

(2) 임계무게중심위치

(3) 지면효과의 범위에서 거의 일정한 고도를 유지하기 위하여 필요한 출력일 것.

(4) 착륙장치는 펼친 상태일 것.

(5) 헬리콥터는 하버링에 대하여 트림된 상태일 것.

정적 방향안정성은 스로틀 및 콜렉티브 조종장치가 29.175(a), (b) 및 (c)항에 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.

VY로부터 VNE까지의 임의의 속도에서 발생하는 단주기 진동은 주조종장치를 놓고 고정된 위치에 두었을 때 확실히 감쇄되어야 한다.

지상 및 수상조종특성

회전익항공기는 예상되는 모든 상태에 있어서 조종불능이 되는 것과 같은 경향이 없고 또한 충분한 지상유도특성 및 수상유도특성을 가져야 한다.

회전익항공기는 보통 운용상태에서 예상되는 가장 거친 지면상을 활주하는 경우에 생기는 하중에 견디도록 설계되어야 한다.

수상운행의 증명을 발급받고자 하는 회전익항공기에 있어서 수상유도 이수 및 착수에 있어서는 조종사의 시계를 방해하고 또는 회전익프로펠러 또는 기타의 기체의 부분에 손상을 주는 것과 같은 물보라가 생기게 해서는 안된다.

회전익항공기는 지상에 있어서 회전익이 회전하고 있을 때 위험한 공진 및 동요를 생기게 하는 경향이 있어서는 안된다.

기타 비행요건

회전익항공기의 각 부분은 각기의 상응한 속도와 츨력상태에 있어서 과도한 진동을 생기게 하는 것이 없어야 한다.

Subpart C 강도

일반

(a) 강도상의 요건은 제한하중(운용중에 예상되는 최대하중) 및 극한하중(제한하중에 규정의 안전율을 곱한 것)에 의하여 규정한다. 별도의 예외가 없는 한 이 장에서 규정한 하중은 제한하중을 말한다.

(b) 별도의 규정된 경우를 제외하고 이 장에 규정하는 비행하중은 그 회전익항공기의 질량의 내역을 고려하여 관성력과 평행이 취해지지 않으면 안된다. 하중의 분포와 실제의 상태에 극히 근사한 또는 안전한 것이라야 한다.

(c) 하중에 의하여 생기는 변형 때문에 외력 또는 내력의 부하의 분포가 명확히 변할 경우에는 이 분포의 변화를 고려하여야 한다.

안전율은 별도로 규정하는 경우를 제외하고는 1.5로 한다. 이 안전율은 외부하중과 관성하중에 대하여 적용한다. 다만 그 결과 생기는 내부 응력에 적용한 편이 보다 안전한 경우는 이에 해당하지 않는다.

(a) 구조는 제한하중에 대하여 유해한 변형 또는 잔류변형이 생기는 일이 없고 견디는 것이라야 한다.

(b) 구조는 극한하중에 대하여 파괴하지 않고 견디는 것이라야 한다. 이는 다음의 (1) 또는 (2)항에 의해 입증되어야 한다.

(1) 적어도 3초간 정적시험에서 구조에 대하여 극한하중을 작용시킨다.

(2) 실제의 부하를 모의한 동적시험

(a) 구조가 Subpart C의 강도 및 변형의 규정에 적합하다는 증명은 예상되는 운용환경을 고려하여 가장 엄격한 모든 하중조건에 관하여 행하여져야 한다. 구조가 졍험상 신뢰할 수 있는 일이 증명되어 있는 형식의 경우에는 정강도 또는 피로강도에 대하여 해석에 의하여 적합하다는 것을 증명하여도 좋다. 그 이외의 경우에는 모두 실제의 하중시험에 의하여 증명하여야 한다.

(b) Subpart C의 강도조건과 적합성의 증명은 적어도 다음의 (1)에서 (6)까지를 포함하여야 한다.

(1) 회전익, 회전익 구동장치 및 회전익 조종장치의 동적시험 및 내구시험

(2) 조종면을 포함한 조종계통의 제한하중시험

(3) 조종계통의 작동시험

(4) 비행응력 측정시험

(5) 착륙장치 낙하시험

(6) 기타 새로운 설계 및 보통 사용하지 않는 설계에 대하여 필요하다고 인정되는 추가시험

이 장의 규정에 적합하다는 것을 증명함에 있어 다음의 3.1.5.1에서 3.1.5.7까지의 수치 및 한계를 선정해야 한다.

(a) 설계최대중량 및 설계최소중량

(b) 발동기 작동시 및 부작동시의 주회전익의 회전 속도범위

(c) (b)항에서 결정되는 범위내에서 각 주회전익 회전속도에 대한 최대전진속도

(d) 최대후진속도 및 최대횡진속도

(e) (b), (c) 및 (d)항에서 결정되는 한계에 대응하는 중심위치 한계

(f) 동력장치와 그와 각기 연결되는 회전부분과의 사이의 회전속도비

(g) 양 및 음의 제한운동하중배수

비행하중

(a) 비행하중배수는 회전익항공기의 기축에 수직으로 작용하여 중심에 있어서의 회전익항공기 관성하중배수와 크기가 동등하며 또한 방향이 반대로 가정되어야 한다.

(b) 이 장의 비행하중조건과의 적합성은 (1) 및 (2)에 대하여 증명되어야 한다.

(1) 설계최소중량에서 설계최대중량까지의 모든 중량

(2) 회전익항공기의 운용한계 내에서 예상되는 모든 하중분포

회전익항공기는 다음의 (a) 또는 (b)에 대하여 설계되어야 한다.

(a) 양의 제한운동하중배수 3.5 및 음의 제한운동하중배수 -1.0

(b) 다음의 (1) 및 (2)의 경우에는 2.0 이상의 양의 제한운동하중배수 및 -0.5 이상의 음의 제한운동하중배수

(1) 선정치를 초과하는 가능성이 극히 드문 것이 해석 또는 비행시험에 의하여 증명되는 것일 것.

(2) 선정치가 설계최대중량에서 설계최소중량의 사이의 모든 중량상태에서 적절한 것일 것.

제한운동하중배수의 적용에서 생기는 하중은 각 회전익 허브 중심 및 각 보조장력면에 작용하는 것으로 가정하고 또한 설계최대선단속도비에서 동력중 및 동력차단비행을 포함하는 모든 가장 불리한 운동상태를 나타내도록 회전익 및 보조장력면간의 하중의 방향 및 분포로 작용하는 것으로 가정한다.

회전익 선단회전속도에 대한 비를 말한다.

μ =

여기서

V = 비행경로에 따른 대기속도(m/s)(ft/s)

α = 대칭면에 있어서의 불변축의 투영과 비행경로에 수직인 선과의 사이의 각도(radian, 축의 후향을 정으로 한다)

Ω = 회전익의 각속도(radian/s)

R = 회전익의 반경(m)(ft)

회전익항공기의 구조는 하버링을 포함한 모든 한계대기속도에 있어서 9 m/s(30 ft/s)의 수직 및 수평돌풍을 받을 경우의 하중에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(a) 회전익항공기는 다음의 상태에서 (b)와 (c)에 규정된 기동을 수행할 때 발생하는 하중에 대해서 설계되어야 한다.

(1) 중심주변의 불평형인 공기역학적 모우멘트는 관성반력을 주는 주요한 질량을 고려하여 합리적 또는 안전힌 방법으로 평형을 이루게 한다.

(2) 최대회전익회전속도

(b) 요잉이 없고 가속되지 않는 비행상태에서 0부터 0.6VNE 까지의 전진속도 범위에서 (a)항에서 요구하는 하중을 발생시키기 위해서는 다음의 (1)에서 (3)항까지의 조작을 해야 한다.

(1) 방향조종장치를 스토퍼 또는 29.397(a)에 규정된 최대조종력으로 제한되는 위치까지 돌연 조작한다.

(2) 횡활각 또는 90° 중에서 더 작은 요잉 각도에 도달한다.

(3) 방향조종장치를 신속히 중립위치로 조작한다.

(c) 요잉이 없고 가속되지 않는 비행상태에서 0.6VNE에서 VNE 또는 VH 중 작은 속도까지의 전진속도 범위에서 (a)에서 요구하는 하중을 발생시키기 위해서는 다음의 (1)에서 (3)항까지의 조작을 해야 한다.

(1) 방향조종장치를 스토퍼 또는 29.397(a)항에 규정된 최대조종력으로 제한되는 위치까지 돌연 조작한다.

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

(3) (b)(2)항과 (c)(2)항의 횡활각을 속도와 함께 변화시킨다.

(4) 방향조종장치를 신속히 중립위치로 조작한다.

엔진제한 토오크는 다음 (1)항 및 (2)항의 수치이상으로 한다.

(a) 터어빈 발동기에 대해서는 다음 중 최대값

(1) 최대연속출력에 대한 평균토크에 1.25를 곱한 값

(2) 29.923항에서 요구하는 토오크

(3) 29.927항에서 요구하는 토오크

(4) 오작동 또는 구조적 파손(예 : 압축기 정체)에 의한 엔진의 급정지로 인해 발생하는 토오크

(b) 피스톤 발동기에 대해서는 평균 토오크에 다음의 배수를 곱한 것.

(1) 실린더가 5개 이상의 것에 대해서는 1.33

(2) 실린더가 4개, 3개 및 2개의 것에 대해서 각각 2,3 및 4

조종면 및 조종계통 하중

모든 보조회전익, 고정식 또는 작동식 안정판 또는 조종면 그리고 비행조종장치를 작동하는 계통은 29.395항에서 29.399항까지의 요구조건과 29.411항 그리고 29.427항의 요구조건에 적합하여야 한다.

(a) 29.397항에서 규정하는 하중에 대한 반력을 다음의 (1)에서 (5)까지에 의하여 받아야 한다.

(1) 스토퍼만에 의함.

(2) 조종장치의 고장장치만에 의함

(3) 비가역장치만에 의함. 이 경우에 비가역장치는 고정되고 조종면은 작동제한 범위내에서 조종계통 중 영향을 받는 부분에 있어서 임계 위치에 있는 것으로 한다.

(4) 회전익의 블레이드 피치제어 혼과의 조종계통의 연결부만에 의한다. 이 경우에 조종장치는 그 운동제한범위내에서 조종계통중 영향을 받는 부분에 대하여 가장 힘든 위치에 두기로 한다.

(5) 조종면 혼(Horn)과 조종계통의 결착부에 의함. 이 경우 조종장치는 그 운동제한범위내에서 조종계통 중 영향을 받는 부분에 있어서 가장 힘든 위치에 두기로 한다.

(b) 지지구조를 포함하여 각 주조종계통은 다음과 같이 설계되어야 한다.

(1) 29.397항에 규정된 제한조종력에 의해 발생하는 하중을 지지할 수 있어야 한다.

(2) (b)(3)항의 규정에도 불구하고 동력에 의해 작동하는 작동기 또는 동력 승압(power boost)에 의한 조종을 하는 경우, 조종계통은 동력 승압 또는 작동기 계통의 모든 단일 고장을 포함하여, 정상적으로 에너지가 공급된 각 동력장치의 출력과 더불어 가해지는 29.397항에 규정된 제한조종력으로 인한 하중을 견딜 수 있어야 한다.

(3) 만약 조종계통의 설계 또는 통상적인 운용 하중이 조종계통의 일부가 29.397항에 규정된 제한조종력을 반작용할 수 없도록 하는 것일 경우에는 조종계통의 해당 부분은 정상운용상태에서 가해질 수 있는 최대 하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 계통의 설계 또는 상용운동하중이 계통의 일부분이 29.397항에 규정된 조종자 조종력에 의한 반력을 받는 일이 없도록 계통의 해당 부분은 통상운용상태에서 얻어지는 최대하중에 견디도록 설계하지 않으면 안된다. 최소설계하중은 어떠한 경우에 있어서도 피로, 걸리는 것(Jamming). 지상돌풍조종관성력 및 마찰하중을 고려하여 운용을 위해 충분히 강한 계통이 되어야 한다. 합리적인 해석의 방법이 없는 경우에는 규정의 조종력의 60%에서 생기는 설계하중을 허용최소설계하중으로 한다.

(4) 재밍, 지상하중, 조종관성력 또는 마찰로 인해 운용하중이 초과되는 경우에는 조종계통은 구부러짐 없이 29.397에 규정된 제한조종력을 견딜 수 있어야 한다.

(a) (b)의 규정에 해당하는 경우를 제외하고는 제한조종력은 다음의 (1) 및 (2)와 같다.

(1) 폐달 60kg(130 lb)

(2) 조종간

전방 및 후방 45kg(100 lb)

횡방향 30kg( 67 lb)

(b) 플랩, 탭, 안정판, 회전익 브레이크 및 착륙장치의 조종장치에 대해서는 다음을 적용한다.

(1) 크랭크 바퀴 및 레버

R : 반경 cm(in)

이 수치는 손에 의하여 조작할 경우는 23kg(50 lb)이상 45kg(100 lb)이하, 발에 의하여 조작하는 경우는 23kg(50 lb)이상 60kg(130 lb) 이하의 수치라야 한다. 또한 조종력은 조종장치의 움직이는 면에 대하여 20°의 범위내에서 작동하는 것으로 한다.

(2) 비틀음 식, 36.28R cm-kg(80R inch-lb)

모든 복수조종계통은 29.395에서 얻어지는 하중의 0.75배 이상의 조종력이 다음의 (a) 및 (b)와 같이 작용했을 경우에 생기는 하중에 견디도록 되어야 한다.

(a) 반대방향

(b) 같은방향

(a) 통상의 착륙중에는 꼬리회전익이 착륙면에 접하는 일이 없도록 해야 한다.

(b) (a)의 규정에 적합한 것을 증명하기 위하여 꼬리회전익 보호장치를 구비할 필요가 있을 경우에는 다음의 규정을 적용한다.

(1) 적절한 설계하중을 보호장치에 대하여 설정하여야 한다.

(2) 보호장치 및 그 지지구조는 (1)에 규정된 하중에 견디도록 설계하여야 한다.

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

(b) (a)의 설계기준을 만족하기 위해서는 더 합리적인 자료가 없는 한 다음 사항을 모두 만족해야 한다.

(1) 대칭비행 조건에서의 최대하중의 100%가 대칭면을 기준으로 한쪽에 작용하고 다른 쪽에는 하중이 작용하지 않는다.

(2) 대칭비행 조건에서의 최대하중의 50%가 대칭면을 기준으로 서로 반대 방향으로 작용한다.

(c) 수평꼬리면이 수직꼬리면에 의해 지지되는 후미부분의 경우, 수직꼬리면과 지지구조는 각각의 규정된 비행조건에서 개별적으로 발생하는 것으로 고려할 수 있는 수직면하중과 수평면하중의 조합된 하중에 대해서 설계되어야 한다. 각각의 표면에서 최대 설계하중을 발생시킬 수 있도록 비행조건을 선정해야 한다. 더 합리적인 자료가 없는 경우에는 본 규정에 기술된 비대칭 수평꼬리날개면의 하중분포를 가정한다.

지상하중

(a) 하중과 평형. 제한지상하중에 대하여 다음의 (1) 및 (2)를 고려하여야 한다.

(1) 착륙상태에서 얻어진 제한지상하중은 기체구조가 강체로서 작용한 것으로 한 경우에 회전익항공기 구조에 생기는 외부하중으로 생각하여야 한다.

(2) 모든 규정의 착륙상태에서 외부하중은 합리적 또는 보수적인 방법으로 선관하중 및 회전관성하중과 평형시켜야 한다.

(b) 가장 가혹한 중심위치. 증명을 받으려고 하는 범위내의 가장 가혹한 중심위치는 설계상의 최대하중이 착륙장치의 각 부재에 걸리도록 선정하여야 한다.

(a) 규정된 착륙상태에 대하여 설계최대중량은 최대중량이상의 것을 사용하여야 한다 .회전익의 양력은 착륙충격동안 중심을 통과하여 작용한다고 가정하여도 무방하다. 이 양력은 설계최대중량의 2/3를 초과해서는 안된다.

(b) 별도로 규정하는 경우를 제외하고, 모든 착륙상태에 대하여 회전익항공기는 29.725에서 증명된 제한관성하중배수 이상의 제한하중배수에 대하여 설계하여야 한다.

(c) 부가적 또는 보조적 에너지 흡수를 위한 트리거 장치 또는 작동장치는 29.725 및 29.727에서 규정한 시험에서 얻어지는 하중으로 파괴되어서는 안된다. 다만, 29.303에서 규정하는 안전율은 사용하지 않아도 무방하다.

별도로 규정하는 경우를 제외하고 모든 착륙상태에 대하여 타이어는 지상 정지의 위치에 있고 완충장치는 가장 불리한 위치에 있는 것으로 가정해야 한다.

(a) 자세. (b)에 규정하는 각 하중상태에서 회전익항공기는 다음의 수평착륙자세에 있는 것으로 한다.

(1) 모든 차륜이 동시에 접지하는 자세

(2) 후륜이 접지하고 전륜이 접지 직전에 있는 자세

(b) 하중상태. 회전익항공기는 다음의 착륙하중상태에 대하여 설계되어야 한다.

(1) 29.471에서 적용되는 수직하중

(2) (1)의 하중과 각 차륜에 작용하는 항력을 조합한 하중. 항력은 각 차륜의 수직하중의 25% 이상이어야 한다.

(3) 순간최대치의 저항하중이 발생할 때의 수직하중과 규정된 지상속도까지 차륜의 회전부분을 가속하는데 요구되는 힘을 모의한 저항분력과의 조합

(i) 차륜가속하중 결정을 위한 지상속도는 자동회전착륙에 있어서의 최소강하율에 대한 최적전진비행속도의 적어도 75%일 것.

(ii) (3)에 규정한 하중상태는 착륙장치 및 그 부착구조에 대해서만 적용한다.

(4) 전륜이 2개인 경우에는 3.4.5.2의 “가” 및 “나”에 있어서 이들의 차륜에 걸리는 하중의 비는 40:60으로 한다.

(c) 피칭 모우멘트. 피칭 모우멘트는 다음의 (1) 및 (2)에 의하여 평형되는 것으로 가정한다.

(1) (a)(1)의 경우에는 전륜반력

(2) (b)(2)의 경우에는 회전관성력

(a) 회전익항공기는 회전익항공기의 모든 부분과 지면과의 사이에 간격이 허용되는 최대 기수올림자세에 있는 것으로 가정한다.

(b) 이 자세에서 지면반력은 지면에 수직으로 작용하는 것으로 가정한다.

한쪽바퀴 착륙상태에 대하여 회전익항공기는 수평자세에 있고 한쪽의 후륜으로 접지하는 것으로 가정한다.

(a) 수직하중은 29.479(b)(1)에서 한쪽의 차륜에서 얻어지는 것과 동등한 하중이어야 한다.

(b) 불평형 외부하중은 회전익이 관성에 의하여 평형되는 것으로 한다.

(a) 회전익항공기는 다음의 상태에서 수평착륙자세에 있는 것으로 가정한다.

(1) 29.479(b)의 수평착륙상태에서 얻어지는 최대지면반력의 1/2의 하중을 횡방향 하중과 조합한다.

(2) (1)에서 얻어진 하중은 다음의 (i) 또는 (ii)에 작용하는 것으로 한다.

(i) 접지점

(ii) 완전선회식의 경우에는 차축의 중심

(b) 회전익항공기는 접지시 다음의 (1)과 (2)의 요건에 견디도록 설계되어야 한다.

(1) 후륜만 접지하는 경우에는 한쪽 바퀴에서는 안쪽으로 작용하는 수직반력의 0.8배의 횡하중 및 다른쪽 바퀴에는 바깥쪽으로 작용하는 수직반력의 0.6배의 횡하중을 (a)에 규정하는 수직하중과 조합한다.

(2) 차륜이 동시에 접지하는 경우에는 다음의 (i) 및 (ii)에 의한다.

(i) 후륜에 대하여는 (1)에 규정한 횡하중

(ii) 전륜에 대하여는 수직반력의 0.8배의 횡하중을 (a)에 규정하는 수직하중과 조합한다.

브레이크를 사용한 경우에는 완충장치는 지상정지의 위치에 있는 것으로 하고 다음의 (a) 및 (b)를 조건으로 한다.

(a) 제한수직하중은 적어도 다음의 (1)과 (2)의 하중배수에 의거한 것으로 한다.

(1) 29.479(a)(1)에 규정하는 자세에 대하여는 1.33

(2) 29.479(a)(2)에 규정하는 자세에 대하여는 1.0

(b) 구조는 최소한 브레이크를 갖는 각 차륜의 접지점에 작용하는 다음의 (1) 또는 (2)중 작은 쪽의 제한하중에 견디도록 설계되어야 한다.

(1) 수직하중에 0.8의 마찰계수를 곱한 것.

(2) 제한 브레이크 토오크에 기준한 최대치

(a) 일반. 두 차륜을 중심위치의 전방에, 한 차륜을 그 후방에 갖는 착륙장치를 장비한 회전익항공기는 29.497에 규정하는 하중상태에 대하여 설계되어야 한다.

(b) 전륜만이 접지하는 수평착륙자세

(1) 수직하중은 29.471부터 29.475까지의 요건이어야 한다.

(2) 각 차축에 있어서는 수직하중은 수직하중 25% 이상의 각각의 차륜에 걸리는 저항하중과 조합되어야 한다.

(3) 불평형 피칭 모우멘트는 회전관성력에 의하여 평형되는 것으로 가정한다.

(c) 전 차륜이 동시에 접지하는 수평착륙자세. 이 자세에서는 회전익항공기는 (b)에 규정하는 착륙하중상태에 대하여 설계되어야 한다.

(d) 후륜만이 접지하고 있는 최대 기수올림자세. 이 자세에 대해서는 자동회전착륙을 포함하는 통상의 운용에서 예상되는 최대기수올림자세이어야 한다. 이 자세에 있어서는 다음의 (1) 또는 (2)를 조건으로 한다.

(1) (b)(1) 및 (2)로 규정되는 타당한 지상하중을 후륜의 지면반력과 회전익항공기의 중심과 사이에 모우멘트 아암을 합리적 방법으로 고려하여 결정하고 적용하지 않으면 안된다.

(2) 후륜이 최초로 접지하는 착륙의 가능성은 극히 드물다는 것을 증명하여야 한다.

(e) 한 개의 전륜만이 접지하는 수평착륙자세. 이 자세에서는 회전익항공기는 (b)(1) 및 (3)에 규정하는 지상하중에 대하여 설계되어야 한다.

(f) 수평착륙자세에서의 횡하중. (b) 및 (c)에 규정하는 자세에서는 다음의 (1)과 (2)를 적 용한다.

(1) (b) 및 (c)에서 얻어지는 각 차륜의 최대수직지면반력의 1/2을 각 차륜의 횡하중과 조합하여야 한다. 이 상태에서의 횡하중은 다음의 (i) 및 (ii)로 한다.

(i) 전륜에 관해서는 한 쪽에서 안 쪽으로 수직반력의 0.8배 다른 쪽에서는 바깥쪽으로 수직반력의 0.6배

(ii) 후륜에 대해서는 수직반력의 0.8배

(2) (1)에 규정한 하중은 다음의 (i) 또는 (ii)점에 걸리는 것으로 한다.

(i) 완전선회식이 아닌 착륙장치 또는 고정창치, 스티어링 장치 또는 시미댐퍼를 가지며 차륜을 예항위치에 위치할 수 있는 완전선회식 착륙장치에 대하여는 예항위치에 있는 차륜의 접지점

(ii) 고정장치 스티어링(Steering) 장치 또는 시미댐퍼(Shimmy Damper)를 갖지 않는 완전선회식 착륙장치에 대하여는 차축의 중심

(g) 수평착륙자세에서 브레이크를 사용한 상태. 회전익항공기는 (b) 및 (c)에 규정한 자세로서 완충장치는 그 정적처짐의 위치에서 다음의 (1)과 (2)의 브레이크를 사용한 상태에 대하여 설계되어야 한다.

(1) 제한 수직하중은 다음에서 규정하는 제한수직하중배수 이상의 하중배수에 기준하여 결정하는 것으로 한다.

(i) (b)에서 규정하는 자세에 대해서는 1.0; 그리고

(ii) (c)에서 규정하는 자세에 대해서는 1.33

(2) 브레이크를 장착한 각 차륜에 대해서는 다음의 (i)와 (ii) 중 더 작은 쪽의 값보다 작지 않은 항력이 그 접지점에 작용하는 것으로 한다.

(i) 수직하중의 0.8배의 하중

(ii) 제한 브레이크 토오크를 기준으로 한 최대하중

(h) 지상 정지상태에서의 미륜의 회전하중. 회전익항공기는 지상 정지 상태에 있고 완충장치 및 타이어는 지상 정지시의 위치에 있는 것으로 하고 다음의 (1) 및 (2)의 미륜회전하중에 대하여 설계되어야 한다.

(1) 미륜의 정하중과 동등한 수직지면 하중외에 이와 같은 크기의 횡하중이 동시에 작용하는 것으로 한다.

(2) 상기 (1)에 규정한 하중은 다음과 같이 후방 착륙장치에 작용하는 것으로 한다.

(i) 완전선회식의 경우에는 차축을 통하여(후방 차륜은 기체의 전 후축에 대하여 90° 회전하고 있는 것으로 한다)

(ii) 차륜 고정장치 및 스티어링 또는 시미댐퍼를 갖는 경우에는 접지점에 (후방 차륜은 예항위치에 있는 것으로 한다)

(i) 지상활주상태. 기체 및 그 착륙장치는 통상운용 중에 발생하리라고 당연히 예상되는 가장 거칠은 지면위를 활주하는 경우에 생기는 하중에 대하여 설계하여야 한다.

(a) 일반. 스키드 착륙장치를 갖는 회전익항공기는 29.501의 하중상태에 대하여 설계되어야 한다. 29.501의 규정에 적합함을 증명하는 경우 다음 (1)부터 (4)까지의 규정을 적용한다.

(1) 설계최대중량, 중심위치 및 하중배수는 29.471에서 29.475 까지의 규정에 의하여 결정되어야 한다.

(2) 탄성스프링 부재는 제한하중에서 항복하여도 무방하다.

(3) 탄성스프링 부재에 대한 설계극한하중은 다음의 (i) 및 (ii)의 조건에서의 낙하시험에의하여 얻어지는 값을 초과할 필요는 없다.

(i) 29.725에 규정하는 낙하높이의 1.5배의 높이

(ii) 29.725에 규정하는 제한낙하시험에 있어서의 회전익 양력의 1.5배 회전익 양력

(4) (b)부터 (e)까지의 규정에 적합하고 있음을 증명하는 경우에는 다음의 것을 고려하여야 한다.

(i) 각 착륙상태에 있어서 착륙장치는 가장 불리한 상태로 변형되어 있는 것으로 한다.

(ii) 지상반력은 스키드 밑부분에 합리적으로 분포되어 있는 것으로 한다.

(b) 수평착륙에 있어서의 수직지면반력. 양쪽의 스키드의 밑면이 접지하고 있는 수평자세로서 다음의 하중이 작용하는 것으로 한다.

(c) 수평착륙에 있어서의 항력. 양측의 스키드의 밑면이 접지하고 있는 수평자세로서 다음의 하중이 작용하는 것으로 한다.

(1) 수직반력과 수직반력의 50%와 동등한 수평항력이 동시에 접지면에 작용한다.

(2) 지상하중의 합력은 (b)에 규정한 수직하중과 같은 것으로 한다.

(d) 수평착륙에 있어서의 횡하중. 양 쪽의 스키드에 밑면이 접지하고 있는 수평자세에서 다음의 (1)부터 (5)까지에 규정하는 하중조건으로 한다.

(1) 수직지면반력은 다음과 같은 것으로 한다.

(i) 수직지면반력은 (b)에 규정한 수직하중과 동등하다.

(ii) 하중은 양쪽의 스키드에 똑같이 작용한다.

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

(3) 전체 횡하중은 스키드 간에 그리고 스키드 전체의 길이에 걸쳐 동일하게 작용하는 것으로 한다.

(4) 불평형 모우멘트는 횡관성력과 평형되는 것으로 한다.

(5) 스키드에 대해서는 다음의 사항을 고려하여야 한다.

(i) 안쪽으로 횡하중이 작용하는 경우

(ii) 바깥쪽으로 횡하중이 작용하는 경우

(e) 수평착륙에 있어서의 한쪽 스키드의 하중. 한쪽의 스키드의 밑면이 접지하고 있는 수평자세의 경우 다음의 하중을 고려하여야 한다.

(1) 접지축의 스키드에 작용하는 수직하중은 (b)에 규정하는 한쪽의 스키드에 작용하는 하중과 같은 것으로 한다.

(2) 불평형 모우멘트는 회전관성력과 평형되는 것으로 한다.

(f) 특별한 상태. 회전익항공기는 (b) 및 (c)의 규정에 합치됨과 동시에 다음의 지면반력에 대하여 설계되어야 한다.

(1) 기체의 전후축에 대하여 상후방 45°의 방향으로 작용하고 또한 다음의 규정에 적합한 지면 반력

(i) 최대중량의 1.33배가 같을 것.

(ii) 양쪽의 스키드에 똑같이 분배되어 있을 것.

(iii) 스키드의 직선부분의 최전방 끝에 집중되어 있을 것.

(iv) 스키드의 최전방 끝 및 그 기체에의 부착부에만 작용하고 있을 것.

(2) 기체는 수평자세에 있고 (b)에 규정한 수직하중의 1/2과 같고 또한 다음의 규정에 적합되는 수직지면반력

(i) 스키드 및 그 기체에의 부착부에 작용하고 있을 것.

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

스키 운용에 대한 증명을 받으려고 할 경우에는 회전익항공기는 스키에 대하여 다음의 (a)부터 (c)까지의 하중상태에 견디도록 설계되어야 한다. (여기서 P는 설계최대중량으로 각 스키에 걸리는 최대정하중 n은 29.473(b)으로 결정되는 제한하중배수)

(a) 다음의 (1) 및 (2)의 상향 하중상태

(1) Pn의 수직하중과 의 수평하중이 동시에 페데스탈 베어링(Pedestal Bearing)에 걸린다.

(2) 1.33P의 수직하중이 페데스탈 베어링에 걸린다.

(b) 0.35Pn의 수평하중이 회전익항공기의 중심선에 수직한 수평면에서 페데스탈 베어링이 있는 곳에 걸리는 횡하중상태

(c) 0.41P(kg.m)[1.33P(ft.lb)]의 토오크 하중이 페데스탈 베어링의 중심선을 지나는 수직축 주위의 스키에 작용하는 하중상태

(a) 이중차륜 착륙장치에 작용하는 전체 지면반력의 60%가 한 차륜에 작용하고 40%가 다른 또 하나의 차륜에 작용하는 것으로 한다.

(b) 한 개의 타이어의 공기가 빠진 경우에는 한 쪽 차륜에 착륙장치의 규정된 하중의 60%가 작용하는 것으로 한다. 다만, 이 경우 수직지면반력은 최대정하중 이상이어야 한다.

(c) 착륙장치에 작용하는 전하중을 결정하는 경우 차륜간의 비대칭하중분포에 의한 횡방향의 하중중심의 이동은 무시하여도 무방하다.

수상하중

(a) 일반. 선체(hull)형 회전익항공기의 구조는 증명을 받으려고 하는 가장 심한 파고와 파형을 고려하여 (b), (c) 및 (d)에 규정하는 수상하중에 견디도록 설계되어야 한다. (b) 및 (c)에 규정하는 착륙상태에 대한 하중은 합리적이고 안전한 방법으로 결정하며 또한 선체(hull) 및 해당되는 경우에는 보조 플로트에 분배 및 분포시켜야 한다. 이 경우 착륙충격시에는 회전익항공기 중량의 2/3를 초과하지 않는 양력이 작용하는 것으로 한다.

(b) 수직 착수상태. 회전익항공기는 전진속도는 0이고 임계설계하중을 생기게 하는 타당한 피칭 및 로울링 자세로서 최초에 수면에 접촉하는 것으로 한다. 수직강하속도는 평균수면에 대하여 1.98m/s(6.5fps)보다 작아서는 안된다.

(c) 전진속도를 갖는 착수상태. 회전익항공기는 0부터 30kt의 전진속도를 갖고 타당한 피칭, 로울링 및 요오잉 자세로써 평균수면에 대하여 1.98m/s(6.5fps)보다 작지 않은 수직강하속도로 수면에 접촉하는 것으로 한다. 선정된 전진속도가 보통 한 개의 발동기 부작동 착수시의 전진속도를 초과하지 않음을 증명하였을 때에는 30kt이하의 전진속도를 설계에 사용하여도 무방하다.

(d) 보조 플로트 수몰(水沒)상태. 착수상태시의 하중에 부가하여 보조 플로트, 선체(hull)에서의 지지부 및 부착부는 완전히 수몰한 때의 하중에 대하여 설계하여야 한다. 다만 완전히 수몰하지 않는 경우에는 횡풍, 회전익항공기의 비대칭적인 적재 파도에 의한 운동 및 회전익항공기의 관성에 의한 전복 모우멘트에 비길수 있는 회복모우멘트를 발생시킬 만큼의 플로트의 수몰시의 하중을 고려하여 최대 플로트 부력하중을 적용하여야 한다.

플로트 장비의 운용에 대하여 증명을 발급받으려고 할 경우(플로트의 수륙양용의 운용을 포함한다)에는 회전익항공기는 플로트를 장비하고 다음의 하중상태에서 견딜 수 있는 설계를 하여야 한다. 이 경우 제한하중배수는 29.473(b)에 의하여 결정하던가 또는 차륜착륙장치에 대하여 결정되는 것과 동등하게 가정하는 것으로 한다.

(a) 다음의 상방향 하중상태

(1) 회전익항공기는 정적 수평자세에 있고 하중은 합성 수상 반력이 중심을 지나서 수직으로 작용하는 것으로 한다.

(2) (1)에 규정된 수직하중에 수직하중의 0.25배의 후방향 하중이 동시에 걸리는 것으로 한다.

(b) 다음의 횡방향 하중상태

(1) (a)(1)에 규정된 전체 수직하중의 0.74배의 수직하중이 각 플로트에 똑같이 작용하는 것으로 한다.

(2) 각 플로트에 대하여 (b)(1)에 규정한 분담하중과 (b)(1)에 규정한 전체수직하중의 0.25배의 크기의 횡하중을 조합한 것이 해당 플로트에만 걸리는 것으로 한다.

주요 구조 부분

(a) 로우터는 회전하는 부재의 조립품으로서 로우터 허브, 블레이드, 블레이드 댐퍼, 피치조종장치 그리고 조립품과 같이 회전하는 기타 모든 부분을 포함한다.

(b) 각각의 로우터 조립품은 본 항에서 규정하는 바에 따라서 설계되어야 하고 임계 비행하중조건 및 작동환경에서도 안전하게 기능해야 한다. 안전한 비행의 지속 및 착륙의 안전성을 저해할 수 있는 모든 고장상태를 파악하기 위한 세부적인 고장분석이 포함된 설계에 대한 평가가 이루어져야 한다. 설계의 평가는 이러한 고장의 발생가능성을 최소화하기 위한 방안을 확인할 수 있는 것이어야 한다.

(c) 로우터의 구조는 29.337항부터 29.341항까지 그리고 29.351항에서 규정하고 있는 다음의 하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 가장 혹독한 비행하중

(2) 자동 회전착륙의 보통의 상태에서 생기는 제한하중

(d) 로우터의 구조는 다음을 모사한 하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 회전익의 블레이드, 허브 및 플랩핑 힌지에 대하여 지상운전중 그 스토퍼에 블레이드가 충돌할 때에 생기는 하중

(2) 보통의 운용상태에 있어서 예상되는 기타의 가장 혹독한 상태

(e) 회전익 구조는 0을 포함한 모든 회전속도에 있어서 제한 토오크에 견디도록 설계되어야 한다. 그리고 추가적으로 다음의 사항을 만족해야 한다.

(1) 제한토오크는 토오크 제한장치가 있는 경우는 그 장치에 대해서 규정된 토오크 값보다 클 필요는 없다. 또 다음의 (i) 및 (ii)중 큰 값보다 작아서는 안된다.

(i) 회전익 구동장치 또는 회전익 브레이크를 갑자기 거는 것으로 인하여 어느 방향이든 회전익 구조에 대하여 전달될 것으로 예상되는 최대 토오크

(ii) 주회전익의 경우 29.361항에 규정된 제한엔진토오크

(2) 제한 토오크는 회전익 블레이드에 대하여 균등하고 합리적으로 분포시켜야 한다.

(a) 모든 동체 및 회전익 구조는 다음을 견디도록 설계되어야 한다.

(1) 29.337부터 29.341 및 29.351에 규정된 가장 혹독한 하중

(2) 29.235, 29.471 에서 29.485, 29.493, 29.497, 29.505 및 29.501에 규정하는 지상하중 가운데 적용될 수 있는 것.

(3) 29.547(d)(1) 및 (e)(1)(i)에 규정된 하중

(b) 보조회전익 추력 모든 회전익 구동계통의 토오크 반력 및 가속비행 상태에서 생기는 평형공기력 그리고 관성력 하중을 고려하여야 한다.

(c) 모든 엔진 마운트 및 그 근접 동체구조는 발동기 토오크를 포함하여 가속비행상태 및 착륙상태에서 생기는 하중에 견디도록 설계되어야 한다.

(d) [삭제]

(e) 2분30초간 단발동기 정지출력(OEI Power)의 사용 증명을 발급받으려고 할 경우에는 각각의 엔진 마운트 및 그 근방의 구조는 2분30초간 단발동기 정지출력시의 평균토오크의 1.25배와 동등한 제한토오크와 1g의 비행하중을 조합해서 생기는 하중에 견디도록 설계되어야 한다.

모든 보조 양력면은 다음의 조건에 견디도록 설계되어야 한다.

(a) 29.337 내지 29.341 및 29.351의 가장 가혹한 비행하중

(b) 29.351, 29.471 내지 29.485 및 29.493, 29.505, 29.521의 지상하중 가운데 적용될 수 있는 것.

(c) 보통의 운용상태에서 예상되는 기타의 가장 불리한 상태

비상 착륙 상태

(a) 회전익항공기는 지상 또는 수상의 비상착륙상태에서 파손하는 일이 있어도 29.581에 규정한 대로 탑승자를 보호할 수 있게끔 설계되어야 한다.

(b) 구조는 다음의 (1)부터 (3)까지의 경우에 파괴착륙에서 모든 탑승자가 중상을 입지 않을 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 좌석, 안전벨트 기타의 안전상의 설비를 정확하게 사용했을 때

(2) 차륜은 수장된 상태(수장시 착륙장치를 장비한 경우)

(3) 각 탑승자와 탑승자에게 상해를 입힐 수 있는 객실 내부의 중량물은 다음과 같은 크기의 주변 구조에 상대적인 극한 관성하중배수가 가해질 경우 구속상태를 유지하는 것으로 한다.

(i) 상방향-4g

(ii) 전방-16g

(iii) 횡방향-8g

(iv) 하방-20g, 좌석장치에 예상되는 변위 이후

(v) 후방-1.5g

(c) 비상착륙으로 인해 그 고정상태가 해제될 경우 탑승자에게 상해를 입힐 수 있는 승무원실 및 객실의 상부 또는 후방에 위치한 중량물의 지지구조는 29.591항에 규정된 값까지의 모든 극한 관성하중배수에 대해서 중량물을 고정할 수 있도록 설계되어야 한다. 여기서 중량물에 해당하는 품목은 로우터, 변속장치 및 엔진을 포함하며 이 품목으로만 제한되지는 않는다. 중량물은 다음의 극한관성하중계수에 대하여 고정상태를 유지할 수 있어야 한다.

(1) 상방향-1.5g

(2) 전방-12g

(3) 측방-6g

(4) 하방-12g

(5) 후방-1.5g

(d) 객실바닥면 밑의 내부 연료탱크의 모든 동체구조는 다음에 규정된 극한관성배수 및 하중에 견디고 또한 이 하중이 해당부분에 가해질 경우 탱크의 파괴가 일어날 위험성이 있는 경우에는 연료탱크를 파괴로부터 보호할 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 상방향-1.5g

(2) 전방-4.0g

(3) 측방-2.0g

(4) 하방-4.0g

(a) 회전익항공기는 파괴착륙시 손상이 발생하더라도 다음의 조건에서는 각 탑승자를 보호 할 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 설계에 규정된 대로 좌석, 안전벨트 및 멜빵을 적절히 사용한 것으로 한다.

(2) 탑승자가 이 항에 규정된 조건으로 인해 발생하는 하중에 노출된 것으로 한다.

(b) 이륙과 착륙 중 승무원과 승객을 위해 승인된 각 좌석형태의 설계는 다음의 각각의 비상착륙조건에 따라 유사한 형태의 좌석에 대한 동적시험에 근거한 합리적인 해석에 의해서 입증되거나 또는 동적시험을 성공적으로 수행하여야 한다. 시험은 77 kg(170 lb)의 인체모형(ATD)이 정상적으로 똑바르게 앉아 있는 상태로 행해져야 한다.

(1) 하방속도변화는 9.14 m/s(30 ft/s) 이상이어야 한다. 이 경우, 좌석 또는 좌석 유사장치가 회전익항공기의 상대좌표계에 대하여 정상적인 위치에 있고 회전익항공기의 세로축과 충돌 속도 벡터 사이의 각은 상방향으로 60° 이며 가로축은 충돌 속도 벡터와 세로축을 포함하는 수직면에 직각을 이루는 것으로 한다. 객실바닥의 최고감속은 충격 후 0.031초 이내에 발생해야 하며 최소 30g에 도달해야 한다.

(2) 전방속도변화는 12.8 m/s(42 ft/s) 이상이어야 한다. 이 경우, 좌석 또는 좌석 유사장치가 회전익항공기의 상대좌표계에 대하여 정상적인 위치에 있고 회전익항공기의 세로축과 충돌 속도 벡터 사이의 각도는 좌측 또는 우측으로 10° 이며(멜빵에 가해지는 하중이 최대가 되는 방향으로 한다) 가로축은 충돌 속도 벡터를 포함하는 수평면에 포함되고 수직축은 충돌 속도 벡터가 포함된 수평면에 대하여 직각을 이루는 것으로 한다. 최고감속은 충격 후 0.071초 이내에 발생해야 하며 최소 18.4g에 도달해야 한다.

(3) 본 규정의 조건에 대하여 좌석을 기체구조에 부착하기 위해 객실바닥 궤도 또는 객실바닥이나 측벽의 조립부속품이 사용된 경우에는 충돌에 따른 바닥구조의 비틀림의 영향을 고려하기 위해서 궤도 또는 해당 조립부속품들은 수직방향의 상대적인 엇각이 10도 이상(즉, 평행상태에서 어긋난)이 될 수 있도록 정렬되어야 하며 상대적인 뒤틀림각은 10도 이상이 되어야 한다.

(c) 다음의 사항에 대한 적합성을 입증해야 한다.

(1) 좌석 장치 계통은 설계에서 의도한 바에 따라 분리되더라도 본래의 상태를 유지해야 한다.

(2) 좌석 장치와 항공기 구조 사이의 연결부는 구조부에 제한 하중을 초과하는 하중이 가해지더라도 본래의 상태를 유지해야 한다.

(3) 인체모형(ATD)의 어깨띠는 충격시에 어깨 또는 어깨 근처에 남아 있어야 한다.

(4) 안전띠는 충격시에 인체모형(ATD)의 골반에 남아 있어야 한다.

(5) 인체모형(ATD)의 머리는 승무원실 또는 객실의 구조부와 접촉하여서는 안된다. 만약 접촉이 발생할 경우에는 머리에 가해지는 충격이 머리부상표준(HIC) 1,000을 초과해서는 안된다. 머리부상표준은 다음과 같이 정의된다.

: 충돌로 인한 머리부분의 무게중심의 가속도(중력가속도 g의 배수로 표시)

- : 머리부분의 충돌지속시간(초단위, 0.05초를 초과할 수 없다)

(6) 각 어깨띠에 가해지는 하중(인장하중)은 794 kg(1,750 lb)을 초과할 수 없다. 만약 이중의 띠가 상체를 구속하기 위하여 사용될 때에는 전체 띠의 하중은 907 kg(2,000 lb)을 초과하지 않아야 한다.

(7) 인체모형(ATD)의 골반과 요추 사이에서 측정한 최대 압축하중은 680 kg(1,500 lb)을 초과하지 않아야 한다.

(d) 본 규정에서 요구하는 수준과 비교하여 동등한 수준 또는 더 향상된 수준으로 탑승자를 보호할 수 있는 다른 접근방식을 적용한 경우에는 그 합리성을 입증해야 한다.

비상착수 설비에 대한 증명이 요구되는 경우, 비상 착수에 대한 구조적 강도는 본 규정과 29.810(e)항의 요구조건을 만족해야 한다.

(a) 착수시 전방속도 조건. 회전익항공기는 합리적으로 예상되는 수면조건에서 가장 불리한 조건의 물결과 접촉하는 것으로 한다. 이때의 전방속도의 범위는 가능한 피치, 롤, 요우 자세에서 0에서 30노트로 한다. 회전익항공기의 제한 수직강하속도는 평균수면에 대하여 1.524 m/s(5 ft/s) 이상이어야 한다. 회전익에 의해 발생하는 양력은 착륙 충돌시 무게중심을 통과하여 작용하는 것으로 할 수 있다. 단, 이 양력은 설계 최대중량의 2/3를 초과할 수는 없다. 선정된 전방속도가 통상의 단발동기 정지상태에서 착륙할 때의 속도를 초과하지 않는다는 것이 입증된 경우에는 30노트보다 작은 최대 전방 속도를 사용할 수 있다.

(b) 보조부주 또는 비상부주가 장착된 상태

(1) 고정식 부주 또는 착수 전에 전개될 수 있는 부주. 본 규정 (a)에 제시된 착륙하중에 추가하여, 각 보조부주 또는 비상부주, 또는 동체의 지지구조 및 연결구조는 부주가 물에 완전히 잠기는 경우가 발생하지 않는다는 것을 입증하지 않는 한은 부주가 완전히 물에 잠김으로 인해 발생하는 하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 부주가 완전히 물에 잠기는 경우가 발생하지 않을 것으로 판단되는 경우에는 부주에 가해질 수 있는 최대 부력 하중을 적용하여야 한다. 최대 부력 하중은 측풍, 비대칭 하중, 파도의 영향, 관성 및 29.801(d)항의 적용하에서 고려할 수 있는 예상되는 구조적 손상과 누수 등에 의해 발생할 수 있는 전복 모우멘트(upsetting moment)를 상쇄할 수 있는 회복 모우멘트(restoring moment)를 생성하게 되는 부분적인 부주의 잠김상태를 고려한 것이어야 한다. 29.801(d)항에 대한 적합성 입증시 정해진 최대 롤 및 피치 각도를 각 부주의 잠김 정도를 결정하기 위해 이용할 수 있다. 비행중에 부주가 전개될 수 있는 경우, 부주 및 회전익항공기와 부주와의 연결장치의 적합성 입증을 위해서는 부주가 전개된 상태에서의 비행제한사항에서 도출된 공력하중을 이용해야 한다. 이 경우, 제한하중에 대한 설계대기속도는 부주 전개상태에서의 대기속도 운용제한값에 1.11을 곱한 것으로 한다.

(2) 착수이후에 전개되는 부주. 각 부주는 본 조항의 (b)(1)항에 규정된 완전한 또는 부분적인 잠김상태에 대하여 설계되어야 한다. 이에 더하여, 각 부주는 유속에 상대적인 회전익항공기의 제한속도 20노트를 사용하여 계산된 수직하중과 항력의 합력에 대하여 설계되어야 한다. 수직하중은 본 조항의 (b)(1)항에 따라 정해진 예상되는 최대 부력하중보다 작아서는 않된다.

피로의 평가

(a) 일반. 주요 부재의 강도, 세부설계 및 조립방법에 대한 평가를 통해 피로에 의한 치명적인 파손이 발생하지 않는다는 것을 입증해야 한다. 이 때 환경적 요인, 내재적 결함/불연속적인 결함(intrinsic/discrete flaws) 또는 사고에 의한 손상에 의한 영향을 고려하여야 한다. 평가 대상은 회전익, 발동기와 회전익 허브사이의 회전익 구동계통, 조종장치, 동체, 고정식/가동식 조종면, 발동기 및 변속기 장착대, 착륙장치 및 이들의 주부착부를 포함하며 이 범위로 국한되지는 않는다. 추가적으로 다음이 적용된다.

(1) 본 규정에 의해 요구되는 평가는 다음을 포함한다.

(i) 파괴가 회전익항공기의 치명적인 파괴로 이어지는 주요구조요소의 판별

(ii) (a)(1)(i)항에 규정된 품목의 경우에는 29.309항(고도의 변화에 따른 영향을 포함한다)에 제시된 제한범위 내의 모든 임계조건에서의 하중 또는 응력을 정함에 있어 실제 비행을 통한 측정이 필요하다. 단, 기동하중배수는 운용 중 예상되는 최대값을 초과할 필요는 없다.

(iii) 외부 적재상태의 운용을 포함하여 (a)(1)(ii)항에서 정한 응력 또는 하중을 발생시킬 수 있는 운용 및 해당되는 경우 고주파 출력 사이클 운용(high frequency power cycle operations)에서 예상되는 혹독한 하중변동범위

(2) 본 규정에서 요구하는 평가에 근거하여, 치명적인 파손을 방지하기 위한 검사시기, 교체시기 또는 검사/교체시기의 배합 그리고 다른 절차를 필요에 따라 설정해야 하고 29.1529 및 본 기술기준의 부록 A29.4에서 요구하는 [계속감항성을 위한 지시서]의 감항성 제한부분에 포함시켜야 한다.

(b) 피로 허용성의 평가(결함 허용성 포함). 시험 증거와 가능한 경우 운용이력에 근거한 해석을 통해 구조설계의 피로 허용성을 입증해야 한다. 피로 허용성 평가는 (b)(1), (2) 또는 (3)항의 각 요구조건 또는 요구조건의 조합을 포함해야 하며, 환경의 영향, 내재적 결함/불연속적인 결함(intrinsic/discrete flaws) 또는 사고에 의한 손상을 고려하여 피로에 의해 예상되는 손상지점과 손상형태에 대한 결정을 포함해야 한다. (b)(1) 또는 (2)항의 결함(flaw) 허용성 요구조건에 대한 적합성을 입증해야 한다. 형식증명 신청자가 특정 구조부에 대해서 형상, 점검성(inspectability)의 제한사항 또는 설계능력(good design practice)의 범위 내에서 이러한 피로 결함 허용 방법을 적용하는 것이 불가능하다고 정한 경우는 예외로 하며 이 경우에는 (b)(3)항의 안전 수명 평가를 적용해야 한다.

(1) 결함 허용 안전수명 평가(Flaw tolerant safe-life evaluation). 결함(flaw)이 있는 구조부에 다음의 기간 동안 탐지가 가능한 정도의 크기까지 결함이 성장하는 일 없이 각종 크기의 반복하중을 견딜 수 있어야 한다.

(i) 회전익 항공기의 수명; 또는

(ii) 부록 A의 A29.4에 따라 정해진 교체시간 이내

(2) 안전수명(결함성장 이후의 잔류응력) 평가. 부분적인 파손 이후의 잔여구조부는 부록 A의 A29.4에 의해 정해진 검사주기 이내에슨 파괴되지 않고 설계제한하중을 견딜 수 있어야 한다. 여기서 제한하중은 29.301(a)항에 규정된 하중을 의미한다.

(i) 잔류응력에 대한 평가를 통해 결함이 성장한 후의 잔여구조가 운용수명 내에는 파괴되지 않고 설계제한하중을 지지할 수 있음을 입증해야 한다.

(ii) 잔류강도상태에 도달하기 전에 파손을 감지할 수 있음을 보증하기 위해 검사의 간격 및 방법을 수립해야 한다.

(iii) 구조적 손상 또는 국부적 손상에 따라 구조강성(stiffness) 또는 형상에 중대한 변화가 있는 때에는 결함허용에 대한 영향을 추가적으로 조사해야 한다.

(3) 안전수명 평가. 구조부가 다음의 기간 동안 탐지가 가능한 정도의 크기까지 균열이 성장하는 일 없이 각종 크기의 반복하중을 견딜 수 있음을 입증해야 한다.

(i) 회전익 항공기의 수명; 또는

(ii) 부록 A의 A29.4에 따라 정해진 교체시간 이내

Subpart D 설계 및 구조

일반

(a) 회전익항공기의 구조에는 경험상 위험하거나 또는 신뢰성이 없다고 인정되는 설계방식 또는 부품을 사용해서는 안된다.

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

(a) 중요부분(Critical Part). 중요부분이라 함은 파손시 회전익항공기에 치명적인 영향을 미칠 수 있는 부분으로서 요구되는 수준의 무결성을 보증할 수 있도록 그 중요 특성을 판별하여 관리해야 한다.

(b) 중요부분이 형식설계에 포함되는 경우 중요부분의 목록이 설정되어야 한다. 중요설계특성을 규정하는 절차 그리고 그러한 특성에 영향을 미치게 되는 공정의 판별 절차 및 해당 품질보증요구조건에 적합함을 입증하기 위해 필요한 설계 및 공정 변경사항에 대한 관리절차를 수립해야 한다.

회전익항공기의 부품에 사용되는 재료의 적합성 및 내구성은 안전에 위험이 없도록 다음 사항에 준한 것이어야 한다.

(a) 경험 또는 시험에 의하여 설정된 것.

(b) 설계시에 가정한 강도 기타의 특성을 가지고 있음이 보증된 것.

(c) 운항중 예상되는 온도 습도등의 주위 환경 조건의 효과를 고려한 것.

(a) 회전익항공기 구조의 공작법은 항상 안전한 구조를 제작할 수 있는 것이어야 한다. 이를 위하여 엄밀한 관리를 요하는 접착, 용접, 열처리 등의 공작 과정은 승인된 규격에 따라 행하여지는 것이어야 한다.

(b) 새로운 항공기의 공작법은 시험절차에 의하여 구체화하여야 한다.

(a) 풀린 경우에 회전익항공기의 운용의 안전을 해칠 우려가 있는 볼트, 슽크류, 너트 및 기타의 패스너에는 두 가지의 독립적인 고정방법을 강구해야 한다. 패스너 및 그 고정방법은 그 부착에 따른 환경조건에 의하여 악영향을 받아서는 안된다.

(b) 풀림방지 너트는 마찰에 의하지 않은 고정방법이 병용되는 경우를 제외하고 운용중에 회전을 받는 볼트에 대하여 사용하여서는 안된다.

모든 구조부재는 다음을 만족해야 한다.

(a) 다음을 포함한 모든 원인에 의한 운용중의 열화 또는 강도저하에 대하여 적절히 보호되여야 한다.

(1) 풍화

(2) 부식

(3) 마모

(b) 구조 부근에는 부식성, 가연성 또는 유독한 액체의 집적을 방지할 필요가 있는 경우 배기 및 배수에 대하여 적절한 설비를 해 놓아야 한다.

(a) 회전익항공기의 구조는 낙뢰에 의한 치명적인 영향으로부터 보호되어야 한다.

(b) 금속부재에 있어서 (a)항에 대한 적합성은 다음 (1)항 또는 (2)항에 따라 증명한다.

(1) 구성품을 기체구조에 적절히 전기적으로 접합할 것

(2)낙뢰가 회전익항공기를 위험하게 하지 않도록 구성품을 설계할 것

(c) 비금속부재에 있어서 (a)항에 대한 적합성은 다음 (1)항 또는 (2)항에 따라 증명한다.

(1) 낙뢰의 영향을 최소화하도록 구성품을 설계할 것

(2) 회전익항공기가 위험에 처하지 않도록 낙뢰에 의해 생긴 전류를 전환하는 적절한 방법을 고려할 것

(d) 전기적 접합 및 정전기와 낙뢰로부터의 보호는 다음을 만족해야 한다.

(1) 정전기 전하의 축적을 최소화해야 한다.

(2) 통상적인 예방책을 사용하여 승무원, 승객, 서비스 및 정비요원에 대한 전기적 충격의 위험을 최소화 할 수 있어야 한다.

(3) 접지된 전기계통이 있는 회전익항공기의 경우 정상상태 및 고장상태에서 전기적 복귀 경로(return path)를 제공하여야 한다.

(4) 주요 전기 및 전자 장비의 기능에 대한 낙뢰 및 정전기의 영향을 적정 수준으로 감소시켜야 한다.

다음의 사항이 필요로 하는 곳에는 충분한 점검이 가능하도록 설비하여야 한다.

(a) 정기적 점검

(b) 적절한 조립 및 기능을 위한 조정

(c) 윤활

(a) 설계치를 결정하기 위하여 사용되는 재료강도특성은 재료규격에 적합한 재료로 행한 충분한 시행으로부터 통계적으로 얻어진 것이어야 한다.

(b) 설계치는 재질의 다양성 때문에 생길 수 있는 구조결함 가능성을 최소화하도록 선정되어야 한다. 본 규정의 (d)와 (e)항과 같은 경우를 제외하고 다음과 같은 확률로 재료강도를 보장하는 설계치를 선정하여 이 항목의 적합성을 입증하여야 한다.

(1) 가해진 하중이 궁극적으로 조립품내의 한 부재에 분포하는 경우 해당 부재의 결함으로 인해 구성품의 구조적인 완전성을 상실할 수 있는 경우에는 95%의 신뢰도 수준에서 99%의 확률

(2) 개별 부재의 파손시 가해진 하중이 하중을 지탱하는 다른 부재들에 안전하게 분산될 수 있는 이중 구조의 경우에는 95% 신뢰도 수준에서 90%의 확률

(c) 구조의 강도, 각부의 설계 및 공작은 특히 응력이 집중하는 곳에서 위험한 피로파괴를 가능한 한 피하도록 고려된 것이어야 한다.

(d) 설계치는 재료 및 구조에 대한 다음과 같은 기준 또는 규격에 의한 것이거나 국토교통부장관이 승인한 것이어야 한다.

(1) MIL-HDBK-5, "Metallic Materials and Elements for Flight Vehicle Structure".

(2) MIL-HDBK-17, "Plastics for Flight Vehicles".

(3) ANC-18, "Design of Wood Aircraft Structures".

(4) MIL-HDBK-23, "Composite Construction for Flight Vehicles".

(e) 특정품목의 실제 강도측성이 설계에서 사용한 값 이상이라는 것을 판정하기 위해 각 품목의 시편을 시험한 후, 해당 재료를 선정한 경우에는, 보다 큰 설계값을 사용할 수 있다.

(a) 29.621부터 29.625까지에 규정한 특별계수는 강도가 다음과 같은 부재에 적용된다.

(1) 실제의 강도가 불확실한 부재

(2) 정규의 부품 교환시기 이전에 운용중 열화할 우려가 있는 부재

(3) 다음과 같은 원인에 의해 강도에 상당한 불균일이 생기는 부재

(i) 제조과정의 불확실성

(ii) 검사방법의 불확실성

(b) 29.621부터 29.625까지에 규정을 적용하는 구조부재에 대하여는 29.303에 규정하는 안전율에 다음의 특별계수를 곱한 것을 안전율로 하여야 한다.

(1) 29.621로부터 29.625까지의 규정하는 계수중 해당되는 특별계수

(2) 구조부재가 29.619(b)에서 규정하는 불확실성에 의하여 강도부족이 되지 않음을 보증할 수 있는 충분한 계수

(a) 일반. 주물의 품질관리를 확립함에 필요한 계수, 시험 및 검사 외에 (b) 및 (c)항에 규정하는 계수를 고려하고 또한 시험 및 검사를 시행하여야 한다. (c) 및 (d)항의 규정은 유압계통 또는 기타의 유체계통 부품으로서 압력시험을 행하고 또한 구조상의 하중을 지지하지 않는 주물이외의 구조용 주물을 적용한다.

(b) 면압응력 및 면압부분. (c) 및 (d)항에 규정한 주물계수에는 다음을 적용한다.

(1) 검사방법에 관계없이 면압응력의 관점에서 1.25를 초과할 필요가 없다.

(2) 적용되는 주물계수보다 면압계수가 더 큰 부품의 지지면에는 주물계수를 사용할 필요가 없다.

(c) 중요주물(Critical Casting). 파괴될 경우 회전익항공기의 계속적인 안전한 비행 및 착륙이 불가능하게 되거나 탑승자가 중상을 입을 염려가 있는 주물에 대해서는 다음의 기준을 적용한다.

(1) 각 중요주물에 대해서는 다음을 적용한다.

(i) 1.25 이상의 주물계수를 적용해야 한다. 그리고

(ii) 육안검사, 방사선검사 및 자분탐상(강자성체의 경우) 혹은 침투검사방법(비자성체의 경우)을 사용하거나 또는 이것과 동등한 승인된 검사방법을 사용하여 검사를 100% 실시하여야 한다.

(2) 주물계수가 1.50 미만인 중요주물은 세 개의 견본 주물에 대해서 정적인 시험을 실시하되, 다음을 입증해야 한다.

(i) 주물계수 1.25에 상당하는 극한하중에서 29.305의 강도 요구조건에 적합함

(ii) 제한하중의 1.15배의 하중에서 29.305의 변형 요구조건에 적합함

(d) 기타주물(Noncritical Casting). 본 규정의 (c)항에서 규정하는 것 이외의 주물에 대해서는 다음 기준을 적용한다.

(1) (d)(2) 및 (3)항에서 규정하는 경우를 제외하고 주물계수에 따른 검사방법은 다음 표와 같아야 한다.

주물계수 | 검 사 방 법

(2) 승인된 품질관리 절차가 설정되어 있는 경우, 육안검사가 아닌 방법에 의해 검사하는 주물의 검사비율은 (d)(1)항에서 규정한 수치 이하로 줄일 수 있다.

(3) 주물재료의 기계적 특성을 보증하는 규격을 획득한 주물과 표본 추출 방식으로 선정한 표본의 절단시험에 의해서 이러한 특성을 입증한 주물에 대해서는 다음을 적용한다.

(i) 주물계수 1.0을 사용할 수 있다.

(ii) 이 주물은 (d)(1)항의 표에서 주물계수 1.25～1.50에 해당하는 방법으로 검사하고 (c)(2)항의 기준에 의해 시험하여야 한다.

(a) 다음 (b)항에서 규정하는 경우를 제외하고 간격이 있는 고정방법을 사용하거나 충격, 진동을 받는 부품은 통상의 상대운동 영향을 고려해서 충분히 큰 면압계수를 적용해야 한다.

(b) 면압계수보다 큰 다른 특별계수를 적용하도록 규정되어 있는 부품에 대해서는 면압계수를 사용할 필요가 없다.

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

(a) 고착용 쇠붙이 및 그 주위구조에 있어서 실제의 응력상태를 모사한 제한하중시험 및 극한하중시험에 의하여 그 강도가 증명될 수 없는 다음과 같은 부분에는 1.15 이상의 고착계수를 적용하여야 한다.

(1) 고착쇠붙이

(2) 고착장치

(3) 결함부재의 면압부의 전체부분

(b) 다음과 같은 경우 고착계수를 사용하지 않아도 좋다.

(1) 승인된 방법에 의하여 제작되며, 또한 충분한 시험자료에 바탕을 둔 금속판의 접합, 용접접합, 목재의 스커어프접합 등의 접합부에

(2) 고착계수보다 큰 다른 특별계수를 사용하도록 규정된 면압부

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

(d) 좌석, 침대, 들것, 안전벨트 및 조종석 어깨끈을 구조부와 연결하는 부분은 29.561(b)(3)에 규정된 관성력의 1.33배를 견딜수 있음을 해석, 시험, 또는 해석과 시험의 조합으로 입증해야 한다.

적절한 속도 및 출력상태에서 회전익항공기의 각각의 공기역학적 표면에서 플러터 및 발산(divergence)이 발생하지 않아야 한다.

회전익항공기는 1.0 kg(2.2 lb)의 조류와 충돌한 후에도 안전한 비행을 계속하여 착륙할 수 있거나(수송 TA급) 안전하게 착륙할 수 있도록(수송 TB급) 설계되어야 한다. 여기서 회전익항공기의 속도(회전익항공기의 비행경로 방향으로 조류에 대한 상대속도)는 VNE 또는 VH(둘 중 작은값을 적용한다)와 같아야 하며 비행고도의 범위는 2,400 m(8,000 ft)까지로 한다. 적합성은 시험을 충분히 대체할 수 있을 만큼 설계가 유사한 회전익의 시험에 근거한 해석 또는 시험에 의해 입증되어야 한다.

회전익

(a) 회전익불레이드는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 블레이드의 내부압력을 통기하는 방법을 강구하여야 한다.

(2) 배수구를 설치하여야 한다.

(3) 블레이드의 내부에 물이 고이지 않도록 설계하여야 한다.

(b) (a)(1) 및 (2)는 운용중 예상되는 최대차압에 견딜 수 있는 밀봉식 회전익 블레이드에는 적용하지 않는다.

(a) 회전익 및 블레이드는 다음을 위해 필요한 경우 질량 밸런스를 하여야 한다.

(1) 과도한 진동 방지

(2) 최대전진속도까지의 모든 속도에서 플러터 방지

(b) 질량 밸런스 장치에 대하여 강도의 증명을 하여야 한다.

회전익 블레이드와 구조부분과의 사이에는 모든 운용상태에서, 블레이드가 구조의 어떤 부분에도 부딪히지 않도록 충분한 간격이 주어져야 한다.

(a) 지상공진을 방지하는 방법의 신뢰성은 해석 및 시험 또는 신뢰할 수 있는 운용경험으로부터 증명하던가 또는 그 방법에 있어서 한가지 기능불량이 생겨도 지상공진을 일으키지 않는 것을 해석 또는 시험을 통해 증명하여야 한다.

(b) 운용중 생길 수 있는 지상공진 방지법의 감쇠작용의 변동폭을 설정하고 29.241에서 요구된 시험을 할 때에 검토되어야 한다.

조종계통

(a) 조종장치 및 조종계통은 그 기능을 수행함에 있어서 쉽고 원활 확실하게 조작될 수 있는 것이어야 한다.

(b) 조종계통의 각부는 조종계통의 기능불량을 발생시킬 수 있는 부정확한 조립부가 가급적 적도록 설계하거나 또는 분명하고, 내구성 있게 표지를 붙어야 한다.

(c) 비행 전에 모든 주조종장치를 완전하게 작동할 수 있도록 하는 방안을 강구하거나, 조종사가 모든 조종장치를 작동할 수 있는지의 여부를 알 수 있는 방안을 강구해야 한다.

기술기준 Part 29의 비행특성 요구조건에 적합함을 입증하기 위해 안정성 증가, 자동 혹은 동력식 계통의 기능이 필요한 경우, 이들 계통은 29.671항의 기준과 다음사항에 적합하여야 한다.

(a) 조종사가 결함을 알지 못하는 사이에 안전성 증가 계통이나 다른 자동 혹은 동력식 계통의 결함 때문에 불안전 상태로 빠져들 수 있는 경우, 모든 가능한 비행상태에서 조종사가 주의를 기울이지 않아도 명확히 인식할 수 있는 경보장치를 구비하여야 한다. 경보장치가 조종계통을 작동시키지 않아야 한다.

(b) 안전성 증가계통이나 자동 혹은 동력식 계통은 고장 부위 또는 계통의 작동을 해제하거나 통상의 감각으로 조종간을 움직여서 결함을 극복하는 것과 같이 특별한 조종기술 또는 체력이 필요없이 초기 대응을 할 수 있도록 설계하여야 한다.

(c) 안전성 증가계통이나 자동 혹은 동력식 계통의 단일 결함 발생을 가정하였을 때 다음사항이 입증되어야 한다.

(1) 승인된 운용한계내의 모든 속도 또는 고도에서 결함의 양상이 심각한 고장 또는 기능 불량이 발생해도 회전익항공기를 안전하게 조종할 수 있을 것

(2) 회전익항공기의 비행교범에 명시된 실제 운용 비행영역(예를 들면 속도, 고도, 정상 가속도 및 회전익항공기의 형상)내에서 본 기술기준에 규정되어 있는 조종성 및 운동성의 요구조건에 적합할 것

(3) 트림, 안전성 특성이 계속적인 안전한 비행과 착륙에 필요한 수준이하로 약화되지 않을 것

주조종장치는 조종사가 회전익항공기의 피치, 롤, 요우 및 수직기동을 직접 조종하기 위해 사용하는 것을 의미한다.

각 주조종계통은 보조적으로 상호연결된 조종장치에 오작동, 파손, 걸림(jam)이 발생한 후에도 독립적으로 작동해야 하고 안전한 비행 및 착륙을 보장할 수 있어야 한다.

(a) 모든 조종계통에는 조종자의 조작범위를 확실하게 제한하는 스토퍼를 설치하여야 한다.

(b) 스토퍼는 다음과 같은 원인에 의해서 조종장치의 작동범위에 변화가 초래되는 곳에 붙여서는 안된다.

(1) 마모

(2) 헐거움

(3) 지나친 조임 조정

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

(d) 모든 주회전익 블레이드에는 다음을 설치하여야 한다.

(1) 힌지 주위의 작동범위를 제한하기 위한 설계요건에 적합한 스토퍼

(2) 회전익의 시동 및 정지 이외의 모든 운용상태에서 블레이드의 드루우프 스토퍼(Droop Stopper)에 부딪히지 않게 하는 장치

지상 또는 수상에 있는 동안에 조종계통을 고정하여 두는 장치를 갖는 회전익항공기에 있어서는 다음의 조건에 적합하여야 한다.

(a) 고정장치는 조종자가 보통으로 조타한 경우에 자동적으로 이탈하거나 또는 이륙전에 조종자에 명확한 정보를 줄 수 있게 하여 회전익항공기의 조작을 제한하는 방법이 강구되어 있을 것.

(b) 고정장치는 비행중 작용할 위험성이 없도록 하는 방법이 강구되어 있어야 한다.

(a) 조종계통은 다음 조건에서 제한하중요건에 적합함을 시험에 의하여 증명하여야 한다.

(1) 시험하중은 조종계통에서 가장 혹독한 하중 상태를 발생시키는 방향으로 걸 것.

(2) 시험은 조종계통과 주구조와의 부착에 사용되는 모든 부착용 쇠붙이 도르레 및 지지쇠붙이를 포함하여 시행할 것.

(b) 각 운동을 하는 조종계통 연결부에 대하여는 규정에 특별계수요건에 적합함을 해석 또는 개별적인 하중시험에 의하여 증명하여야 한다.

조종계통에는 각 계통에 규정된 하중에 대응하는 부하를 걸어 놓고 조종석에서 조종장치를 조작하는 경우 다음과 같은 현상이 발생하지 않는다는 것을 작동시험에 의하여 증명하여야 한다.

(a) 조종계통의 걸림(jamming)

(b) 지나친 마찰

(c) 과도한 변형

(a) 조종계통의 모든 부분은 화물, 승객, 기타 고정되지 않은 물체 또는 수분의 결빙에 의하여 걸림, 마모, 기타의 방해를 받지 않도록 설계하여야 한다.

(b) 조종실에는 조종계통의 걸림을 발생시킬 만한 장소에 이물이 들어가는 것을 방지하는 수단을 강구하여야 한다.

(c) 케이블 또는 튜브가 다른 부품을 타격(slapping)하는 것을 방지하는 수단을 강구하여야 한다.

(d) 케이블 계통은 다음의 조건에 적합하도록 설계하여야 한다.

(1) 케이블, 케이블 쇠붙이 턴버클, 케이블편조부 및 도르레는 승인된 것이어야 한다.

(2) 케이블 계통은 당해 회전익항공기의 운용조건 및 예상되는 온도변화에서 그 전체 가동범위에 걸쳐서 케이블 장력에 유해한 변화가 생기지 않도록 설계하여야 한다.

(3) 주조종계통에는 직경 3mm(1/8inch)보다 작은 케이블을 사용하여서는 아니된다.

(4) 도르레의 종류 및 치수는 사용하는 케이블에 적합한 것이어야 한다. 도르레와 케이블의 조합 및 강도는 승인된 규격에 의한 것이어야 한다.

(5) 모든 도르레에는 케이블이 이탈되거나 꼬이는 것을 방지하기 위하여 적합한 보호용 덮게를 붙어야 한다.

(6) 도르레의 면은 도르레의 플랜지에 케이블이 마찰되지 않을 정도로 케이블의 통과면과 일치되어야 한다.

(7) 케이블 안내는 케이블의 방향을 3°이상 변경시키도록 붙여서는 아니된다.

(8) 조종계통에는 하중 또는 운동을 받으며 코터핀만으로 구속되는 클레비스핀을 사용하여서는 안된다.

(9) 각 운동을 하는 부분에 붙이는 턴버클은 전체가동범위에 걸쳐서 케이블의 운동을 방해하지 않도록 장착되어야 한다.

(10) 모든 케이블 안내, 도르레, 케이블 끝 쇠붙이 및 턴버클은 외관검사를 할 수 있도록 장착하여야 한다.

(e) 각 운동을 하는 조종계통 연결부에서는 베어링으로 사용되고 있는 가장 연한 재료의 극한면압강도에 관하여 다음의 특별계수를 적용하여야 한다.

(1) 볼베어링 및 로울러베어링계통 이외의 푸쉬불계통에서는 3.33

(2) 케이블 계통에 있어서는 2.0

(f) 조종계통 연결부에 있어서는 볼베어링 및 로울러베어링에 대하여 제조자가 정한 정적 논브린넬(Non-Brinell) 정격치를 초과하여서는 안된다.

(a) 조종계통에 사용되는 스프링 장치에서 이것이 파손되더라도 플러터 또는 기타의 위험한 비행특성을 생기게 하는 것을 신뢰서이 있는 것이어야 한다.

(b) 29.687(a)에 대한 적합함을 실제의 운용상태를 모의한 시험에 의하여 증명하여야 한다.

주회전익 블레이드 피치제어기구는 발동기가 고장났을 때 신속하게 자동회전 비행에 옮겨질 수 있는 것이어야 한다.

(a) 파워 브우스트 조종계통 또는 기력조종계통을 가지고 있는 경우에는 계통의 기력부분의 하나가 고장이 생기거나 또는 모든 발동기에 고장이 생긴 경우에 회전익항공기가 안전한 비행을 계속하고 또한 착륙될 수 있도록 곧 이용될 수 있는 보조계통을 장비하여야 한다.

(b) 보조계통에는 2중으로 된 기력부분이거나 또는 수동의 기계식인 것이어도 무방하다. 여기서 기력부분이라 함은 동력원(고압류 펌프 등), 밸브, 배관 및 작동부 등을 포함하는 것으로 한다.

(c) 기계부분(피스톤 로드 및 링크 등)의 고장 및 파워 실린더의 걸림은 그 가능성이 매우 적은 경우를 제외하고는 고려하지 않으면 안된다.

착륙장치

착륙시의 관성하중배수 및 착륙장치의 여유에너지 흡수능력은 각각 29.725 및 29.7273에 규정하는 낙하시험에 의하여 증명하여야 한다. 이 경우에 있어서 낙하시험은 완전한 회전익항공기에 대하여 행하거나 또는 차륜, 타이어 및 완충장치를 정규의 관계에 놓은 구조에 대하여 행하는 것으로 한다.

제한낙하시험은 아래의 방법에 따라 행하여야 한다.

(a) 낙하높이는 적어도 20.4cm(8 inch)로 하여야 한다.

(1) 낙하높이는 착륙장치의 가장 낮은 지점에서 지면까지의 거리를 기준으로 33 cm(13 inch)가 되어야 한다.

(2) 낙하접지속도가 통상의 무동력 착륙의 경우 지면과 접촉할 때 예상되는 최대 함몰속도(sinking speed)에 도달할 수 있는 경우에는 낙하 높이가 33 cm(13 inch) 보다 더 낮을 수 있다. 이 경우에도 낙하높이는 20.4 cm(8 inch) 보다 낮아서는 안된다.

(b) 29.473(a)에 규정하는 회전익에 의하여 생기는 양력을 고려할 때에는 낙하시험에 있어서 적절한 에너지 흡수장치를 조합하거나 또는 등가중량을 사용하여야 한다.

(c) 착륙장치를 시험하는 자세는 각각의 장치의 에너지 흡수의 관점에서 가장 불리한 착륙상태를 모의한 것이어야 한다.

(d) (b)의 규정에 적합한 것임을 증명함에 있어서 등가중량을 사용하는 경우에는 보다 합리적인 계산을 하는 대신에 다음의 식을 사용하여도 무방하다.

및

We : 낙하시험에 사용되는 등가중량을 kg(lb)로 나타냈을 때의 수치

W : 주륜에 있어서는 WM, 전륜에 있어서는 WN, 미륜에 있어서는 WT를 사용한다.

WM : 회전익항공기의 자세가 가장 가혹한 경우의 주륜에 걸리는 정적지면반력을 계산하는 경우에는 주륜반력과 회전익항공기의 중심과의 사이의 모우멘트아암을 고려하여 합리적인 방법을 사용하여도 무방하다.

WN : 회전익항공기의 질량이 중심에 작용하고 하방으로 1.0g 전방으로 0.25g의 힘이 작용한다고 가정할 때의 전륜에 걸리는 정적지면반력의 수직성분을 kg(lb)로 표시했을 때의 수치

WT : 미륜에 걸리는 다음의 힘중 가혹한 쪽의 힘을 kg(lb)로 나타냈을 때의 수치

(1) 회전익항공기가 모든 차륜으로 정지하고 있을 때의 미륜에 걸리는 정적중량

(2) 회전익항공기의 질량이 중심에 작용하고 기수올림착륙상태에서 예상할 수 있는 최대의 기수올림자세로 회전익항공기에 하향으로 1g의 힘이 작용한다고 가정하였을 때의 미륜에 걸리는 지면반력의 수직성분

h : 규정된 자유낙하높이를 cm(inch)로 나타냈을 때의 수치

L : 가정한 회전익 양력의 기체중량에 대한 비

d : 적정한 내압의 타이어 충격에 의한 변형량에 차축의 수직이동량을 합한 낙하질량에 관계되는 양을 cm(inch)로 나타냈을 때의 수치

n : 제한관성하중배수

nj : 낙하시험에 사용한 중량에 대하여 충격중에 얻어지는 하중배수(낙하시험에서 얻어지는 가속도 를 g로 나타냈을 때의 수치에 1.0을 합한 수치)

에너지 흡수능력 여유 낙하시험은 아래의 방법에 따라 행하여야 한다.

(a) 낙하높이는 29.725(a)에 규정한 낙하높이의 1.5배로 행하여야 한다.

(b) 29.725(b)의 규정과 꼭같이 회전익의 양력을 고려할 경우에는 29.725(b)에서 허용된 양력의 1.5배를 초과할 필요는 없다.

(c) 이 시험에 있어서 착륙장치는 파괴되어서는 안된다. 착륙장치의 붕괴는 전방 착륙장치, 후방 착륙장치 또는 주착륙장치의 부재가 적절한 자세로 회전익항공기를 지탱할 수 없거나 착륙장치와 외부 액세서리 이외의 회전익항공기 구조가 지면에 충돌할 때를 의미한다.

인입식 착륙장치가 장착된 회전익항공기에 대해서는 다음을 적용한다.

(a) 하중. 착륙장치, 착륙장치 인입장치, 착륙장치덮개 및 지지구조는 다음의 하중에 대하여 설계하여야 한다.

(1) 착륙장치 올림상태에서 여러 가지의 비행상태에서 생기는 하중

(2) 설계최대착륙장치 조작속도까지의 모든 속도에 있어서 착륙장치의 상하 조작중에 생기는 마찰력, 관성력 및 공기력을 조합한 하중

(3) 설계최대착륙장치 내림속도까지의 모든 속도에 있어서 착륙장치 내림의 상태에서 생기는 요우잉 비행중의 비행하중을 포함하는 비행하중

(b) 착륙장치 고정장치. 착륙장치를 내림의 위치에 고정하기 위한 확실한 장치를 장비하여야 한다.

(c) 비상조작. 착륙장치의 조작이 인력외의 힘에 의한 것일 때에는 다음과 같은 경우에 착륙장치를 내릴 수 있는 비상조작 수단이 있어야 한다.

(1) 인입장치 계통에서 통상적으로 발생할 수 있는 모든 고장

(2) 유압, 전기 또는 이와 동등한 동력원중 한개의 고장

(d) 작동시험. 착륙장치인입장치의 정상적인 기능은 작동시험에 의하여 증명되어야 한다.

(e) 위치지시. 착륙장치가 올림 또는 내림의 위치에 고정되어 있음을 조종사에게 지지시하는 장치를 장비하여야 한다.

(f) 조작장치. 착륙장치 인입 조작장치의 위치 및 조작법은 29.777 및 29.779의 조건에 적합한 것이어야 한다.

(g) 경보장치. 회전익항공기의 착륙장치가 완전히 펼쳐졌으나 고정되지 않은 채 정상착륙상태에 있는 경우 이를 계속해서 알릴 수 있는 청각 경보장치 또는 이와 동일한 효과를 낼 수 있는 경보장치가 있어야 한다. 경보장치는 수동으로 작동을 정지시킬 수 있어야 하며 회전익항공기가 더 이상 착륙상태에 있지 않은 경우에는 경보계통은 자동으로 초기화되어야 한다.

(a) 착륙장치의 차륜은 승인된 것이어야 한다.

(b) 차륜의 최대공칭 정하중은 다음과 같은 상태에서 정적지면반력에 해당하는 하중이상이어야 한다.

(1) 최대 중량

(2) 임계무게중심

(c) 차륜의 최대공칭 제한하중은 지상하중조건에 의하여 결정된 반경방향의 최대제한하중 이상이어야 한다.

차륜의 타이어는 다음을 만족해야 한다.

(a) 차량림(Rim)에 적절히 끼워진 것이어야 한다.

(b) 다음의 하중조건에서 승인된 정격하중을 초과하지 않아야 한다.

(1) 설계최대중량

(2) 중심이 가장 불리한 위치에 있는 경우에 각 주륜 타이어에 작용하는 정적지면반력 하중

(3) 회전익항공기의 질량이 가장 불리한 중심위치에 작용하고 하방향으로 1.0g, 전방향으로 0.25g의 힘이 작용한다고 가정한 경우의 전륜타이어에 걸리는 지면반력은 정역학적으로 계산하고, 후방향 지면반력은 해당 타이어에 대하여 설정된 동력공칭값에 대응하는 것이어야 한다.

(c) 인입식 착륙장치에 장착된 타이어는 사용중에 예상되는 해당 형식의 타이어의 최대치수때에 타이어와 주위의 구조 또는 장치가 접촉하지 않도록 해당 구조 및 장치와의 사이에 충분한 간격이 있어야 한다.

착륙장치가 차륜식(wheel-type)인 경우 다음을 만족하는 제동장치가 설치되어야 한다.

(a) 조종사에 의해 조작이 가능해야 한다.

(b) 발동기 부작동시의 착륙의 경우에도 사용할 수 있어야 한다.

(c) 다음에 적합해야 한다.

(1) 회전익의 시동 또는 정지시에 발생하는 통상적인 모든 불평형 토오크에 대한 반작용

(2) 경사도가 10°인 건조한 평활 포장면에서 정지상태 유지

(a) 스키의 최대공칭 제한하중은 지상하중요건에 의하여 결정된 최대제한 하중이상이어야 한다.

(b) 비행중, 스키를 적당한 위치에 유지할 안전장치가 설치되어 있어야 한다. 이 장치는 스키가 받는 공기력 및 관성력의 최대하중에 견딜 수 있는 충분한 강도를 가져야 한다.

플로트(floats) 및 선체(Hulls)

(a) 주플로트는 회전익항공기의 최대중량을 수우에 지지하는데 요하는 부력에 대하여 다음에 제시하는 값 이상의 여유부력을 가지는 것이어야 한다.

(1) 단플로트의 경우 50%

(2) 복플로트의 경우 60%

(b) 주플로트는 충분한 수의 수밀구획(水密區劃)을 가져 임의의 한 개의 주플로트가 침수되어도 주플로트가 회전익항공기를 전복시키지 않을 만큼의 충분한 여유가 있는 양의 안정성이 있어야 한다.

(a) 연식플로트. 연식플로트는 다음에 제시하는 하중에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 해당 플로트에 있어서 증명을 얻으려고 하는 최대고도에서 발생하는 최대압력차

(2) 해당 플로트의 길이에 따라 투영면적의 3/4의 면적에 29.521(a)에 규정하는 수직하중을 분포시킨 경우의 하중

(b) 경식플로트. 경식플로트는 29.521에 규정하는 수직, 수평 및 측방향의 하중에 견디는 것이어야 한다. 이 경우에 있어서 하중의 분포는 가장 불리한 하중상태로 하여야 한다.

수상 또는 수륙양용 회전익항공기. 선체(hull) 및 보조플로트를 사용하고 있는 것에 있어서는 선체(hull) 및 보조플로트는 충분한 수밀구획을 가져 선체(hull) 또는 보조플로트의 임의의 한 개의 구획이 침수되어도 증명을 얻으려고 하는 파고 및 수면풍속의 최악의 조건에 대해서 선체(hull) 및 보조흐로트(차륜타이어가 있는 경우에는 이것을 포함)의 부력이 회전익항공기를 전복시키지 않을 만큼의 충분한 여유가 있는 양의 수상안정성을 갖추어야 한다.

선체(hull) 및 보조플로트를 사용하고 있을 때는 보조플로트는 선체(hull) 및 플로트 저부에 국부적 및 분포된 수압이 합리적이고도 안전하게 분포된 것으로서 29.519에 규정된 수상하중에 견디는 것이어야 한다.

승객, 승무원 및 화물을 위한 설비

각 승무원실에 대하여 다음을 적용한다.

(a) 승무원실 및 그 부속물은 조종사가 부당한 주의력 또는 피로를 요함이 없이 그의 임무를 수행할 수가 있는 것이어야 한다.

(b) 부조종사석에 있는 경우에 회전익항공기는 어느 조종석에서도 동등한 안전도를 가지고 조종되는 것이어야 한다. 비행 및 발동기 조종장치는 어느 쪽에서 조종하든 혼동을 일으키거나 부적절하게 조작되지 않도록 설계되어야 한다.

(c) 승무원실내의 부속물은 회전익항공기의 안전한 운용을 방해하는 진동특성 및 소음특성을 가져서는 안된다.

(d) 비행중에 승무원의 임무에 방해가 되던가 또는 구조에 유해한 비 또는 눈의 누설을 막는 방법이 강구되어야 한다.

(a) 비강수상태(Nonprecipitation Conditions). 비강수상태에서는 다음의 규정을 적용한다.

(1) 조종실은 회전익항공기의 안전운용상 충분히 넓고, 명료하고, 또한 일그러지지 않는 시계를 가져야 한다.

(2) 조종실은 조종사의 시계에 방해가 되는 직접광 및 간접광을 받는 것이 아니어야 한다. 야간비행에 대하여 증명을 얻으려고 할 경우에는 야간비행시험에 의해 증명하여야 한다.

(b) 강수상태. 강수상태에 있어서는 다음의 규정을 적용한다.

(1) 다음의 상태하에서 회전익항공기의 안전운용상 충분히 넓은 시계를 조종사에게 주는 것이어야 한다.

(i) VH까지의 각전진속도에 있어서 호우중의 비행

(ii) 증명을 얻어려고 하는 가장 가혹한 착빙기상태하의 비행

(2) 정조종사 쪽의 창은 다음을 만족해야 한다.

(i) 상기 (1)에 규정하는 상태에서 열 수 있어야 한다.

(ii) 상기 (1)에 규정한 시계를 제공할 수 있어야 한다..

전면창 및 측면창은 위험한 파편으로 부서지지 않는 재료를 사용해야 한다.

승무원실내의 조종장치 및 조작장치는 다음을 만족해야 한다.

(a) 승무원실내의 조종장치 및 조작장치는 조작에 편리하고 또한 혼동하거나 잘못 조종하는 일이 없도록 배치하여야 한다.

(b) 승무원실내의 조종장치 및 조작장치는 조종사석에 관련하여 신장 1.5 m(5 ft 2 in)로부터 1.8 m(6 ft)까지의 조종사가 착석했을 경우에 승무원실의 구조 또는 조종사의 피복에 닿지 않고 조작범위 전체에 걸쳐 자유로운 조작이 되도록 배치하고 설비하여야 한다..

조종실 조종장치는 다음과 같이 조작하고 작동하도록 설계하여야 한다.

(a) 콜렉티브 피치 조종을 포함하여 비행조종장치의 조작시 회전익항공기는 이에 상응하게 동작하여야 한다.

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

(c) 통상의 착륙장치 조종장치는 아랫방향으로 조작할 경우 착륙장치가 전개되도록 하는 방식이어야 한다.

(a) 밀폐된 객실에는 용이하게 접근할 수 있는 출입구 문이 한 개 이상 있어야 한다.

(b) 모든 출입구 문은 적절한 운용절차가 적용될 때 그 문을 사용하는 사람이 로우터, 프로펠러, 엔진 흡입구 및 배기구에 의해 위험하게 되지 않는 곳에 위치해야 하며 적절한 작동절차를 수립해야 한다.

(c) 승무원실 및 객실에 출입구 문에는 고정장치 및 비행중 과오로 또는 기구적 결함 때문에 열리는 것을 막는 안전장치를 설비하여야 한다. 출입구 문은 회전익항공기가 지상에 있을 경우, 내부에서 출입문 근처에 많은 사람이 한꺼번에 몰리더라도 객실의 내측 및 외측에서 열수 있어야 한다. 문을 여는 방법은 간단하고 명료한 것이어야 하고 또는 그 위치를 용이하게 발견해서 조작이 될 수 있도록 배치하고 표지하여야 한다.

(d) 출입구 문은 소규모의 파괴착륙시 다음의 극한관성력에 의한 동체의 변형에 의해 걸리는 일이 일어나지 않도록 적당한 방법을 강구하여야 한다. 비상시 출구로 부적합한 화물실 문 또는 서비스를 위한 문은 이 기준을 적용하지 않는다.

(1) 상방-1.5g

(2) 전방-4.0g

(3) 측방-2.0g

(4) 하방-4.0g

(e) 승무원실의 출입구 문, 서비스용 문 및 화물용 문을 포함한 모든 외부 문에는, 고정장치가 완전히 되어 있는가의 여부를 승무원이 직접 시각 점검할 수 있는 방법이 강구되어 있어야 한다. 또한 보통 사용되는 모든 외부문이 닫힘위치로 완전히 고정되어 있는 것을 시각신호에 의해 승무원에게 알리는 장치를 구비해 놓아야 한다.

(f) 출입에 사용되는 밖으로 여는 외부문에는 주로 닫는 장치의 고장인 때에, 열리는 것을 막는 보조 안전닫힘장치를 구비해 놓아야 한다. 보도익 안전닫힘장치를 걸었을 경우에 (c)의 규정에 적합하지 않은 출입구 문에 있어서는 이륙 및 착륙중에 그 장치를 고장나게 하지 않도록 적당한 조작방법을 정해 두어야 한다.

(g) 승객용 비상탈출구로서 인증을 받은 승객용 출입구 문에 일체식(Integral) 계단이 장착되어 있는 경우, 그 계단은 다음의 상태에서 승객 비상탈출의 효율성이 저해되지 않도록 설계하여야 한다.

(1) 문, 일체식 계단 및 작동장치가 (d)에 규정된 관성력을 받고, 주위 구조부에 대해 독립적으로 작동하고 있는 경우

(2) 비행기의 정상적인 지상자세 및 착륙장치의 다리 또는 주요 부재가 한 개 이상 파손된 각각의 비행기 자세

(h) 방출이 불가능하고(Nonjettisonable) 착수시 비상구로 사용되는 문의 경우, 개방된 위치에서 고정될 수 있어야 하고 비상착수와 관련하여 규정된 상태의 바다에서 비상탈출이 이루어지는 동안에도 안전하게 고정될 수 있어야 한다.

(a) 이착륙 중에 탑승자가 점유할 수 있는 위치에 있는 좌석, 침대, 안전벨트, 어깨끈 및 그 주변 부품은 상해를 입힐 가능성이 있는 부분, 날카로운 모서리, 돌출부, 딱딱한 표면이 없어야 하며 적절히 사용하는 경우 비상착륙 중에 29.561(b)항 및 29.562항의 동적조건에 규정된 관성력에 의해서 중상을 입지 않도록 설계하여야 한다.

(b) 좌석에 있는 탑승자는 다칠 수 있는 물체에 머리가 닿지 않도록 하는 어깨끈과 안전벨트를 사용함으로서 머리가 다치지 않도록 보호되어야 한다. 단, 29.562(c)(5)항의 경우는 예외로 한다. 안전벨트와 함께 사용되는 어깨끈(상체 구속수단)은 TSO-C114에 규정된 상체구속계통을 구성한다.

(c) 각 탑승자의 좌석에는 하나의 체결점으로 풀 수 있는 안전벨트와 어깨끈이 복합된 구속장치가 있어야 한다. 각 조종사의 안전벨트와 어깨끈이 복합된 구속장치는 사용하였을 때 조종에 필요한 모든 기능을 수행하는데 지장이 없어야 한다. 이러한 복합 구속장치는 사용하지 않을 때 조종 및 비상시 긴급탈출을 방해하지 않도록 고정할 수 있는 수단이 있어야 한다.

(d) 좌석 뒤편에 견고한 손잡이가 없다면 기상이 나쁜 상태에서 통로를 이동할 때 몸을 가눌 수 있도록 통로를 따라 손잡이나 가로막대(Rail)를 구비하여야 한다.

(e) 정상비행 중에 자리에 앉아 있거나 움직이는 사람이 다칠 수 있는 돌출부분은 덧대어 놓아야 한다.

(f) 좌석 및 그 지지구조는 최대하중배수, 관성력, 모든 비행 및 지상하중상태(29.561(b)항에서 규정하는 비상착륙 상태를 포함)에서 탑승자, 좌석, 안전벨트, 어깨끈의 반작용력을 고려하여 설계해야 하며 이때 탑승자의 몸무게는 적어도 77 kg(170 lb)을 적용한다. 또한 다음 기준을 적용한다.

(1) 각 조종사의 좌석은 29.397항에서 규정하는 조종력을 작용함에 따라 발생하는 반력을 고려하여 설계되어야 한다.

(2) 다음에 해당하는 부착강도를 결정할 때에는 29.561(b)항에서 규정하는 관성력에 계수 1.33을 곱해야 한다.

(i) 각 좌석을 기체구조에 부착

(ii) 안전벨트 또는 어깨끈을 좌석이나 기체구조에 부착

(g) 안전벨트와 어깨끈이 복합된 형식의 경우, 그 강도의 등급은 29.561(b)항에 규정된 관성력에 대한 등급보다 낮아서는 안된다. 이 경우 탑승자의 중량은 77 kg(170 lb) 이상으로 가정하며 구속계통의 설치 특성을 고려해야 한다. 그리고 하중의 60% 이상이 안전벨트에 40%이상이 어깨끈에 분포하는 것으로 한다. 어깨끈 없이도 안전벨트를 사용할 수 있는 경우에는 안전벨트만으로 규정된 관성력를 견딜 수 있어야 한다.

(h) 머리받침이 사용되는 경우, 머리받침과 그 지지구조는 29.561항에 규정된 관성력을 견딜수 있도록 설계되어야 한다. 이 경우 1.33의 피팅계수를 적용하고 머리무게는 5.9 kg(13 lb) 이상으로 한다.

(i) 각 좌석장치계통은 좌석, 쿠션, 구속계통 및 부착장치와 같은 장치를 포함한다.

(j) 29.562항에 규정된 비상착륙 동적조건에 좌석 점유자에게 가해지는 하중을 감소시키기 위해서 압착(crushing) 또는 특정 부분의 분리가 가능하도록 좌석장치계통을 설계할 수 있다. 이 경우 이외에는 항상 원상을 유지해야 하고 신속한 탈출을 방해해서는 안된다.

(k) 본 규정에서 들것(litter)이라함은 가로로 누운 자세로 거동이 불편한 탑승자를 회전익 항공기 내부로 나를 수 있도록 설계된 장치를 의미한다. 모든 침대와 들것은 29.561(b)항에 규정된 전방 관성하중배수에 의한 몸무게 77 kg(170 lb) 이상 탑승자의 반작용 하중(load reaction)을 견딜 수 있어야 한다. 침대 또는 들것과 회전익항공기 종축 사이의 각도가 15° 이하인 경우에는 덧대어진 받침대, 천으로 된 칸막이가 설치되거나 이와 동등한 수준으로 전방 반작용 하중을 견딜 수 있는 수단이 강구되어야 한다. 침대 또는 들것과 회전익항공기 종축 사이의 각도가 15°를 초과하는 경우에는 전방 반작용 하중을 견딜 수 있도록 끈 또는 안전벨트와 같은 적절한 구속수단이 장비되어야 한다. 그리고 다음과 같은 추가적인 조건이 적용된다.

(1) 침대 또는 들것에는 구속장치가 있어야 하며 비상착륙상태에서 점유자에게 중상을 입힐 수 있는 모서리나 돌출부가 없어야 한다.

(2) 구조에 대한 침대 또는 들것의 부착부 및 구속장치 부착부는 비행 및 지상하중조건과 29.561(b)항에 규정된 조건에 의해 발생하는 임계하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 29.625(d)항에 의해 요구되는 피팅 계수를 적용하여야 한다.

(a) 각 화물실은 표시된 최대적재중량 및 규정된 모든 비행하중상태 및 지상하중상태애 대응하는 최대하중배수에서는 가장 심한 하중분포에 대해서 설계하여야 한다. 단 29.561항의 비상착륙조건은 예외로 한다.

(b) 29.787(a)에 규정한 하중상태에 있어서 화물실중의 적재물의 이동에 의한 위험을 방지하기 위해서 설비가 되어 있어야 한다.

(c) 29.561항의 비상착륙조건에서 화물실은 다음을 만족해야 한다.

(1) 적재물이 속박에서 벗어날 경우, 탑승자에게 상해를 입히거나 비상착륙시 사용되는 탈출설비의 이용을 제한하는 일이 발생하지 않을 수 있는 곳에 위치해야 한다.

(2) (b)항에서 요구하는 구속수단과 그 부착부를 포함하여 화물실은 29.561항에 규정된 상태를 견딜수 있도록 충분한 강도를 지녀야 한다. 가장 불리한 적재 분포 조건에서의 최대 인가화물중량을 지지할 수 있도록 충분한 강도를 지녀야 한다.

(d) 화물실등을 장비힐 경우에 화물실등은 전구와 화물이 닿지 않도록 장비하여야 한다.

(a) 비상착수설비에 대한 증명을 발급받고자 하는 회전익항공기는 본 규정과 29.807(d), 29.1411 및 29.1415의 규정에 적합하여야 한다.

(b) 비상착륙시에 회전익항공기의 요동이 탑승자에게 직접 상해를 주던가 또는 탑승자가 기체에서의 탈출을 불가능하게 하는 가능성을 최소로 하기 위하여 회전익항공기의 일반특성과 양립하는 범위에서, 여러 가지 실시 가능한 설계조치를 강구하여야 한다.

(c) 비상착륙시 회전익항공기에 예상되는 운동은 모형시험에 의하던가 또는 비상착수특성이 판명되어 있는 유사형식의 회전익항공기와의 비교에 의해 검토하여야 한다. 이 경우에 있어서 스쿠으프. 플랩, 돌출물 및 기타의 회전익항공기의 수력학적 특성에 영향을 끼치는 염려가 있는 여러 가지 요소를 고려하여야 한다.

(d) 회전익항공기는 비상착륙시에 예상되는 수상조건에 있어서 탑승자 전원이 기체에서 탈출하여 29.1415의 규정에 의해 요구되는 구명보트에 탑승하는데 충분한 시간을 떠 있을 수 있고 또한 적당한 균형을 유지할 수 있는 것을 증명하여야 한다. 29.801(d)의 규정에 적합한 것을 부력 및 평형의 계산에 의해 증명할 경우에는 예상되는 구조의 파손 및 침수를 적당히 고려하여야 한다. 누설되지 않고 착수에 견딘다고 예상되는 연료탱크(연료방출장치를 가진 것에 한함)에 있어서는 방출 가능한 연료용적을 부력용적이라고 생각해도 좋다.

(e) 출입구문 및 창은 예상되는 최대국부압력에 견디도록 설계하여야 한다. 단, 비상착륙시에 예상되는(29.801(c) 및 29.801(d)의 규정에 표시되어 있음) 회전익항공기의 운동을 검토하는데 있어서, 출입구문 및 창의 파손을 영향을 고려했을 경우에는 예외로 한다.

(a) 승무원실 및 객실에는 착륙장치내림 및 강착장치올림상태로의 비상착륙시 화재발생의 경우를 고려해서 신속하게 탈출하는 설비를 설치하여야 한다.

(b) 승객 및 승무원용 출입문 및 서비스용 문은 본 규정과 29.805부터 29.815까지의 요건에 적합할 경우에는 비상탈출구로 생각해도 좋다.

(c) 예비

(d) 본 규정의 (e)항의 경우를 제외하고, 다음의 등급에 해당하는 회전익항공기는 본 기술기준의 부록 D에서 요구하는 바에 따라 시험을 수행해서 운용 규칙에서 요구하는 승무원 수를 포함하는 최대 탑승 인원이 90초 이내에 회전익항공기에서 지상으로 탈출할 수 있다는 것을 입증해야 한다.

(1) 승객정원수가 44명을 초과하는 회전익항공기

(2) 다음 모두에 해당하는 회전익 항공기

(i) 29.807(b)항에서 정한 바에 따라 탈출구 1개당 승객이 10인 이상인 경우

(ii) 각 승객 좌석열에 대해 29.815항에 규정된 주통로가 없는 경우

(iii) 등받이 또는 좌석을 접거나 등받이를 꺾어 넘을(break-over) 수 있도록 하는 방식과 같은 좌석의 설계 특성을 이용하여 비상탈출구로의 접근이 이루어지는 경우

(e) 해석과 시험을 조합하여 실물 시험과 동등한 자료를 얻을 수 있다고 국토교통부장관이 인정하는 경우에는 29.803(d)항에 규정된 조건에서 90초 이내에 탈출이 가능하다는 것을 입증함에 있어 해석과 시험을 조합할 수 있다.

(a) 승무원이 용이하게 이용할 수 없는 승객용 비상탈출구를 가진 회전익항공기에 있어서는 승무원석에 기체의 좌우양측 또는 한 개의 두상해치(Top Hatch)로 해서 승무원용 비상탈출구를 설치하여야 한다.

(b) 승무원용 비상탈출구는 충분한 치수이어야 하고 또한 승무원이 신속하게 탈출할 수 있도록 배치된 것이어야 한다. 이것은 시험에 의해 증명되어야 한다.

(c) 각 비상탈출구는 비상착수 후에 물 또는 부양장치에 의해 막혀서는 안된다. 이에 대한 적합성은 시험, 실물시험 또는 해석에 의해 입증되어야 한다.

(a) 형식. 승객용 비상탈출구의 형식은 다음에 의한 것이어야 한다.

(1) I형. 폭 61cm(24 inch)이상, 높이 122cm(48 inch)이상의 구형개구로 탈출구의 폭의 1/3이하의 반경의 원형귀로 되어 있는 것. 이 탈출구는 마루면에 있도록 동체객실부의 측면에 설치하고 또한 비상착륙후 화재발생의 염려가 있는 장소로부터 가능한 한 떨어진 곳에 설치하는 것으로 한다.

(2) II형. 폭 51cm(20 in)이상, 높이 112cm(44 in)이상으로 I형 이외의 것. 기타에 있어서는 I형과 같은 것으로 한다.

(3) III형 : 폭 51cm(20 in)이상, 높이 91cm(36 in)이상으로 I형 및 II형 이외의 것. 마루면이 없어도 좋은 것 외에는 I형과 같은 것으로 한다.

(4) IV형 : 폭 48cm(19 in)이상, 높이 66cm(26 in)이상의 구형개구로, 탈출두출구의 폭 1/3을 넘지 않는 반경의 원형귀를 가질 것. 단, I형, II형 및 III형 이외의 것으로 한다. 이 형식의 탈출구는 기체상면으로부터 탈출구 하면까지의 높이가 74cm(29 in)이하로 기체 측면에 설치하는 것으로 한다. 29.807(a)에 규정하는 값보다도 큰 수치를 가진 개구부는 개구부의 하면이 규정된 폭 이상의 평면으로 되어 있는 경우에는 형상의 여하에 관계없이 비상탈출구로 보아도 좋다.

(b) 동체측면의 승객용 비상탈출구. 비상탈출구는 승객의 수에 따라 29.809(d)에 규정한 것을 제외하고 아래표와 같은 것이어야 한다.

승객정원수 | 동체의 한쪽에 요구되는 비상탈출구

I 형 | II 형 | III 형 | IV 형

1～10인 | | | | 1

11～19인 | | | 1또는2 | 2

20～39인 | | 1 | | 1

40～59인 | 1 | | | 1

60～79인 | 1 | | 1또는2 | 2

(c) 동체측면이외의 승객용 비상탈출구. 상기 29.807(b)의 조건 외에 다음의 (1) 또는 (2)의 규정을 적용한다.

(1) 횡전한 회전익항공기로부터 용이하게 탈출할 수 있도록 충분히 큰 개구부를 동체의 두상, 저부 또는 후부에 설치하여야 한다.

(2) 회전익항공기는 비상착륙시 횡전할 가능성이 대단히 적은 것이어야 한다.

(d) 승객용 비상착수탈출구. 비상착수설비에 대한 증명을 받으려고 할 경우에는 다음의 규정에 따라 비상착수탈출구를 설치하여야 하고 시험, 실물시험 또는 해석에 의해 적합성을 입증해야 한다. 단, 29.807(b)의 규정에 의해 요구되는 비상탈출구가 다음의 규정에 적합할 경우에는 예외로 한다.

(1) 조종사석을 제외한 승객정원수가 9인이하의 여객형좌석배열의 회전익항공기에 있어서는 기체의 각측에 있어서 수선상의 IV형탈출구 이상 크기의 탈출구 1개를 설치하여야 한다.

(2) 조종사석을 제외한 승객정원수가 10인이상의 여객형좌석배열의 회전익항공기에 있어서는 III형탈출구 이상의 크기의 비상탈출구를 측면에 있어서 수선보다 위에 승객정원수 35인마다 1개의 비율로 하고, 또한 객실에는 적어도 기체의 각측에 1개, 합계 2개 설치하여야 한다. 단, 비상착수시에 있어서 회전익항공기의 비상탈출능력이 보다 큰 탈출구의 사용, 기타의 방법에 의해 개선되어 있는 것이 해석, 비상착수실기시험 또는 공인된 기타의 시험에 의해 증명된 경우에는 탈출구에 대한 승객정원수의 비율을 증가해도 좋다.

(3) 부양장치는 전개되거나 수납되었을 때 비상출구를 막거나 비상출구를 통한 탈출을 방해해서는 안된다.

(e) 램프출구. 다음의 경우에는 1개의 I형출구 또는 1개의 II형 출구만을 29.807(b)에 규정한 동체측면구 대신에 플로어, 램프식 회전익항공기의 램프에 장비해도 좋다.

(1) 동체측면의 장비가 비실용적인 경우

(2) 출구램프의 장비가 29.813의 규정에 적합한 경우

(f) 시험. 비상탈출구의 적정한 기능은 시험에 의해 증명하여야 한다.

(a) 비상탈출구는 동체외벽에 설치된 문 또는 해치로 된 것으로서 동체의 바깥쪽에 지장이 없이 열리는 것이어야 한다.

(b) 비상탈출구는 기체내측 및 기체외측에서 열 수가 있는 것이어야 한다.

(c) 비상탈출구는 여는 방법은 간단명료하고 또한 특별한 작동을 필요로 지 않는 것이어야 한다.

(d) 비상탈출구에는 고정장치를 설치하여 비행중 부주의하게 또는 기구의 결함에 의해 열리는 것을 막는 안전장치를 설치하여야 한다.

(e) 비상탈출구에는 소파손 비상착륙에서 29.783(d)항의 극한관성력에 의해 동체가 변형된 경우에 있어서도 될 수 있는 한 걸리는 일이 없는 방법을 강구해 두어야 한다.

(f) 본 규정의 (h)에 의한 경우를 제외하고, 모든 육상회전익항공기의 비상출구에는 본 규정의 (g)항에 기술된 바에 따라 승인된 미끄럼대(slide) 또는 이와 동등한 설비가 있어 탑승자가 객실 또는 조종실 바닥 높이에 위치한 출구에서 지상으로 내리는 것을 도울 수 있어야 한다. 다음과 같은 상태에서 출구가 지상으로부터 1.8m(6ft)를 초과한 높이에 있는 경우에는 추가적으로 각 출구에 승인된 밧줄 또는 이와 동등한 장비를 갖춰야 한다.

(1) 착륙장치가 전개된 상태에서 회전익항공기가 지상에 있는 경우

(2) 한개 이상의 착륙장치 다리 또는 부재가 내려앉거나(collapse) 부러지거나 전개되지 않은 경우

(3) 29.803(d)항에 의해 요구되는 경우, 횡전한 상태

(g) 승객용 비상탈출구의 미끄럼대는 자립식 미끄럼대(self-supporting slide) 또는 이와 동등한 것이야 하며 다음의 요구조건을 만족할 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) 자동적으로 펼쳐져야 하고 탈출구를 여는 장치가 기내에서 작동되기 시작한 때부터 완전히 열리는 사이에 펼쳐지기 시작해야 한다. 단, 여객 출입구 또는 서비스 문으로의 기능을 갖는 비상탈출구의 경우에는 비상상태가 아닌 상태에서 기내 또는 기외에서 정상적인 방법으로 개방될 때에는 미끄럼대가 펼쳐지지 않는 방법을 강구해야 한다.

(2) 전개가 시작된 후 10초 이내에 완전히 펼쳐져야 한다.

(3) 미끄럼대의 길이는 한 개 또는 그 이상의 착륙장치 다리 또는 부재가 파괴된 때에도 완전히 펼쳐졌을 때 그 밑부분이 땅에서 지지됨으로써 탑승자가 안전하게 탈출할 수 있어야 한다.

(4) 가장 불리한 방향에서 초속 12.9 m(25노트)의 바람이 부는 상태에서 펼쳐져야 하고, 완전히 펼쳐진 후에는 지상에서 한 사람이 도와줌으로써 탑승자가 지상으로 탈출할 수 있도록 계속 유지되어야 한다.

(5) 펼침 및 팽창시험을 연속하여 5회 수행하여(각 출구에 대해서 해야 한다) 각 미끄럼대 설치의 적합성을 확인해야 한다. 이때 실패가 없어야 하고 매 5회의 시험 중 적어도 3회는 하나의 표본으로 수행해야 한다. 그 표본은 29.561(b)항에서 규정하는 관성력을 받은 후에도 계통의 주 팽창수단으로 전개되고 팽창하여야 한다. 요구되는 시험 중에 계통 일부가 고장나거나 적절하게 작동하지 않는 경우에는, 고장 또는 기능불량 원인을 완전하게 수정한 후 펼침 및 팽창시험을 연속하여 5회 수행하여야 하며 이때 실패가 없어야 한다.

(h) 승객좌석 수가 30석 이하이고 지상으로부터 출구의 높이가 1.8 m(6 ft)를 초과하는 경우에는 29.803(d)항 또는 (e)항에서 규정하는 바에 따라 탈출 모의시험이 수행되는 것을 전제로 하여 밧줄이나 기타의 보조수단을 29.809(f)항에 규정된 미끄럼대 대신에 사용할 수 있다.

(i) 본 규정의 (f), (g) 또는 (h)항의 조건을 만족하기 위해 밧줄이 그 부착장치와 함께 사용된 경우 다음을 만족해야 한다.

(1) 181 kg(400 lb)의 정적 하중을 견딜 수 있어야 한다.

(2) 비상탈출구 상부 또는 그보다 높은 위치의 구조부재에 장착해야 한다. 보관 상태의 밧줄이 비행중에 조종사의 시계를 감소시키지 않는다면 승인된 다른 장소에 장착할 수도 있다.

(a) 승객용 비상탈출구 표시, 비상탈출구에의 도달방법 및 여는 방법이 명확하게 표시되어 일광상태 또는 어두운 상태에서 출구를 이용하는 탑승자를 유도할 수 있어야 한다. 수상을 비행할 수 있도록 장비가 탑재된 회전익항공기의 경우에는 전복되어 침수되더라도 표시를 식별할 수 있어야 한다.

(b) 각 승객용 비상탈출구의 식별표지 및 위치는 객실의 폭과 같은 거리를 띄고 식별할 수 있는 것이어야 한다.

(c) 각 승객용 비상탈출구의 위치는 승객 및 승무원이 객실의 주요통로에 따라 접근할 때 식별할 수 있는 표지에 의해 표지하여야 한다. 위치의 지시표지는 다음에 규정하는 장소에 설치하여야 한다.

(1) 상면상의 각 비상출구통로의 바로 옆 또는 상부, 단, 2개의 탈출구를 1개의 표지로 용이하게 볼 수 있는 경우에는 1개의 표지를 2개의 탈출구용 위치표지로 해도 좋다.

(2) 격벽 또는 칸막이에 의해 객실의 전후방향시계가 방해될 경우에는 비상탈출구의 위치를 용이하게 알 수 있도록 격벽 또는 칸막이의 위. 단, 이 장소에 설치할 수 없는 경우에는 다른 적당한 장소에 위치지시표지를 설치해도 좋다.

(d) 각 승객용 비상탈출구의 표지 및 그 위치를 나타내는 표지는 높이 5cm(2in)의 붉은 바탕위에, 높이 2.5cm(1 in)의 백색문자로 표시하여야 한다. 이들의 표지는 자기발광 또는 전기적으로 조명되어 적어도 160마이크로란버어트의 최소광속발산도(휘도)를 가져야 한다. 승객실의 비상용조명의 효과를 높힐 때에는 배색을 반대로 해도 좋다.

(e) 각 승객용 비상탈출구의 조작접촉의 위치 및 개방방법은 다음의 표지에 의해 표시하여야 한다.

(1) 각 비상탈출구에 있어서는 탈출구의 위 또는 그 가까이에 설치한 표지로 76cm(30in)의 거리에서 읽을 수 있는 것.

(2) 핸들을 회전시켜 뗄 수 있는 고정장치를 가진 각 I형, 또는 II형 비상용탈출구에 있어서는 다음 (i) 및 (ii)의 표지.

(i) 축부의 폭이 적어도 1.9cm(3/4in), 두부의 폭이 축부의 폭의 2배이고 대개 핸들길이의 3/4과 같은 반경의 원형상에서 적어도 70°원호를 가진 적색의 화살표

(ii) 화살표 상방 가까이에 수평높이 2.5cm(1in)의 적색문자로 쓴 “열림”이라고 하는 문자

(f) 각 비상탈출구 및 그의 개방방법은 회전익항공기의 외측에 표시해야 한다. 또 다음의 규정을 적용한다.

(1) 폭 5 cm(2 in)의 착색선으로 승객용 비상탈출구의 윤곽을 표시해야 한다. 단, 통상적으로 출입구로 이용하는 승객용 비상탈출구의 개방레버 또는 개방장치에 폭 5 cm(2 in)의 착색선으로 윤곽을 표시할 수 있는 최대 중량 5,670 kg(12,500 lb) 이하의 소형 회전익항공기의 경우는 예외로 한다.

(2) 착색선을 포함한 기체외측의 표지는 주위의 동체표면에서 용이하게 식별되는 콘트라스트를 갖는 색으로 하여야 한다. 콘트라스트는 어두운 쪽의 색의 반사율이 15%이하의 경우는 밝은쪽의 색의 반사율이 45%이상이 되어야 한다. 여기서 반사율은 물체가 반사하는 광선과 그 물체에 입사하는 광성에 대한 비를 말한다. 어두운 쪽의 색의 반사가 15%를 초과할 경우는 어두운 쪽과 밝은 쪽의 반사율의 차이가 30%이상이어야 한다.

(g) 「출구」라고 표시된 출구는 규정된 수를 초과하여 설치되어 있더라도 해당형식에 대응하는 비상탈출구의 규정에 적합해야 한다. 비상탈출구를 「출구」라고 표시하는 것으로 좋다.

수송 TA급 회전익항공기에 대해서는 다음을 적용한다.

(a) 주 조명계통과는 독립된 다음과 같은 비상조명계통을 구비하여야 한다.

(1) 비상출구 표시 및 그 위치의 지시표시 조명

(2) 주요통로의 중심선을 따라서 좌석팔걸이의 높이에서 102 cm(40 in)의 간격으로 측정했을 때, 평균조도가 0.541룩스(0.05 Foot Candle)이상이 되는 객실내 전반의 조명

(b) 각 비상출구에는 외부 비상조명이 있어야 한다. 착륙장치를 내린 상태에서 대피자가 객실 외부의 지면에 최초로 닿을 것으로 예상되는 지면의 비상출구와 같은 폭의 최소폭 지점에서 측정한 조도는 0.541룩스(0.05 Foot Candle, 이 때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다) 이상이어야 한다. 외부 비상조명은 기내 또는 기외의 조명원에 의한 것이 모두 가능하며 조도의 측정은 비상출구가 개방된 상태에서 측정한 것으로 한다.

(c) 상기 (a) 및 (b)항에서 요구하는 조명은 조종석과 쉽게 도달할 수 있는 객실 내의 장소에서 수동으로 작동할 수 있어야 한다. 조종석의 조작장치에는 “켬(On)”, “끔(Off)” 및 “준비(Armed)”의 위치가 있어야 하고 조종석에서 “준비” 위치로 놓거나 또는 조종석이나 객실에서 “켬” 상태로 놓은 경우, 회전익항공기의 정상적인 전력공급이 중단된 때에 비상조명이 점등되거나 점등된 상태로 있어야 한다.

(d) 탑승자가 지면으로 내리는 것을 돕기 위한 보조장치는 펼쳐진 것을 회전익항공기에서 볼 수 있도록 조명이 비춰져야 한다.

(1) 회전익항공기의 착륙장치가 한개 또는 그 이상이 파손된 자세로 대피자가 설정된 탈출경로를 사용하여 최초로 지면에 닿을 것으로 예상되는 보조장치의 지면쪽 끝에서 조도는 0.32룩스(0.03 Foot candle, 투사광에 수직으로 측정) 이상이어야 한다.

(2) 회전익항공기의 주 비상조명계통과는 독립적으로 보조장치를 비추는 비상조명 부계통은 다음을 만족해야 한다.

(i) 보조장치가 완전히 펼쳐진 때 자동적으로 작동해야 한다.

(ii) 상기 (d)(1)항에서 요구되는 조명을 제공해야 한다.

(iii) 적하물에 의해 부정적인 영향을 받지 않아야 한다.

(e) 각 비상조명장치의 동력공급은 비상착륙 후 최악의 환경조건에서, 요구되는 조명도를 10분 이상 제공할 수 있어야 한다.

(f) 비상조명계통의 동력공급원으로 축전지를 사용하는 경우 회전익항공기의 주 전원계통으로 충전해도 좋다. 단, 충전회로는 회로의 결함으로 인해 의도하지 않은 방전이 발생하지 않도록 설계하여야 한다.

(a) 각각의 객실간의 통로 또는 I형 및 II형 비상탈출구에의 통로는 다음과 같아야 한다.

(1) 장해물이 없어야 한다.

(2) 폭이 51 cm(20 in)이상이어야 한다.

(b) 29.809(f)항의 규정에 해당하는 비상탈출구의 부근에는 승무원이 승객의 탈출을 돕는 곳에 장해물이 없는 통로의 폭을 그의 탈출구에 필요한 값 이하로 감소하는 일이 없도록 충분한 공간이 없어서는 안된다.

(c) 각 통로에서 III형 또는 IV형의 비상탈출구까지 도달될 수 있도록 해 놓아야 한다. 또 다음 (1)및 (2)의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 조종사석을 제외하고 정원수가 20인이상의 여객형 좌석배열의 회전익항공기에 있어서는 탈출구의 개구부의 투영부분을 좌석, 침대 또는 기타의 돌기물(좌석의 등대는 곳을 기울게 하는 경우를 포함)에 의해 탈출구에서의 거리가 적어도 해당 회전익항공기에 장착되어 있는 가장 폭이 좁은 승객용좌석의 폭의 범위보다 적은 것이어서는 안된다.

(2) 조종사석을 제외한 정원수가 19인이하의 여객형 좌석배열의 회전익항공기에 있어서는 탈출구의 기능이 유지될 수 있는 보상적 수단이 있을 경우에는 상기 (1)항에 규정하는 영역에 작은 장해물이 있어도 좋다.

좌석간의 승객용 주요통로의 폭은 다음에 표시하는 값 이하이어서는 아니된다.

정원수 | 주 요 통 로 폭

상면에서 높이 64cm(25in)미만 | 상면에서 높이 64cm이상

10인 이하 | 30cm(12in) | 38cm(15in)

11～19인 | 30cm(12in) | 51cm(20in)

20인 이상 | 38cm(15in) | 51cm(20in)

주) 공인된 시험에 의해 증명된 경우는 23cm(9in)를 떨어지지 않는 범위를 규정폭보다 좁은 것이라도 좋다.

(a) 객실 및 승무원실은 모두 환기하지 않으면 안된다. 승무원실에는 승무원이 과도하게 불쾌한 기분 또는 피로를 느끼는 일이 없도록 업무를 수행할 수 있도록 승무원 1인당 0.283m3/min(10ft3/min)이상의 충분한 양의 신산한 공기를 공급하여야 한다.

(b) 승무원실 및 객실의 공기에는 유해 또는 위험한 농도의 가스 또는 증기가 존재해서는 안된다.

(c) 일산화탄소의 농도는 전진비행중에 1/20,000(용적)이하이어야 한다. 다른 운용상태에서 있어서 농도가 상기의 값을 넘을 경우는 적당한 운용제한을 설치하여야 한다.

(d) 환기계통, 난방계통 또는 기타의 계통 또는 장치가 고장을 일으켰을 경우에서도 (b)와 (c)의 규정에 적합하도록 설비가 되어 있어야 한다.

연소가열기는 승인된 것이어야 한다.

화재방지

(a) 휴대용소화기. 휴대용소화기에 있어서는 다음의 규정을 적용한다.

(1) 휴대용소화기는 승인된 것이어야 한다.

(2) 소화제의 종류 및 양은 해당 소화액을 사용하는 장소에서 발생이 예상되는 화재의 종류에 대하여 적당한 것이어야 한다.

(3) 객실 및 승무원실에서 사용하는 소화기는 위험한 농도의 유해가스의 발생을 될 수 있는 한 적게 하도록 설계한 것이어야 한다.

(b) 고정소화장치. 고정소화계통을 필요로 할 경우에는 다음의 규정을 적용한다.

(1) 소화계통의 능력은 그것을 사용하는 실의 용적 및 환기율에 관해서 그 실에 일어난다고 예상되는 어떠한 종류의 화재에도 적합한 것이어야 한다.

(2) 소화계통은 다음과 같이 설치되어야 한다.

(i) 소화제가 승무원실 및 객실에 침투해서 인체에 해를 끼치는 일이 없어야 한다.

(ii) 소화제를 발사했을 경우에 구조에 손상을 주는 일이 없어야 한다.

승무원 또는 승객이 사용하는 실에 있어서는 다음의 규정을 적용한다.

(a) 사용재료는(재료에 붙어 있는 장식한 면이나 마무리칠을 포함하여) 다음의 적절한 시험표준에 적합해야 한다.

(1) 내부 천장판, 내부 벽판, 칸막이, 취사실 구조, 큰 캐비넷벽, 마루바닥, 그리고 보관실(좌석밑의 기물함이나 잡지나 지도등과 같은 작은 물건을 두는 곳)의 구조에 사용되는 재료는 기술기준 Part 25의 부록 F의 해당 규정에 따른 세로 시험 또는 다른 승인된 동등한 방법으로 시험할 때 자체 소화능력이 있어야 한다. 평균연소길이는 15cm(6in)를 초과해서는 안되며 점화원이 제거된 후 평균연소기간은 15초를 초과해서는 안된다. 시험표본과 격리되어 평균 3초이상 연소가 계속되어서는 안된다.

(2) 마루바닥 덮개, 섬유류(휘장 실내장식품을 포함)의자 방석, 내용물 장식용과 비장식용으로 씌운 천, 가죽, 작은 상자와 취사실의 마무리, 전기배선, 열 절연물 방음장치 절연덮게, 공기도관, 결합부와 모서리 덮개, 화물실, 절연담요, 화물덮개, 슬라이드, 틀에서 만들과 열에 의해 변형된 부분들, 공기도관 연결부분, 늘어놓은 끈(장식과 마찰방지)등. (a)(3)에서 언급되지 않은 재료의 구조를 이루는 것은 기술기준 Part 25의 부록 F의 해당 규정에 따른 가로 시험 또는 승인된 동등한 방법으로 시험할 때 자체소화능력이 있어야 한다. 평균 연소길이는 20cm(8in)를 초과해서는 안된다. 시험표본과 격리되어 평균 5초이상 연소가 계속되어서는 안된다.

(3) 아크릴 창문과 표지, 탄력있는 재료로 전부 또는 부분적으로 구성된 부분, 보통 틀에서2개 또는 그 이상의 계기로 구성된 계기류의 조명받는 모서리, 좌석벨트, 어깨멜빵, 화물과 짐을 묶는 장비, 용기, 저장통, 깔판 등을 포함하고, 승객이나 승무원 침실에 사용되는 재료는 기술기준 Part 25의 부록 F의 해당 규정에 따른 가로 시험 또는 승인된 동등한 방법으로 시험할 때 연소율이 1분당 6cm(2.5in)를 초과할 수 없다.

(4) 전선 및 케이블의 절연물 및 화재를 현저하게 확대 연소시키지 않은 것으로 승인된 작은 부품(노브, 손잡이, 로울러, 죔쇠, 끼움쇠, 쇠고리, 마찰끈, 풀리, 그리고 전기적인 부품과 같은)과, 본 규정의 (a)(1), (2), (3)항에서 지정된 항목의 재료는 기술기준 Part 25의 부록 F의 해당 규정에 따른 가로 시험 또는 기타 승인된 동등한 방법으로 시험할 때 연소율이 1분당 4 in를 초과할 수 없다.

(b) 비행승무원용 쿠션을 제외한 좌석쿠션은 본 규정의 (a)(2)항의 요구조건을 만족함과 동시에 감항기술기준 Part 25의 부록 F의 Part II의 시험요구조건 또는 이와 동등한 요구조건을 만족해야 한다.

(c) 흡연이 금지되어 있는 경우에는 그 지침을 기재한 표시를 해두어야 한다. 흡연이 허가되어 있는 경우는 다음 조건이 만족되어야 한다.

(1) 적당한 수량의 밀폐식 장탈 가능한 재떨이를 구비하여야 한다.

(2) 승무원실이 객실에서 격리되어 있는 경우에는 금연시 모든 승객에게 이것을 통지하는 하나 이상의 전광식 표시(글자 또는 기호 모두 가능)가 있어야 한다. 금연을 알리는 표시는 다음을 만족해야 한다.

(i) 표시 조명이 들어왔을 때, 가능한 모든 조명상태에서 객실에 착석한 모든 승객이 쉽게 알 수 있어야 한다.

(ii) 승무원이 표시의 조명을 켜고 끌 수 있어야 한다.

(d) 사용후의 타올 및 휴지 또는 쓰레기 용기는 적어도 내화성재료이어야 한다. 그리고 용기 내에서 발화된 불이 밖으로 방출되지 않도록 하는 방법을 강구하여야 한다.

(e) 승무원실에는 휴대용소화기를 비치해 두어야 한다.

(f) 적어도 다음 수의 휴대용소화기를 객실내에 사용이 편리한 장소에 비치해 두어야 한다.

정 원 수 | 소 화 기 구

7인에서 30인까지 | 1개

31인에서 60인까지 | 2개

61인 이상 | 3개

(a) 화물실을 구성하거나 또는 화물실 내장(line)에 사용하는 재료는 다음을 만족해야 한다.

(1) 접근 가능여부에 상관없이 승객 또는 승무원이 사용하지 않는 화물실의 경우, 적어도 내화성 재료를 사용해야 한다.

(2) 다음과 같은 화물실의 경우, 재료는 29.853(a)(1), (a)(2) 및 (a)(3)항의 요구조건을 만족해야 한다.

(i) 화물실에 화재가 발생했을 때, 정상적인 근무 위치에 있는 승무원이 이를 쉽게 발견할 수 있는 경우

(ii) 비행중 화물실의 각 부분에 쉽게 접근할 수 있는 경우

(iii) 화물실 부피가 8.5 m3(200 ft3) 이하인 경우

(iv) 29.1439(a)항에도 불구하고 보호용 호흡장치가 요구되지 않는 경우

(b) 조종계통, 배선, 배관, 장비품, 부속기기 등으로 그 손상 또는 파괴가 안전한 운항에 영향을 미치는 것이 화물실에 있지 않아야 한다. 이들이 다음 기준에 적합하도록 보호되어 있는 경우에는 예외로 한다.

(1) 적재물의 이동에 의해 손상을 받지 않을 것

(2) 이들이 파손 또는 파괴되어도 화재가 발생할 위험이 없을 것

(c) 접근이 불가능한 화물실의 경우 착륙 및 탈출이 안전하게 완료되기까지 화재가 외부로 확산되지 않도록 설계되고 밀폐되어야 한다.

(d) 회전익항공기 또는 그의 승객 및 승무원이 안전성을 위협하는 일이 없고 화물실내에 발생한 화재를 그 실내에 완전히 막아서 나오지 못하게 하는 밀폐되어 있지 않은 화물실은 승무원이 규정의 위치에 있을 때 화재 또는 연기를 탐지할 수 있고 유해한 양의 연기, 화염, 소화제 기타의 유해가스가 승무원실 또는 객실에 축적하지 않도록 설계하든가 또는 탐지기를 구비하여야 한다. 이의 규정에 적합한가의 증명은 비행중의 시험에 의해 행하여야 한다.

(e) 화물수송만 사용되는 회전익항공기에 있어서는 보통의 객실구역은 화물실로 보고 상기 (a)에서 (d)항까지의 규정에 추가적으로 다음의 사항에 적합하여야 한다.

(1) 해당 화물실내 또는 해당 화물실내의 환기공기를 폐지하기 위해서의 설비를 장비하여 있을 것. 또 이 장치의 조작장치는 승무원실내의 승무원이 용이하게 조작하는 위치에 시설되어 있을 것.

(2) 요구되는 승무원용 비상탈출구는 예상되는 모든 적하상태에 있어서 용이하게 접근할 수가 있어야 한다.

(3) 각 화물실내의 열원은 화물이 적하하는 일이 없도록 차폐 또는 격리시켜야 한다.

(a) 연소가열기의 방화구역. 다음에 제시하는 연소가열기의 방화구역에는 29.1181에서 29.1191까지의 규정 및 29.1195에서 29.1203까지의 규정에 의한 방화설비를 하여야 한다.

(1) 가연성 유체계통의 구성품(연료계통 가열기 포함)이 포함된 가열기의 주변구역으로 다음과 같은 상황이 발생할 수 있는 구역

(i) 가열기의 오작동으로 인해 손상을 입을 수 있음

(ii) 누설이 발생할 경우 가연성 유체 또는 증기가 가열기에 유입될 수 있음

(2) 다음에 해당하는 환기용 공기통로의 각 부

(i) 연소실을 둘러싸고 있는 부분

(ii) 통로내부에 발생할 수 있는 화재를 봉할 수 없는 부분(다른 구성부품에 손상을 끼치는 일 없이)

(b) 환기용 공기도관. 방화구역을 통과하는 환기용 공기도관은 불연성이어야 하며 다음의 사항이 적용된다.

(1) 방화밸브 또는 그것과 동등한 효과가 있는 장치를 써서 화재를 차단할 수 없는 경우에는 가열기보다 하류의 공기도관은 가열기내에서 발생한 화재를 도관내에 막아 놓는데 충분한 거리에 대해서 불연성재료를 써야 한다.

(2) 가연성 유체계통이 위치하는 구역을 통과하는 환기용 공기도관의 부분은 가연성 유체계통 구성부품의 기능불량에 의해 가연성유체 혹은 증기가 환기용 증기에 혼입되는 일이 없도록 만들어지던가 또는 그와 같은 계통에서 격리해 두어야 한다.

(c) 연소용 공기도관. 연소용 공기도관은 역화 또는 불꽃의 역류에 의해 손상을 받지 않도록 충분한 거리에 대해서 불연성재료를 써야 한다. 또한 다음의 규정을 적용한다.

(1) 연소용 공기도관은 환기용 공기 혹은 그 부속품의 역화상태 또는 기능불량을 포함한 어떠한 운용상태에 있어서도 환기용 공기에 들어가지 않는 경우는 예외로 한다.

(2) 연소용 공기도관은 억제하지 않으면 가열기의 파괴를 초래하는 역화의 급속한 소멸을 방지하는 것이어야 한다.

(d) 가열기 조작장치 : 일반. 가열기 조작장치의 각 부분, 조작계통의 배관 혹은 안전장치의 위 또는 내부에 물 혹은 얼음이 축적되어도 위험하게 되지 않는 설비를 하여야 한다.

(e) 가열기의 안전장치. 모든 연소가열기에는 다음에 제시하는 규정과 같이 안전장치를 설비해 놓아야 한다.

(1) 다음에 제시하는 어느 상태가 된 경우 연소가열기에서 떨어진 곳에서 해당 연소가열기의 점화 및 연료공급을 자동적으로 중지하고 또한 중지의 위치를 유지하는 장치를 각 연소가열기에 장비하여야 한다. 이 장치는 공기온도, 공기유량 및 연료유량의 정규 연속제어기와 독립된 것이어야 한다.

(i) 열교환기의 온도가 안전한계를 넘은 경우

(ii) 환기용 공기온도가 안전한계를 넘은 경우

(iii) 연소용 공기유량이 안전한 운용에 부적당한 경우

(iv) 환기용 공기유량이 안전한 운용에 부적당한 경우

(2) 각각의 가열기에 대하여 상기 (1)항의 규정에 적합한 장치는 다음과 같아야 한다.

(i) 회전익항공기의 안전운용상 필요한 열량을 방출하는 다른 가열용의 각 부품과 독립된 것이어야 한다.

(ii) 승무원이 다시 시동을 걸 때까지는 가열기를 차단상태로 멈추어 있게 하여야 한다.

(3) 회전익항공기의 안전운용상 필요한 열량을 방출하는 가열기가 위의 (1)항에 규정하는 자동장치에 의해 차단되었을 경우에 그것을 승무원에게 경보하는 장치를 설치하여야 한다.

(f) 공기취입구. 연료용 공기취입구 및 환기용 공기취입구는 회전익항공기의 다음을 포함한 어떠한 운용상태에서도 가연성유체 또는 증기가 가열기계통에 들어가는 일이 없는 장소에 설비하여야 한다.

(1) 가열기 계통의 정상작동중 또는

(2) 가열기계통 이외의 부품의 기능불량의 결과

(g) 가열기의 배기. 가열기의 배기계통은 529.1121 및 29.11232의 규정에 적합한 것이어야 하며, 다음의 규정을 적용한다.

(1) 배기슈라우드(Shroud)내의 가연성 유체 또는 위험한 양의 증기가 접합부를 통해서 배기계통으로 들어가는 일이 없도록 밀봉하여야 한다.

(2) 배기계통은 억제하지 않으면 가열기의 파괴를 초래하는 역화의 급속한 소명을 방해하는 것이어서는 안된다.

(h) 가열기의 연료계통. 가열기의 연료계통은 동력장치 연료계통의 규정중 가열기의 안전한 운용에 관계가 있는 부분에 적합한 것이어야 한다. 환기용 공기중에 있는 가열기 연료계통 구성부분은 그 부분에서 새어 나오는 연료가 환기용 공기로 들어가는 일이 없도록 보호복을 장치해 둔다.

(i) 연료의 배출. 연료실 또는 열교환기내로 연료가 축적된 경우 그것을 안전하게 배출하는 설비를 비치해 두어야 한다. 또한 다음의 규정을 적용한다.

(1) 배출설비중 고온도로 작동하는 부분은 가열기의 배기계통과 같은 방식으로 보호되어야 한다.

(2) 배출설비는 어떠한 운용상태하에 있어도 얼음이 축적해서 위험하게 되지 않도록 보호되어야 한다.

회전익항공기의 강착 및 비행(TA급에 해당)에 관해서 중요한 구조, 조종장치, 조작장치 및 회전익구조 또는 기타 부품으로서 동력장치의 화재에 의해 영향을 받는 모든 부분은 25.1191의 규정에 따라 격리하던가 또는 다음의 (a) 및 (b)항에 적합하여야 한다.

(a) TA급 회전익항공기에 있어서는 불연성재료이어야 할 것.

(b) TB급 회전익항공기에 있어서는 불연성재료를 사용하거나 예상되는 동력장치의 화재상태에서 적어도 5분간은 그 주요한 기능을 잃지 않도록 보호될 수 있도록 할 것

(a) 가연성 유체 또는 증기가 유체계통의 누설에 의하여 새어나오는 부분에는 액체나 증기의 발화가능성을 최소화 하지 위한 방법이 있어야 하며, 발화가 일어난다면 위해한 결과를 초래하지 않도록 하여야 한다.

(b) 상기 (a)항의 수행은 분석과 시험에 의해 명백히 증명해야 하며 다음의 요소를 고려해야 한다.

(1) 액체누설의 가능한 근원과 통로 그리고 누설발견의 방법

(2) 연소하기 쉬운 또는 액체를 흡수하는 재료의 영향을 포함한 액체의 가연특성

(3) 전기적인 결함, 장비의 과열, 방지기구의 악영향을 포함한 가능한 점화 근원

(4) 액체의 흐름을 멈춤, 장비의 사용을 중지, 제1종 내화성 재료로 차폐 또는 소화제를 사용하는 등의 화염조절 또는 소화 가능한 방법

(5) 화재와 가열에 견디면서 임계안전비행까지의 회전익항공기 능력

(c) 승무원에게 액체화재에 대한 예방과 조치(장비의 작동중지 또는 소화제의 작동)가 요구된다면 승무원이 빠르게 대처할 수 있는 방법이 마련되어야 한다.

(d) 가연성액체 또는 증기가 액체계통의 누설에 의하여 새어나오는 각 지역은 확인될 수 있어야 한다

기외화물탑재장치

(a) 사람이 아닌 기외화물을 적재하기 위한 기외화물 부착수단의 경우 2.5의 정적제한하중 또는 증명을 받으려고 하는 최대기외하물의 하중에 29.337항에서 29.341항까지의 규정에 의해 승인된 더 낮은 하중배수를 곱한 하중을 견딜 수 있음을 해석, 시험 또는 해석과 시험을 통해 입증해야 한다. 사람을 기외에 적재하기 위한 외부기외화물 부착수단과 인원운송을 위한 장치계통의 경우 3.5의 정적제한하중 또는 증명을 받으려고 하는 최대기외하물의 하중에 29.337항에서 29.341항까지의 규정에 의해 승인된 더 낮은 하중배수(2.5보다는 작지 않아야 한다)를 곱한 하중을 견딜 수 있음을 해석, 시험 또는 해석과 시험을 통해 입증해야 한다. 기외화물형식에 관계없이 회전익항공기-기외화물 조합에 대한 하중은 수직방향으로 가해져야 한다. 적용가능한 모든 기외화물형식 중 투하가 가능한 기외화물의 경우, 하중은 수직방향에 대하여 서비스시 도달할 수 있는 최대의 각을 이루는 방향으로 작용해야 한다. 단, 이 각은 30° 보다 작아서는 안된다. 그러나 다음의 경우 30° 보다 작은 각도 허용된다.

(1) 기외화물을 탑재하였을 경우의 운용은 상기 (a)항의 규정에 적합한 각도까지로 하는 운용한계가 설정되어 있는 경우

(2) 사용중에 줄여진 각도를 넘지 않는 것이 증명된 경우

(b) 투하가 가능한 회전익항공기-기외화물의 조합의 경우, 기외화물 부착수단에는 조종사가 비행중 기외화물을 신속히 장탈할 수 있는 긴급장탈 계통이 포함되어야 한다. 긴급장탈계통은 긴급장탈 1차하부계통과 긴급장탈 예비하부계통으로 구성되어야 하며 이 하부계통들은 서로 독립적이어야 한다. 긴급장탈계통과 그 조작장치는 다음의 사항에 적합해야 한다.

(1) 긴급장탈 1차하부계통의 조작장치는 조종사의 주조종장치의 하나로서 장착되거나 또는 그와 동등하게 접근할 수 있는 위치에 장착되어야 하며, 긴급상황에서 회전익항공기를 조종하는 능력을 위험한 정도까지 제한하지 않으면서 조종사 또는 승무원이 조작할 수 있도록 설계되고 설치되어야 한다.

(2) 긴급장탈 예비하부계통의 조작장치는 조종사 또는 기타의 승무원이 쉽게 접근할 수 있어야 한다.

(3) 긴급장탈 1차하부계통과 예비하부계통은 다음을 공통적으로 만족해야 한다.

(i) 신뢰성 및 내구성이 있어야 하고 증명을 신청한 최대 기외제한하중까지의 범위에서 기외화물이 적재되었을 경우 적절히 기능해야 한다.

(ii) 의도치 않은 기외화물의 투하가 발생하지 않도록 외부 및 내부의 원인에 의한 전자기적 간섭(EMI)과 낙뢰로부터 보호되어야 한다.

(A) 인원이 아닌 투하가 가능한 기외화물 운송용의 회전익항공기-기외화물의 조합의 경우, 최소 20 volt/m의 무선전파장 강도(radio frequency field strength)에 대해 보호되어야 한다.

(B) 사람을 운송하고 투하가 가능한 기외화물 운송용의 회전익항공기-기외화물의 조합의 경우, 최소 200 volt/m의 무선전파장 강도에 대해 보호되어야 한다.

(c) 기외에 사람을 운송할 수 있는 회전익항공기-기외하물의 조합의 경우, 회전익항공기는 다음의 사항을 만족해야 한다.

(1) 투하가 가능한 기외 화물에 대해서, 회전익항공기는 상기 (b)항의 요구조건을 만족하는 긴급장탈계통을 갖춰야 한다. 추가적으로 다음의 사항이 요구된다.

(i) 긴급장탈 1차하부계통에는 이중의 작동장치가 있어야 한다.

(ii) 긴급장탈 예비하부계통에는 독립적인 이중의 작동장치가 있어야 한다.

(2) 탑승인원의 안전을 위해 필수적인 구조적 성능 및 안전성이 확보된 신뢰할 수 있고 승인된 인원운송장치계통을 갖춰야 한다.

(3) 적절한 위치에 필수계통의 작동법이 명확히 기술된 플래카드 및 표시가 있어야 하고 인원운송을 위한 장치계통의 경우에는 탑승 및 탈출법이 표시되어 있어야 한다.

(4) 요구되는 승무원과 기외탑승자가 직접적인 상호연락을 할 수 있게 하는 장비가 있어야 한다.

(5) 기외에 탑승자가 있을 경우의 운용에 대한 적절한 제한사항과 절차가 비행교범에 포함되어 있어야 한다.

(6) 기외 탑승자 운송을 위해 TA급 회전익항공기를 이용하는 것이 필요한 경우, 기외화물 탑재의 승인을 요청한 중량, 고도 및 온도에서의 단발동기 부작동시의 하버링 성능 자료 및 절차가 비행교범에 수록되어야 한다.

(d) 임계형상의 투하가 가능한 기외화물의 경우, 해석, 승인된 운용 선도의 모든 영역에 대하여 정상적인 비행을 하는 회전익항공기에 위해를 가하는 일 없이 운송 및 장탈이 가능함을 지상시험 및 비행시험의 조합을 통해 입증해야 한다. 추가적으로 이러한 기외화물은 비상 비행조건에서 회전익항공기에 위험을 가하지 않고 장탈이 가능함을 입증해야 한다.

(e) 기외화물 부착장치 근처에 플래카드 또는 표식을 통해 29.25 및 본 규정에 의해 입증된 작동상의 제한사항 및 승인된 최대 기외화물 중량을 명기해야 한다.

(f) 29.571항의 피로평가는 사람이 아닌 기외화물 운송 용도의 회전익항공기-기외화물 조합에 대해서는 적용되지 않는다. 회전익항공기에 위험을 초래할 수 있는 주요구조부재의 파손의 경우는 예외로 한다. 기외 탑승자 운송에 사용되는 회전익항공기-기외화물의 조합의 경우, 29.571의 피로평가는 긴급투하장치 및 기외 탑승자 운송장치의 구조계통과 이 장치와 회전익항공기의 연결부 모두에 적용된다.

기타 요건

지상에 회전익항공기를 수평으로 하기 위한 표점을 설치해 두어야 한다.

밸러스트에 대한 설비는 비행중 부주의하게 밸러스트가 이동하는 것을 막도록 설계하고 제작된 것이어야 한다.

[예비]

Subpart E 동력장치

일반

(a) 이 장에서 동력장치란 주회전익 및 보조회전익 구조를 제외한 회전익 항공기의 다음의 각 부분을 포함한다.

(1) 추진에 필요한 것.

(2) 주요추진장치의 제어에 영향을 미치는 것.

(3) 소정의 점검주기중 또는 한계사용시간내에 주요 추진장치의 안전성에 영향을 미치는 것.

(b) 각 동력장치는

(1) 다음의 항에 적합하여야 한다.

(i) 33.5에서 규정하는 장치 취급설명서 및

(ii) 본 장의 적절한 규정.

(2) 동력장치의 모든 구성부분은 소정의 점검주기중 또는 한계사용시간 동안 승인된 온도 및 고도범위 내에서 운용중 안전하게 기능을 다할 수 있도록 제작, 배치 및 장비하여야 한다.

(3) 감항성을 유지하기 위해서 검사 또는 정비를 요하는 동력장치의 모든 구성성분은, 접근하기 용이하도록 되어 있어야 한다.

(4) 동력장치의 주요부분과 타부분과의 사이에는 전위차가 발생하지 않도록 본딩하여야 한다.

(5) 터빈발동기의 축방향 및 원주방향의 길이가 발동기의 장착에 악영향을 주어서는 안된다.

(6) 회전익항공기의 안전한 운용에 필수적인 구성품 및 장비의 조립시 실수가 발생할 가능성이 최소화되도록 설계시 예방책을 강구하여야 한다. 단 잘못된 조립 상태로 운용이 불가능함을 증명하여도 무방하다.

(c) 동력장치와 보조동력장치 장착에서는 항공기의 안전운항을 위태롭게 하는 단독 결함이나 고장, 또는 있을 수 있는 복합적 결함의 가능성이 없음을 입증하여야 한다. 단, 결함 가능성이 극히 적을 경우, 구조 요소물의 결함은 고려하지 않아도 된다.

(d) 각 보조동력장치의 장착은 이 장에서 지정하는 적절한 설비를 갖추어야 한다.

(a) 발동기 형식증명. 각 발동기는 형식 증명된 것이어야 한다. 헬리콥터에 사용되는 왕복 발동기는 33.49(d) 또는 사용 용도를 승인된 다른 규정에 적합하여야 한다.

(b) TA급; TA급 발동기의 독립성. TA급 회전익항공기의 동력장치는 임의의 발동기 고장, 기능불량 또는 임의의 발동기에 영향을 주는 임의의 계통에 고장이 생겨도, 다음에 게시하는 상태가 일어나지 않도록 배치되고, 서로 독립되어 적어도 하나의 발동기만으로 운용이 가능하여야 한다.

(1) 나머지 발동기의 연속안전운전을 방해하는 것.

(2) 조종사의 정상적인 주 조종행위 이외에 안전한 운용을 위하여 승무원의 긴급조작을 필요로 하는 것.

(c) TA급; 발동기 회전의 제어. TA급 회전익항공기에 있어서는, 비행중에 각 발동기를 개별적으로 정지시키는 방법을 강구하여야 한다. 단, 터빈발동기를 장비하는 경우는 안전 상 필요한 경우에 한하여 발동기를 정지시키는 방법을 강구하여야 한다. 또한, 다음 규정을 만족시켜야 한다.

(1) 발동기의 회전을 정지시키는 계통의 구성부품중 방화벽의 발동기측에 장치되어 있고, 더구나 화재에 노출될 염려가 있는 것은 내화성이 있어야 한다.

(2) 목적을 위해 2가지 이상의 방법을 강구하고 더구나, 화재의 경우에 그 제어장치가 동시에 전부 파손을 일어키지 않도록 마련되어야 한다.

(d) 터빈발동기의 장비. 터빈발동기를 장비하는 경우에는

(1) 발동기 로터의 파손시에도 회전익 항공기의 위험이 최소화 되도록 설계시 예방책이 강구되어야 한다. 또,

(2) 발동기의 제어장치, 제어계통 및 계기장치에 관계되는 동력계통은 운용중 터빈, 로터(Rotor)의 구조강도에 악영향을 주는 발동기의 운용한계를 넘는 일이 없도록 설계하여야 한다.

(e) 재시동 능력.

(1) 비행 중 임의의 발동기를 재시동할 수 있는 장치가 구비되어야 한다.

(2) 비행 중 모든 발동기가 정지된 경우 외의 발동기 재시동 능력은 회전익 항공기의 비행 포위선 전체에서 실증되어야 한다.

(3) 비행 중에 모든 발동기가 정지된 이후에도 발동기의 재시동이 가능하여야 한다.

(a) 발동기는 발동기 또는 기체의 구성성분에 유해한 진동을 일으키지 않도록 장착하여야 한다.

(b) 발동기에 회전익과 이의 구동계통을 부착할 경우에는 발동기의 주요 회전부분에 과도한 진동응력을 일으키지 말아야 하며 진동시험에 의한 증명을 취득하여야 한다.

동력장치의 일부가 되는 냉각팬은 다음 규정에 적합한 것이어야 한다.

(a) TA급; TA급 회전익항공기가 냉각팬을 장비한 경우에는 팬 블레이드가 파손된 경우에도 발동기의 운전에 지장을 가져오지 않는, 또한 안전한 비행의 계속을 방해하지 않는 수단을 강구하여야 한다.

(b) TB급; TB급 회전익항공기가 냉각팬을 장비하는 경우에는 팬 블레이드가 파손되어도 당해 회전익항공기를 보호하는 방법을 강구하여야 한다. 이 경우 다음에 게시하는 “가”, “나” 및 “다”의 규정중 어느 것에 적합함을 증명하여야 한다.

(1) 팬 블레이드는 파손되어도 주위로 흩어져서는 안된다.

(2) 팬은 팬 블레이드가 파손된 경우에는 안전을 해치지 않는 위치에 있을 것.

(3) 팬 블레이드는 다음의 (i), (ii)의 회전속도에서 원심력의 1.5배의 최대하중에 견디어야 한다.

(i) 무제어상태하에서 발생하는 최고회전속도

(ii) 과회전 속도제한장치의 제한회전속도

(c) 피로평가. 29.571에 따라 피로평가를 수행하지 않았을 경우 회전익 항공기 운용 범위내에서 냉각팬 블레이드에 공진현상이 발생치 않음을 증명하여야 한다.

회전익 구동계통

(a) 일반. 회전익구동계통에 있어서는 발동기로부터 회전익 허브로 출력을 전달하기 위한 필요한 모든 부품을 포함하여야 한다. 이것에는 회전익구동계통의 일부이거나 또는 이것에 장치된 기어박스, 축, 유니버설조인트, 부속보기용패드 또는 보기구동부 및 냉각팬을 포함하는 것으로 한다.

(b) 설계평가. 회전익 구동계통은 인증된 모든 조건의 범위에서 안전하게 기능함을 설계평가를 통하여 보장하여야 한다. 설계평가는 어떠한 결함도 연속적인 안전 비행 또는 착륙을 방해하지 않음을 확인하는 상세 결함 분석을 포함하고 결함의 발생 가능성을 최소화하는 수단을 판정하여야 한다.

(c) 장비. 회전익구동계통은 다음규정에 적합하도록 장비하여야 한다.

(1) 다발회전익항공기의 회전익구동계통은 어떤 발동기가 고장났을 경우에도 나머지 발동기에 의해 운전 및 조종에 필요한 각 회전익이 계속해서 구동되도록 장비하여야 한다.

(2) 단발회전익항공기에 있어서는 회전익구동계통은 주회전익 및 보조회전익을 발동기로부터 떼어낸 후에도 자동회전비행 및 보조회전익을 발동기로부터 떼어낸 후에도 자동회전비행을 행하는데 필요한 모든 회전익이 주회전익에 의해서 계속되도록 장비하여야 한다.

(3) 회전익구동계통은 발동기가 고장났을 경우에 발동기를 구동계통으로부터 자동적으로 분리시키는 장치를 각 발동기에 장비하여야 한다.

(4) 회전익구동계통에 토오크 제한장치를 장비할 경우에는 그것이 작동중에도 회전익항공기를 계속해서 조종될 수 있도록 장비하여야 한다.

(5) 위상동조를 행하여야 하는 회전익을 사용하는 회전익항공기에 있어서는, 회전익구동계통은 모든 운용상태하에서 일정하고, 더구나 확실한 위상관계를 주도록 하여야 한다.

(6) 회전익동조분리장치를 장비할 경우에는 운용전에 회전익을 적정한 위상에 고정시켜야 한다.

회전익구동계통의 회전을 발동기와 무관하게 제어하는 장치를 장비하는 경우에는 그 장치의 운용한계를 결정하고 또 이것이 임의로 작동하지 않도록 조작장치를 보호하여야 한다.

(a) 내구시험, 일반. 회전익구동계통 및 회전익조종기구는 이 절의 (b)항에서 (n)항 까지, 그리고 (p)항에 기술된 바와 같이 적어도 200 시간에 이 절의 (b)(2), (b)(3) 및 (k)항의 요구사항을 충족시키는 데 필요한 시간을 더한 시간 동안의 시험을 행하여야 한다. 수행하여야 하는 시험은 다음과 같다.

(1) 10시간 시험 주기를 적용하여야 한다. 단 시험 주기는 OEI 등급이 필요한 경우 이 절의 (b)(2)항과 (k)항의 OEI 시험을 포함할 수 있다.

(2) 시험은 회전익항공기에서 실시하여야 한다.

(3) 시험 토크와 회전속도는

(i) 동력장치의 제한치에 의해 결정하여야 한다.

(ii) 회전익 항공기에 승인 받은 회전익에 의해 흡수되어야 한다.

(b) 내구시험; 이륙출력운전. 내구시험의 이륙출력운전은 다음에 게시하는 규정에 의해 실시하여야 한다.

(1) 이 절의 (b)(2)항 및 (b)(3)항에서 기술된 내용을 제외하고, 이륙토크운전은 이륙출력에 대응하는 토오크 및 회전속도에 있어서 운전 5분간과 가능한 최소완속회전속도에 있어서 운전 5분간을 교차로 행하는 1시간의 운전을 행하여야 한다. 발동기는 회전익구동계통으로부터 디클러치되어야 하고, 회전익브레이크를 장비한 경우에는 완속운전의 첫 1분간 브레이크가 가해져야 한다. 완속운전의 나머지 4분간은 발동기가 회전익을 구동하는 최소회전속도로 클러치를 물려서 운전하여야 한다. 발동기 및 회전익구동계통은 최대 속도로 가속되어야 한다. 발동기를 디클러치할 경우에는 과속클러치가 작동하도록 빠른 속도로 감속시켜야 한다.

(2) 2분 30초간 OEI 등급의 사용이 요구되는 회전익항공기의 이륙토크운전은 이 절의 (b)(1)항에서 기술된 바와 같이 행하여 져야 한다. 단 그 절에서 기술된 이륙토크 및 이륙토크 사용하는 최대속도에서의 제3회 및 제6회의 운전은 제외 한다. 이들 운전시 다음의 사항이 적용된다.

(i) 각 운전은 모든 발동기에 대해 이륙토크 및 이륙토크시의 최대속도로 2분 30초간 행하는 운전을 적어도 1회이상 포함하여야 한다.

(ii) 각 운전은 1대의 발동기를 출력 고장상태로 하고 나머지 발동기를 2분 20초 OEI 토크 및 이에 해당하는 최대속도로 2분 30초간 순차적으로 각 발동기에 대해서 행하는 운전을 적어도 1회이상 포함하여야 한다.

(3) 하나 이상의 터빈 발동기를 장착하고 30초 / 2분 단발동기 정지(OEI) 출력이 요구되는 회전익 항공기의 경우 이륙운전은 다음을 제외한 이 절의 (b)(1)항에 기술된 바와 같이 행하여져야 한다.

(i) 이 절의 (b)(1)항에서 요구되는 한 번의 5분 작동 직후 각 발동기에 대해 순차적으로 고장을 가정하고 나머지 구동계통의 출력 입력으로 30초 단발동기 정지(OEI) 출력에 해당하는 최대 토크 및 최대 속도를 30초 이상 동안 적용한다. 각 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 적용 이후 두 번의 2분 단발동기 정지(OEI) 출력에 해당하는 최대 토크 및 최대 속도의 적용이 적어도 2분 이상 동안 뒤따라야 한다. 두 번째 적용은 안전화된 연속 또는 30분 단발동기 정지(OEI) 출력 중 신청자가 지정한 상태의 가간을 따라야 한다. 적어도 한 번의 연속 운전은 “모의 공회전 비행” 상태에서 행하여져야 한다. 벤치(bench) 시험 수행시 이륙출력에서 다음의 고정을 수행하여야 한다.

(ii) 이 항에서 영향 받은 출력 입력이란 시험시 규정된 더 큰 또는 불균형 토크 및 속도를 적용 시 불리한 영향을 받을 수 있는 회전익 구동계통의 모든 부품들을 포함한다.

(iii) 이 시험은 발동기 제한사항이 이 출력의 반복적인 사용을 제한하거나 시험 도중 발동기를 계획 시간 이전에 제거하여야 하는 결과가 초래될 경우 대표적인 벤치 시험(bench test) 시설에서 수행될 수 있다. 영향 받은 회전익 구동계통 구성품에 대한 하중, 진동 주파수 및 적용 방법은 회전익 항공기의 상태를 대표하여야 한다. 시험 구성요소는 이 절의 나머지 요구사항과의 적합성을 증명하기 위해 사용되어 지는 것들이어야 한다.

(c) 내구시험; 연속최대출력운전. 연속최대토크 및 이에 대응하는 최대속도로 3시간의 연속운전을 다음과 같이 행하여야 한다.

(1) 운전중에는 전 수직추력, 최대전방추력성분, 최대후방추력성분, 최대 왼쪽방향 추력성분 및 최대 오른쪽방향 추력성분의 각 주회전익 피치 위치를 통해서 1시간당 15회 이상의 비율로 주회전익의 조종장치를 조작하여야 한다. 단, 비행 중에 받는 이상의 하중 또는 플랩핑운동을 주는 것 같은 조종장치의 조작을 할 필요는 없다.

(2) 방향조종장치는 최대우선회토오크, 주회전익에 전해지는 출력에 의해 생기는 토오크를 없애기 위해서 필요한 중립 토오크 및 최대좌선회토오크의 각 극한위치를 통해서 1시간당 15회이상의 비율로 조작하여야 한다.

(3) 조종장치는 10초이상 각 최대조작위치에 유지되어야 한다. 또 조작위치의 변경은 적어도 보통의 조작과 같은 속도로 행하여야 한다.

(d) 내구시험; 90% 연속최대출력운전. 연속최대출력운전에 대응하는 토오크에서의 90% 및 이에 해당하는 최대회전속도로 연속운전을 1시간 행하여야 한다.

(e) 내구시험; 80% 연속최대출력운전. 연속최대출력의 80% 및 이에 해당하는 최소회전속도로 연속 운전을 1시간 행하여야 한다.

(f) 내구시험; 60% 연속최대출력운전. 2시간 또는 30분 단발동기 정지(OEI) 출력이나 연속 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용이 요구되는 회전익항공기에서는 1시간 동안 60% 최대연속 토크 및 이에 해당하는 최소속도로 연속운전을 행하여야 한다.

(g) 내구시험; 발동기 기능불량상태에 있는 운전. 발동기의 연료계통, 점화계통 기타 구성부분의 기능불량 또는 각 발동기의 출력불균형이 구동계통에 유해한 동적상태를 일으키는 지를 판단하여야 한다. 만일 그렇다면 그 상태로 적당한 시간의 운전을 행하여야 한다. 그 중 1시간은 각 주기에 포함되어야 하고 나머지 시간은 20번 주기 마지막 부분에서 행하여 져야 한다. 유해한 상태를 일으키지 않는 경우는 이 절의 (b)항에 적합한 추가 시간의 운전을 이절의 (b)(1)항의 운전 계획에 적합하게 행하여야 한다. 이 때 (b)(2)항을 고려할 필요는 없다.

(h) 내구시험; 초과회전속도운전. 1시간의 연속운전은 최대연속토크와 운항 중 예상되는 최대 출력 과회전속도에서 속도와 토오크에 의하여 제한된 장치의 적절한 기능을 추정하여 행하여야 한다.

(i) 내구시험; 회전익조종장치의 위치. 타이 다운 시험중 회전익고정장치를 고정하였을 경우에는 이 절의 (c)항에 기술된 절차에 의해 다음에 게기하는 시험시간의 비율로 각 최대추력발생위치에 있는 회전익의 조작을 행하여야 한다. 단, 비행중에 받는 최대하중 또는 운동을 초과하는 하중이나 플랩핑운동을 발생하는 조종장치를 조작할 필요는 없다.

(1) 전 수직추력 20%

(2) 전방추력성분 50%

(3) 오른쪽방향추력성분 10%

(4) 왼쪽방향추력성분 10%

(5) 뒤쪽방향추력성분 10%

(j) 내구시험; 클러치 및 브레이크의 물림. 이륙토오크운전중 및 필요한 경우는, 토오크 및 회전속도를 변경할 때 마다 이 절의 (b)항의 운전에서 행하는 물림을 포함한 총 400회 이상의 클러치 및 브레이크의 물리는 시험을 행하여야 한다. 클러치를 물릴 경우는 피구동측의 축을 정지상태에서 가속시켜야 한다. 클러치의 물림은 신청된 회전속도 및 방법으로 행하여야 한다. 각 클러치 물림 이 후 감속 동안 발동기를 급속히 정지시켜서 발동기가 회전익 및 회전익 구동에서 자동으로 분리될 수 있도록 하여야 한다. 회전익을 정지시키기 위해서 회전익브레이크를 장비할 경우에는 브레이크 걸 때 클러치는 회전익연속최대속도의 40%이상에서 분리하고 또한 회전익이 그 연속최대속도의 40%까지 감속했을 때 회전익브레이크를 걸어야 한다. 클러치를 장비하지 않은 경우 또는 발동기 회전중에 회전익이 정지되지 않도록 클러치를 설계할 경우에는 발동기는 회전익 브레이크를 걸기전에 정지하고 또한 회전익 정지 직후 바로 재시동되어야 한다.

(k) 내구시험; 단발동기 정지(OEI) 운전.

(1) 30분 단발동기 정지(OEI) 출력운전. 30분간 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용이 요구되고 있는 회전익항공기에 있어서는 30분 단발동기 정지(OEI) 토크와 이에 해당하는 최대속도에서의 운전을 다음에 게기하는 규정에 의해 실시하여야 한다.: 1대의 발동기를 부작동상태로 해서 나머지 발동기를 30분간 운전하여야 한다. 단, 이 운전은 순차적으로 각 발동기에 대해 행하는 것으로 한다.

(2) 연속적인 단발동기 정지(OEI) 출력 운전. 연속적인 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용이 요구되는 회전익 항공기에서는 연속적인 단발동기 정지(OEI) 토크 및 이에 해당하는 최대속도에서의 운전을 다음에 따라 행하여야 한다.: 1대의 발동기를 부작동상태로 해서 나머지 발동기를 1시간 운전하여야 한다. 단, 이 운전은 순차적으로 각 발동기에 대해 행하는 것으로 한다.

(3) 이 절의 (k)(1)항 또는 (k)(2)항에서 기술한 운전주기수는 발동기수 또는 2회보다 적지 말아야 한다.

(l) [예 비]

(m) 비행중의 운동 및 돌풍하중의 영향을 받는 구성부분은 주회전익에서 고려한 것과 같은 비행상태에서 다시 조사하여야 한다. 이러한 종류의 부품은 피로시험, 기타 적당하다고 인정되는 방법에 의해 사용수명을 결정하여야 한다. 또 다음에 게시하는 구성부분은 주회전익과 동등한 안전성을 가진 것이어야 한다.

(1) 고장시 착륙하기 위한 조종이 불가능하게 된 구성성분

(2) 다발회전익항공기의 회전익의 위상동조 또는 자동회전비행상태에 있는 회전익의 조작에 필요한 구성부분

(3) 다발회전익항공기의 2개이상의 발동기에 공통된 구성부분

(n) 특별시험. 2종이상의 변속비를 가진 회전익계통에 있어서는 감항성을 입증하는데 필요하다고 보는 기간에 걸쳐 특별한 시험을 행하여야 한다.

(o) 이 절에서 기술된 바와 같이 시험된 부품들은 시험 이 후 사용가능 상태이어야 한다. 시험결과에 영향을 줄 수 있는 시험 도중의 분해는 행하여 져서는 안 된다.

(p) 내구시험; 작동 윤활유. 회전익 구동계통 및 조종계통에서의 사용을 승인 받기 위해 윤활유는 이 절에 규정된 시험 동안 사용된 윤활유 규격을 만족하여야 한다. 추가 또는 대체 윤활유는 동등한 시험이나 또는 윤활유 규격 및 회전익 구동 및 조종장치 계통 특성의 상대적 분석을 통해 승인될 수 있다. 추가적으로

(1) 이 절에 의해 요구되는 적어도 3번의 10시간 주기는 규정된 측정 위치에서 승인이 요청된 최대운용 온도보다 높은 변속장치 및 기어박스 윤활유 온도에서 행하여 져야 한다.

(2) 가압식 윤활 계통의 경우 이 절에 의해 요구되는 적어도 3번의 10시간 주기는 규정된 측정 위치에서 승인이 요청된 최소운용 압력보다 낮은 윤활유 압력에서 행하여 져야 한다.

(3) 이 절의 (p)(1)항 및 (p)(2)항의 시험 조건은 동시에 적용되어야 하고 승인이 요청된 단발동기 정지 등급에서의 운전까지 포함하여야 한다.

(a) 회전익과 동력전달시스템은 공칭 한정등급 (rating)과 조건, 한계 내에서 신뢰할 수 있고 만족스럽게 작동할 것임을 보증하기 위하여 필요한 만큼의 시험을 만족스럽게 완료해야 한다. 이러한 시험에는 최소한 다음의 사항들이 포함되어야 한다.

(1) 작동. 본 시험은 강성 진동과 과속 특성이 만족스러운 지를 확인하기 위하여 수행되어야 하고 또한 회전인 각(pitch)의 변화 및 조정 장치(mechanism)와 자유회전(free wheel) 장치가 적절하고 신뢰할 만하게 기능을 하는지를 증빙하기 위하여 수행되어야 한다.

(2) 내구력. 회전익과 동력전달 시스템의 신뢰성과 내구성을 증질하기 위하여 필요한 만큼 어떤 동력, 엔진 및 회전익 속도 및 기타 운용 상태에서 충분한 내구시험이 수행되어야 한다.

(a) 회전익구동계통의 감항성을 증명하기 위해서 필요하다고 인정되는 경우에는 동적시험, 내구시험 및 기능시험과 아울러 진동에 관한 조사를 추가해서 행하여야 한다.

(b) 만약 터빈발동기의 트랜스미션에의 전달토오크가 발동기 또는 트랜스미션 토크 제한을 넘을 경우에 있어서 보통의 운용상태로 조종사가 출력를 직접 제어하지 못할 경우(예를 들면 주 발동기 출력 제어가 비행조종장치에 의해 행하여 지는 경우)에는 다음에 게기하는 시험을 행하여야 한다.

(1) 전 발동기작동의 상태로 다음에 게기하는 것 중 더 낮은 토오크 이상의 토오크를 10초간씩 200회 가한다.

(i) 29.923에 적합한 최대토오크에 10%를 더한 것.

(ii) 토오크제한장치를 구비하고 있는 경우 이것이 정상으로 작동되고 있는 상태로 가능한 최대 토오크

(2) 다발회전익항공기에 있어서는 각 발동기가 번갈아서 작동되지 않을 때 나머지 트랜스미션 입력부에 예상되는 운용상태로 가능한 최대토오크를 가한다. 단, 이 최대토오크는 토오크제한장치를 구비하고 있는 경우에 이것이 정상적으로 작동되는 상태에서 얻어지는 것으로 한다. 각 트랜스미션 입력부는 이 최대토오크를 적어도 15분간 시험해야 한다.

(c) 윤활계통의 고장. 회전익 구동계통의 정상적인 기능에 필요한 윤활계통에 다음의 사항이 적용된다.

(1) TA급. 그러한 고장이 발생할 가능성이 조금이라도 있다면 모든 정상적인 윤활계통 사용 중 윤활유의 손실을 초래하는 어떠한 고장도 계속적인 안전 운전을 방해하지 않음을 시험을 통해 증명하여야 한다. 비록 손상이 있더라도 윤활계통의 고장 또는 윤활유의 손실을 조종 승무원이 인지한 이후 적어도 30분간, 계속적인 비행을 위해 신청자가 제시한 토크 및 회전속도이어야 한다.

(2) TB급. 회전익구동계통은 적어도 15분간은 자동회전상태로 운전되어져야 한다는 것을 제외한 TA급 요구사항을 적용한다.

(d) 초과속도시험. 회전익 구동계통은 발동기 조종장치 고장시 예상되는 회전속도보다 더 높거나 또는 운용 중 예상되는 과도현상을 포함한 최대회전속도의 105%로 지속될 동안 30±3초에서 50%초과속도 운전을 행하여야 한다. 만약 속도 및 토크 제한장치가 장착되어 있고 정상 발동기 조종장치와 독립적이고 신뢰성이 증명되었다면 그 회전속도제한을 초과할 필요는 없다. 이 운전은 다음 사항을 따라야 한다.

(1) 초과속도운전은 60%와 80%의 최대연속속도 동안 1분에서 5분까지에 안정한 운전을 유지하며 엇갈려 나타나야 한다.

(2) 가속과 감속은 10초보다 짧은 시간에 이루어져야 하며(최대 발동기 가속율이 10초 이상인 경우는 제외한다.) 속도변화에 요하는 시간은 초과속도에 대하여 지정된 시간에서 공제할 수 없다.

(3) 초과속도운전은 무난한 작동을 위한 가장 최소의 피치의 회전익으로 행하여야 한다.

(e) 이 절의 (b)와 (d)항에 규정된 시험은 회전익항공기에서 행하여야 하며 장착된 회전날개에 의하여 토오크는 흡수 되어야 한다. 단 지지상태나 진동조건이 회전익항공기의 시험 중에 존재할 수 있는 조건과 유사하다면 토오크 흡수의 적절한 다른 방법을 지닌 지상 또는 비행시험설비를 사용할 수 있다.

(f) 이 절에 의해 규정된 각 시험은 도중에 분해 없이 수행되어야 하고 이 절의 (c)항의 윤활계통 고장 시험의 경우를 제외하고 시험된 각 부품은 시험 이후 운용 가능한 상태이어야 한다.

(a) 축계통의 위험회전속도를 실제의 운전에 의해 결정하여야 한다. 단, 그의 설계에 대해서 신뢰할 수 있는 해석법이 이용될 경우에는 해석에 의해 이들이 속도를 결정해도 좋다.

(b) 위험회전속도가 완속운전, 출력운전 및 자동회전 각각에 대한 운용범위계내 또는 이들 가까이 있을 경우에는 그 회전속도시의 응력이 안전 한계내에 있는 것을 시험에 의해 증명하여야 한다.

(c) 해석에 의해 위험회전속도가 허용운용범위내에 존재하지 않는 것을 증명할 경우에는, 해석에 의해 구한 위험회전속도와 허용운용범위 사이에 계산치와 실제치간의 상위를 고려한 충분한 여유가 있어야 한다.

모든 유니버설 조인트, 슬립 조인트 기타 운용상 윤활유를 필요로 하는 축조인트에는 윤활의 방법을 강구하여야 한다.

(a) 터빈발동기의 운용특성은 회전익항공기 및 발동기의 운용한계의 범위내에서 정상 또은 비상운용중에 유해한 특성(실속, 서어지 또는 실화 등)이 위험한 상태를 나타내지 않는 것을 비행시험에 의해 조사해서 결정하여야 한다.

(b) 터빈발동기의 공기흡입계통은 정상운용중 공기흐름의 비틀림에 의해 발동기에 유해한 진동을 일으키는 것이 아니어야 한다.

(c) 조속기제어방식의 발동기에 있어서는 출력, 회전속도 및 제어변위가 가장 불리한 복합양상으로 나타나는 경우 구동계통에 위험한 비틀림의 불안정이 존재하지 않음을 증명해야 한다.

연료계통

(a) 연료계통은 예상되는 운용상태(증명을 얻으려고 하는 운동으로서 발동기 또는 보조동력장치의 운용이 허용되는 범위로 행하는 것을 포함한다)에 있어서 발동기 및 보조동력장치의 운전에 적합한 것으로 설정된 유량 및 압력으로서 연료를 공급하도록 제작하고 배치하여야 한다.

(b) 연료계통은 다음에 게기하는 (1), (2)의 규정에 따라서 배치하여야 한다.

(1) 2개 이상의 연료탱크로부터 동시에 연료를 발동기 또는 연료펌프가 흡입하지 않을 것.

(2) 계통내에 공기가 들어가는 것을 방지하는 방법을 강구할 것.

(c) 터빈발동기의 연료계통은 포하수분을 포함한 27℃(80℉)의 연료에 3.8ℓ(1gal)당 0.75cc의 수분을 가해 다시 이 연료를 운용중 예상되는 가장 가혹한 결빙상태로 냉각해도 그 유량 및 압력의 범위내에서 계속 운용이 되는 것이어야 한다.

다음의 생존 가능한 충격(충돌 착륙)시 연료 화재의 승객에 대한 위험을 최소화하기 위한, 국토교통부장관이 승인한 수단이 적용되지 않았다면 연료 계통에 이 절의 설계 특성을 적용하여야 한다. 이들 계통은 연료를 점화원으로 유출시키는 계통의 구성품, 연료 탱크 또는 그들의 부속물의 손상이 없이 계통 구성품의 무게 중심에 극한 하중 만이 작용한다고 고려하였을 때 정적 및 동적 감속 하중을 견딜 수 있음을 증명하여야 한다.

(a) 낙하시험 요구사항. 각 탱크 또는 가장 위험한 탱크는 다음과 같이 낙하시험을 행하여야 한다.

(1) 낙하 높이는 적어도 16 m (50 ft) 이상이어야 한다.

(2) 낙하 충돌면의 변형은 없어야 한다.

(3) 탱크는 정상적인 탱크 용량의 80%에 물로 채워져 있어야 한다.

(4) 주위의 구조가 돌출이나 탱크의 뒤집힘을 조장하는 설계 특성이 없도록 설치되어 있지 않다면 탱크는 설비를 대신하는 주변 구조물로 둘러 싸여져야 한다.

(5) 탱크는 자유롭게 낙하하여 ±10° 수평면에 충돌되어야 한다.

(6) 낙하 시험 이후 누설은 없어야 한다.

(b) 연료 탱크 하중요소. 연료 탱크의 파열로 연료가 발동기, 가열기 및 보조동력장치(auxiliary power units)와 같은 중요한 점화원이나 탑승객에서 누설될 가능성이 극히 적도록 연료 탱크가 위치되어 있는 경우를 제외하고 각 연료 탱크는 다음의 극한 관성하중요소가 홀로 작용시 그 내용물을 유지할 수 있도록 설계 및 장착되어야 한다.

(1) 객실에 설치되어 있는 연료 탱크:

(i) 윗 방향 - 4g.

(ii) 전 방향 - 16g.

(iii) 측 방향 - 8g.

(iv) 아래 방향 - 20g.

(2) 승무원 또는 승객실 상부 또는 후방에 설치되어 만약 헐거워 졌을 때 비상착륙 중 탑승객에게 해를 줄 수 있는 연료 탱크:

(i) 윗 방향 - 1.5g.

(ii) 전 방향 - 8g.

(iii) 측 방향 - 2g.

(iv) 아래 방향 - 4g.

(3) 기타 영역에 설치된 연료 탱크:

(i) 윗 방향 - 1.5g.

(ii) 전 방향 - 4g.

(iii) 측 방향 - 2g.

(iv) 아래 방향 - 4g.

(c) 연료배관 자동 방루식 분리 연결기. 기타 또는 지역적 회전익 항공기 구조에 대한 연료계통 구성품의 상대적인 운동에 의한 위험이 극히 불가능하다고 증명되었거나 다른 장치가 설치되어 있지 않다면 자동 방루식 분리 연결기를 설치하여야 한다. 연결기 또는 동등한 장치는 모든 연료 탱크와 연료 배관의 연결부, 탱크와 탱크 연결부 및 지역적 구조의 변형시 연료의 누설을 초래할 수 있는 연료 계통 상의 다른 부분에 장착되어야 한다.

(1) 자동 방루식 분리 연결기의 설계 및 제조는 다음의 설계 특성을 반영하여야 한다.:

(i) 분리 연결기를 분리하는데 필요한 하중은 연료 운송 배관 중 가장 약한 구성품의 최소 극한파손하중(극한 강도)의 25%에서 50% 사이어야 한다. 분리 하중은 연료 배관의 크기와 관계없이 300 lb 보다 적어서는 안 된다.

(ii) 분리 연결기는 파손 형태가 가장 잘 일어 알 것 같은 극한 하중(이 절의 (c)(1)(i)에서 정의된 바와 같은)이 가해질 때 분리되어야 한다.

(iii) 모든 분리 연결기는 연결기가 모두 닫히고(누설이 없는) 정상적인 장착 및 운용 중에 개방되어 있음을 시각적으로 확인할 수 있는 설계 장치가 구비되어 있어야 한다.

(iv) 모든 분리 연결기는 운용 중 충격, 진동 또는 가속에 의해 연결이 풀리거나 또는 의도치 않은 닫힘을 방지하는 설계장치를 구비하고 있어야 한다.

(v) 분리 연결기 설계는 연결기가 의도된 기능을 작동하였을 때 연료의 흐름을 허용하여서는 안 된다.

(2) 모든 개별적인 분리 연결기, 연결기 연료 공급 장치 또는 동등한 수단은 29.955(a)에 따라 비행 중 부주의한 연료 차단이 불가능하도록 설계, 시험, 장착 및 유지되어야 하고 29.571의 피로평가 요구사항에 대해 누설 없이 적합하여야 한다.

(3) 분리 연결기의 사용에 대한 대체적인 동등한 수단은 생존가능한 충돌시 연료 배관에 야기되는 하중을 배관 중 가장 약한 구성품의 극한 하중(강도)의 25%에서 50% 이상으로 만들어서는 안 되고 누설 없이 29.571의 피로 요구사항에 적합하여야 한다.

(d) 부서지거나 또는 변형되기 쉬운 구조 부속품. 지역적 회전익 항공기의 구조에 대한 연료 탱크와 연료계통 구성품의 위험한 상대 운동이 다른 생존 가능한 충격 시 불가능하다고 증명되지 않았다면 지역적 회전익 항공기 구조에 대한 연료 탱크나 연료계통 구성품은 부서지기 쉽거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품을 사용하여야 한다. 지역적 회전익 항공기 구조에 대한 연료 탱크나 연료계통 구성품의 부서지거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품은 연료의 누설을 초래하는 연료 탱크 또는 연료계통 구성품의 파손이나 또는 부분적 절단 없이 분리 또는 관련된 부분적 변형이 일어나도록 설계되어야 한다. 부서지거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품의 극한 강도는 다음과 같아야 한다.;

(1) 부서지기 쉬운 부속품을 그 지지 구조로부터 분리시키거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품을 그 지지 구조에 상대적으로 변형시키는데 필요한 하중은 첨부된 계통 내의 가장 약한 구성품의 최소 극한 하중(극한 강도)의 25% 와 50% 사이어야 한다. 하중은 300 lb 보다 적어서는 안 된다.

(2) 부서지기 쉽거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품은 가장 발생하기 쉬운 형태에서 극한 하중(이 절의 (d)(1)항에 정의된)이 가해질 때 의도된 대로 분리되거나 또는 부분적으로 변형되어야 한다.

(3) 모든 부서지기 쉽거나 또는 부분적으로 변형되기 쉬운 부속품은 29.571의 피로 요구사항을 만족하여야 한다.

(e) 연료 및 점화원의 분리. 최대 충돌 저항성을 제공하기 위해 연료는 모든 탑승 가능한 영역 및 모든 잠재적인 점화원으로 부터 가능한 먼 거리에 위치되어야 한다.

(f) 기타 기본 기구학적 설계 기준. 연료 탱크, 연료 배관, 전기 배선 및 전기 장치는 가능한 한 충돌 저항성을 가지도록 설계, 제조 및 장착되어야 한다.

(g) 경식 또는 반경식 연료탱크. 경식 또는 반경식 연료탱크 또는 부낭(bladder) 벽은 충격 및 찢어짐에 대한 저항성이 있어야 한다.

(a) TA급의 회전익항공기는 다음에 게기하는 규정에 적합하여야 한다.

(1) 연료계통은 29.903(b)의 규정에 적합할 것.

(2) (a)(1)항에 적합한 방법을 강구하지 않는 한, 연료계통은 각 발동기로의 연료를 기타 발동기로 공급하는 전혀 별개의 계통을 통해서 공급되도록 배치하여야 한다.

(b) 다발 TB급의 회전익항공기는 (a)(2)항의 규정에 적합하여야 한다. 단, 각 발동기에 대해서 별개의 연료탱크를 구비할 필요는 없다.

다음과 같은 낙뢰에도 계통 내의 기화된 연료가 점화되지 않도록 연료시스템을 설계하고 배치하여야 한다.

(a) 낙뢰 접촉 가능성이 높은 부분에 대한 직접적인 낙뢰 충격

(b) 스치는 낙뢰의 충격 가능성이 높은 부분에 대한 스치는 낙뢰 충격

(c) 연료배출구에서의 코로나와 유광

(a) 일반. 각 발동기에 대한 연료계통은 적용 가능하다면 29.927에 의해 요구되는 시험 조건에서 발동기를 운용하는데 필요한 연료를 포함하여 회전익 항공기에 대해 승인된 모든 운용 및 기동 조건에서 필요한 연료의 적어도 100%를, 발동기에 제공하여야 한다. 동등한 방법이 사용되지 않았다면 적합성은 발생 가능성이 희박한 조건의 조합을 제외하고 시험에 의해 다음의 규정을 만족함을 증명하여야 한다.

(1) 가속에 대해 수정된(하중 계수) 연료 압력은 은 발동기 형식증명 자료집에 제시된 제한사항 이내 이어야 한다.

(2) 연료 탱크내의 연료 높이는 29.959에 의해 해당 탱크에 대해 사용불가 연료량으로 정의된 것과 시험 수행 시 필요한 연료의 합을 초과하지 말아야 한다.

(3) 탱크 및 발동기 사이의 연료 상단(fuel head)은 회전익 항공기의 비행자세 관점에서 중요하게 고려되어야 한다.

(4) 연료 유량 배송기(만일 장착되어 있을 경우) 및 임계 연료펌프(펌프-공급 계통에 대한)는 구성품 고장시 예상되는 연료 유량에 대한 (실제 또는 모의 고장 시) 임계 제한을 가할 수 있도록 장착되어야 한다.

(5) 발동기 회전속도, 전력의 위험치 또는 연료 펌프 작동 전력의 다른 공급원이 적용되어야 한다.

(6) 유량에 해로운 영향을 미치는 연료 특성의 임계치가 연료유량 능력 실증시 적용되어야 한다.

(7) 29.997에 의해 요구되는 연료 여과기(fuel filter)를 29.1305(a)(17)에 의해 요구되는 지시기가 작동될 정도의 연료 오염물질의 축적을 모사할 수 있는 정도까지 막는다.

(b) 연료이송 계통. 만약 연료계통의 정상적 운용시 연료를 다른 탱크로 이송하여야 한다면 이송은 회전익 항공기의 비행 또는 지상 운용시 연료를 받아들이는 탱크의 연료 높이가 적합한 제한 내에서 유지됨을 증명하는 계통을 통하여 자동적으로 발생되어 한다.

(c) 다수의 연료탱크. 만약 발동기가 하나 이상의 연료탱크로부터 연료를 공급받는다면 적절한 수동 스위치 능력의 보유에 추가적으로 연료계통은 정상 운용 도중 임의의 탱크에서 사용가능 연료가 고갈되고 그 외 다른 탱크만이 연료를 정상적으로 공급할 수 있는 사용가능한 연료를 보유하고 있을 때 비행 승무원의 별다른 주의 없이도 발동기로의 연료의 공급이 가능토록 설계되어야 한다.

(a) 탱크출구가 상호 연결되어 있고, 중력 또는 비행가속도에 의해 탱크간에 연료가 이송되는 연료탱크는 승인된 모든 비행상태에 있어서 탱크의 통기구로 넘쳐나올 정도의 연료량이 한 쪽 탱크로부터 다른 쪽 탱크로 이송되지 말아야 한다.

(b) 연료가 비행중에 한 쪽 탱크로부터 다른 쪽 탱크로 펌프에 의해 이송시킬 경우에는 다음에 게기하는 (1), (2)항의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 연료탱크의 통기구 및 연료이송계통은 연료보급과잉의 경우에도 탱크에 구조상 파손이 일어나지 않도록 설계하여야 한다.

(2) 통기구에서 연료가 넘쳐나오기 전에 승무원에게 경보하는 방법을 강구하여야 한다.

각 탱크의 연료사용불능량은 그 탱크를 사용해서 행하는 모든 예상되는 운용상태 및 운동중의 연료공급의 점에서도 가장 불리한 조건에서 최소의 운전불능의 징후가 나타나는 양 이상이어야 한다.

각 흡입양수 연료계통(suction lift fuel system) 및 증기 형태로 전도하는 다른 연료계통은 29.927(b)(1) 과 (b)(2)에 의해 정의된 적용 가능한 발동기 운용조건을 포함하여 위험 운용조건에서 증기 형성에 있어서 가장 위험한 온도에서 연료를 사용시 (인증 범위내에서) 안전하게 운용됨을 증명하여야 한다.

(a) 각 연료탱크는 운용 중에 받는 진동, 관성력, 연료하중 및 구조하중에 견디어 파손되지 않아야 한다.

(b) 각 연료탱크 부낭(bladder) 또는 라이너는 승인된 것이거나 특정한 적용에 적합함을 증명 받아야 하고 구멍에 대한 저항성이 있어야 한다. 구멍 저항성(Puncture resistance)은 최소 펀치력(puncture force) 370 lb를 사용하는 기술 표준품 지시서(TSO-C80), 16.0절 요구사항을 만족함으로서 증명되어야 한다.

(c) 인테그럴형식의 연료탱크는 탱크내부의 점검 및 수리가 용이하여야 한다.

(d) 연료탱크 내의 모든 구성품의 최대 노출면 온도는 탱크 내 연료 또는 연료 증기의 예상 최저 자연 발화 온도 보다 안전 여유만큼 적어야 한다. 이 요구사항에 대한 적합성은 모든 운용 조건과 탱크 내의 모든 구성품의 모든 정상 또는 기능 불량 조건에서 증명되어야 한다.

(e) 객실에 설치된 각 연료탱크는 증기 및 연료를 회전익 항공기 외부로 뽑아내거나 배출하는 차단물(fume-proof, fuel-proof enclosure)에 의해 격리되어야 한다. 차단물의 설계 및 제조는 탱크에 대해 필요한 보호성을 갖추어야 하고 29.952에 따른 생존 가능한 충격시 내충격성(crash resistant)이 있어야 하고 객실 내에서 예상되는 하중 및 마찰을 견딜 수 있어야 한다.

(a) 연료탱크는 다음에 게기하는 압력시험에 의해 파손 또는 누설을 방지하는 강도를 가지고 있다는 것을 증명하여야 한다. 이 경우에 있어서 압력은 될 수 있는대로 실제의 운용상태에 있는 압력분포에 유사한 방법으로 적용되어야 한다.

(b) 보통의 금속제탱크, 비금속제탱크로서 그 벽이 기체구조부재로 지지되지 않는 탱크 및 인테그럴 형식의 탱크에 있어서는 0.246kg/m2(3.5lb/in2)의 압력을 건다. 단, 회전익항공기가 연료만재의 상태로 최대제한가속도 또는 비상감속도를 받을 때에 발생하는 압력이 0.246kg/cm2을 넘을 경우에는 가속하중에 상당하는 정수두를 걸든가 또는 이와 동등한 시험을 행하는 것을 원칙으로 한다. 단, 가속하중을 받지 않는 표면에는 0.246kg/cm2이상의 압력을 걸 필요는 없다.

(c) 비금속제탱크에 있어서 그 벽이 기체구조부에 의해 지지되는 탱크에 있어서는 다음에 게기하는 (1),(2)항의 시험을 행하여야 한다.

(1) 0.140kg/cm2(2 ib/in2)이상의 압력시험. 이 시험은 규정에 관련해서 탱크만으로 행하여도 좋다.

(2) 연료만재의 상태로 해당 회전익항공기가 제한최대가속도 또는 비감속도 받을 때는 탱크내의 연료의 관성력에 의해 생기는 하중에 상당하는 압력시험. 이 시험은 탱크를 기체에 장비한 상태로 행하는 것으로 한다. 가속하중을 받지 않는 표면에는 0.140kg/cm2(2 ib/in2)이상의 압력을 걸 필요는 없다.

(d) 충분한 지지 혹은 보강이 되지 않은 큰 평면부를 가진 탱크 또는 파손 혹은 변형에 의해 누설을 일으킬 염려가 있는 특징을 가진 탱크는 다음에 게시하는 시험 또는 이와 동등한 시험을 행하여야 한다.

(1) 탱크 및 그의 지지는 실제의 장비에 유사한 방법으로 장비해서 진동시험을 행할 것.

(2) 탱크는 이것에 2/3의 적당한 시험액을 채워서 25시간 진동시킬 것. 진동의 진폭은 따로 승인되어 있지 않는 한 0.79mm(1/32in)이상으로 한다.

(3) 시험진동수는 다음의 조건에 의하여야 한다.

(i) 발동기 또는 회전익계통의 정상운용범위내의 회전속도에서 발생하는 진동수가 탱크에 대해서 위험하지 않은 경우는 시험진동수(사이클/분)는 보다 합리적인 해석에 의한 진동수를 쓸 경우를 제외하고, 피스톤발동기를 장비한 회전익항공기에 있어서는 발동기의 최대 및 최소 파워․온 회전속도를 평균하여 얻어지는 값. 터어빈발동기를 장비한 회전익항공기에 있어서는 2000사이클/분으로 하여야 한다.

(ii) 발동기 또는 회전익계통의 정상운용범위내의 회전속도중 1개소만 위험한 진동수가 있을 경우에는 이 진동수를 시험진동수로 하여야 한다.

(iii) 발동기 또는 회전익계통의 정상운용범위내의 회전속도중 2개소이상의 위험한 진동수가 있을 경우에는 가장 위험한 진동수를 시험진동수로 하여야 한다.

(4) (d)(3)(ii)항 과 (iii)항에 규정하는 시험의 시간은 (d)(3)(i)에 규정하는 진동수로 25시간에 완료하는 진동수와 동등한 진동수를 완료하도록 조정하여야 한다.

(5) 시험중 탱크는 가장 불리한 축 주위의 양축에 15°씩(계 30°) 매분 16 ～ 20회의 비율로 요동시켜야 한다. 2축이상의 축주위의 운동이 이 것보다도 불리하다고 인정되는 경우에는 탱크는 각 축주위에 12시간30분씩 요동시켜야 한다.

(a) 연료탱크의 지지방법은 탱크내의 연료중량으로부터 생기는 하중이 지지가 없는 탱크표면에 집중하는 것 같은 것이어서는 안된다. 또 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 필요할 경우, 탱크와 그 지지 사이에는 마모를 방지하기 위해서 패드를 사용하여야 한다.

(2) 패드의 재료는 비흡수성이던가 또는 연료의 흡수를 막을 수 있도록 처리한 것이어야 한다.

(3) 가요탱크를 사용할 경우에는 탱크 자체가 연료하중을 받지 않도록 지지하여야 한다.

(4) 가요탱크의 내부표면은 다음에 게시하는 것을 제외하고, 미끄러워 탱크를 마모시키는 것 같은 돌기물이 없는 것이어야 한다.

(i) 돌기개소에 탱크를 보호하는 방법이 강구되어 있을 것.

(ii) 탱크지체의 구조가 보호되도록 되어 있을 것.

(b) 탱크주위의 공간은 연료가 조금 누설되어도 연료 또는 가스가 축적되지 않도록 실의 크기에 맞게 통기시켜야 한다. 탱크가 밀봉된 실에 맞는 경우에는 막힘 및 고도범위에 의해 발생하는 과대한 압력을 막을 수 있는 배출구에 의한 통기만으로 좋다. 가요탱크를 구비할 경우에는 탱크와 콘테이너간의 공간의 통기는 예상되는 비행상태에 있어서 탱크통기압과 정상적인 관계를 보지하도록 배치하여야 한다.

(c) 연료탱크의 위치는 29.1185(b)와 (c)항의 규정에 적합하여야 한다.

(d) 발동기실의 주 공기출구에 근접하는 기체의 외관은 어떠한 부분도 인테그럴탱크의 벽으로 이용하지 말아야 한다.

연료탱크 또는 배출계통이 내부적으로 연결된 연료 탱크 각 그룹은 결합된 탱크체적의 2%이상의 팽창공간을 가져야 한다. 연료탱크의 팽창공간은 회전익항공기가 정상의 지상자세에 있을 때 임의로 만재되는 염려가 없는 것이어야 한다.

(a) 연료탱크는 다음에 게시하는 값중 어느 것이나 큰 값이상으로 체적을 가진 섬프를 구비하여야 한다.

(1) 탱크체적의 0.10% 또는

(2) 0.24ℓ(1/16gal)

(b) (a)항에서 규정하는 섬프체적은 회전익항공기가 정상비행자세 및 정상비행자세에 있을 때 유효하여야 한다. 섬프는 그 안에 채워진 것이 탱크 출구에서 흡출되지 않는 위치에 부착되어야 한다.

(c) 연료탱크는 회전익항공기가 운용 중 예상되는 모든 지상자세에 있을 때 탱크의 모든 부분으로부터 섬프로 위험량의 물을 저장할 수 있도록 제작하여야 한다.

(d) 연료탱크의 섬프에는 지상으로 섬프의 안전한 배출을 행할 수 있도록 배출구를 설치하여야 한다.

(a) 연료탱크의 연료주입구는 정상적인 운용 중 연료탱크 이외의 기체부분에 들어가지 말아야 하고 29.952(c)에 따른 생존가능한 충돌 동안 내충격성(crash resistant)이 있어야 한다. 또 다음에 게시하는 규정에 적합하여야 한다.

(1) 연료탱크의 연료주입구에는 29.1557(c)(1)항의 규정에 의해 표시하여야 한다.

(2) 어느 정도의 연료량이 흘려진 연료탱크 주입구에는 배출구를 설치하여야 한다. 배출구는 기체의 어떠한 부분에도 닿지 않고 연료를 배출시킬수 있는 것이어야 한다.

(3) 각 연료 주입구 캡은 정상 운용 및 생존가능한 충돌시 예상되는 유압에 대해 연료가 누출되지 않도록 기밀을 유지할 수 있어야 한다.

(b) 연료주입구 캡 또는 그 커버는 캡이 연료 주입구에 완전히 닫혀져 있지 않을 때 이것을 경보하는 방법을 강구한 것이어야 한다.

(a) 연료탱크의 통기. 연료탱크는 정상비행상태에서 효과가 있도록 팽창공간의 윗부분에서 통기시켜야 한다. 이 경우 통기는 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 통기는 착빙 기타의 이물에 의해 막히지 않도록 배치하여야 한다.

(2) 통기는 정상운용중에 사이펀작용으로 연료를 빨아내는 일이 없는 구조이어야 한다.

(3) 통기체적 및 통기압력 수준은 다음에 게시하는 상태에서 탱크내외의 차입을 적정하게 보존하는 것이어야 한다.

(i) 정상비행상태

(ii) 최대상승율로 상승 및 최대강하율로 강하

(iii) 연료의 보급 및 배출

(4) 2개이상의 연료출구가 서로 연결되어 있는 경우에는 각각의 탱크내의 차입을 적정하게 보존하는 것이어야 한다.

(5) 통기관에는 회전익항공기가 지상자세 또는 수평비행자세에 있는 경우에 수분을 축적할 염려가 있는 개소가 없어야 한다. 단, 배출구를 구비할 경우에는 이에 해당되지 않는다.

(6). 통기구 또는 배출구는 다음에 게시하는 (i), (ii)항의 위치에 있어서는 아니된다.

(i) 통기구에서 연료가 누출되어 화재를 일으키게 되는 곳.

(ii) 끝에서 가스가 객실 또는 승무원실에 들어가는 곳.

(7) 통기계통은 착륙, 지상 운용 또는 생존가능한 충돌시의 항공기가 전복되는 경우에도 통기관을 통한 점화원으로의 연료 유출이 최소화 되도록 설계되어야 한다.

(b) 기화기의 증기통기. 가스증기 배관을 가진 기화기는 가스를 연료탱크로 귀환시키기 위해 통기관을 구비하여야 한다. 이 경우 통기관은 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 통기관에는 착빙에 의한 폐쇄를 방지하는 방법을 강구하여야 한다.

(2) 2개 이상의 탱크를 가지고, 이들의 탱크를 일정한 순서로 사용할 필요가 있을 경우에는, 통기관은 이륙 또는 착륙에 사용하는 연료탱크와 연결괴어 이어야 한다.

(a) 연료탱크배출구 또는 부우스터 펌프의 어느 것에 대해 연료여과기를 설치하여야 한다. 이 경우에 있어 여과기는 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 피스톤발동기를 장비하는 경우에 있어서는 그 크기는 1.4 ～ 2.8mm(8～16메슈/in)이어야 한다.

(2) 터어빈발동기를 장비하는 경우에 있어서는 연료유량을 제한하거나 또는 연료계통구성품을 손상할 염려가 있는 어떠한 이물의 통과도 방지되는 것이어야 한다.

(b) 연료탱크 여과망이 여과유효면적은 연료탱크의 출구관 면적의 5배이상이어야 한다.

(c) 여과기는 연료탱크 출구지보다 작아서는 아니된다.

(d) 지상여과기는 점검 및 세척이 용이하여야 한다.

(a) 탱크내의 연료유면보다 낮은 위치에 있는 연료주입구에는 연료입구밸브가 기능불량을 일으켰을 경우에 탱크로부터 위험량의 연료가 유출되는 것을 방지하는 방법을 강구해야 한다.

(b) 가압식연료주입계통에 있어서는 소정량 이상의 연료가 탱크로 들어가는 것을 방지하는 방법을 강구함과 아울러 정규의 방법이 고장났을 경우에도 탱크가 파손되지 않도록 하는 방법을 강구하여야 한다.

(c) 회전익항공기의 가압식주입계통(연료계통 및 연료계통 통기를 제외함)은 연료주입시에 발생할 염려가 있는 최고압력(서어지 포함)시에 생기는 하중의 2배와 같은 최대하중에 견디는 것이어야 한다. 최고서어지 압력은 탱크의 밸브를 고의로 또는 부주의하에 닫음위치로 놓았을 때의 모든 복합요소를 고려하여 결정하여야 한다.

(d) 회전익항공기의 연료증기계통(연료탱크 및 연료가스증기구를 제외)은 최고허용 연료증기압력(중 또는 무)이 연료주입구에 결렸을 때 생기는 하중의 2배와 같은 최대하중에 견디어야 한다.

연료계통 구성부분

(a) 29.955항에 대한 적합성은 다음의 고장에 의해 위태로워져서는 안 된다.

(1) 형식 증명된 발동기의 부품으로 승인되고 장착된 펌프를 제외한 다른 어떤 펌프.

(2) 펌프에 의해 운용되는 발동기를 제외한 펌프 작동을 필요로 하는 다른 구성품.

(b) 연료펌프는 다음의 요구조건에 적합하게 장착되어야 한다.

(1) 적정한 연료압력을 보지하는데 필요할 경우에는 다음에 게시하는 규정에 적합하여야 한다.

(i) 기화기의 흡기정압을 연료펌프 조압밸브의 조인트로 유도시켜야 된다.

(ii) 계기밸런스. 타인에는 연료압력계가 틀리게 읽혀지는 것을 방지하기 위해서 기화기입구 압력을 별도로 유도하여야 한다.

(2) 시일 또는 다이어프램을 가진 연료펌프에 있어서는 누설된 연료를 배출시키는 방법을 강구하여야 한다.

(3) 배출구는 화재의 염려가 없는 곳에 배출하여야 한다.

(a) 연료배관은 과도한 진동을 받지 않도록, 더구나 연료압력밸브의 운동 및 가속도가 있는 비행상태에 의해 받는 하중에 견디도록 장비하고 또한 지지되어야 한다.

(b) 서로 상대운동을 할 염려가 있는 기체부에 연결되는 연료배관은 가요성을 가져야 한다.

(c) 내압을 갖고, 축방향의 하중을 받는 연료배관의 가요피팅은 가요호오스 모두개를 사용하여야 한다.

(d) 가요호오스모두개를 승인된 형식의 것이어야 한다.

(e) 고온도에 의해서 악영향을 받는 가요호오스는 발동기의 운전중 또는 정지후 고온에 노출될 염려가 있는 곳에 사용하지 말아야 한다.

연료밸브는 29.1189항의 규정에 적합하고 다음에 게시하는 규정에 적합하여야 한다.

(a) [예비]

(b) 밸브의 조작 또는 가속도가 있는 비행상태에서 생기는 하중이 밸브에 연결되어 있는 배관에 전하여지지 않도록 저지시켜야 한다.

연료탱크의 출구와 발동기의 연료제량장치 또는 발동기 양정펌프에만 제한되지 않고 첫 번째 연료계통 구성품의 입구 중 어느 것이나 연료탱크의 출구에 가까운 것과의 사이에는 연료여과기 또는 필터를 설치하여야 한다. 이 경우 연료여과기 또는 필터는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(a) 배출 및 세척이 용이한 위치에 있고, 용이하게 교환할 수 있다. 여과망 또는 요소가 구비되어 있을 것.

(b) 침전트랩 및 배출구를 설치할 것. 이 경우 여과기 또는 필터가 배출을 위해 용이한 경우에는 배츨구를 설치하지 않아도 된다.

(c) 모든 하중조건에서 배관이나 연결 부위에 적절한 강도 여유가 고려되지 않았다면 연료여과기 또는 필터의 중량이 연결관 또는 여과기 혹은 필터의 입구피팅 혹은 배출구피팅에 의해 지지되는 일이 없도록 장치될 것.

(d) 회전익 항공기 또는 발동기 연료계통의 적절한 운용에 필요한 연료계통 또는 회전익 항공기 구성품을 통과하는 연료의 흐름을 위태롭게 하는 오염물질을 연료로부터 제거하는 장치를 구비하여야 한다.

(a) 각 연료계통의 최 하단에 운용 중 예상되는 회전익 항공기의 어떠한 자세에서도 배출할 수 있는 적어도 하나 이상의 접근이 용이한 배출구가 장착되어 있어야 한다.

(b) (2)항에서 요구하는 배출구(29.971항에 규정된 배출구 포함)는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 회전익항공기의 어떠한 규정에 적합하여야 한다.

(2) 수동 또는 자동으로 배출밸브를 폐위치로 확실히 잠구어지는 것일 것.

(3) 다음 규정에 적합한 배출밸브를 가질 것.

(i) 용이하게 접근되고 개폐되는 것.

(ii) 착륙장치 올림의 상태로 착륙한 경우에는 연료의 누설을 방비할 수 있도록 배치시키던가 혹은 보호되어야 한다.

만약 연료배출계통을 장착하고 있다면 다음의 요구조건에 적합하여야 한다.

(a) 연료배출은 배출이 승인된 모든 비행 시간동안 안전하여야 한다.

(b) 이 절의 (a)항에 대한 적합성을 입증하기 위해 다음의 요구조건을 만족함을 증명하여야 한다.

(1) 연료배출계통과 그 운용시 화재의 위험이 없어야 한다.

(2) 연료 배출시 연료나 연료 증기가 회전익 항공기의 임의의 부분과 충돌로 인해 초래되는 위험이 없어야 한다.

(3) 연료 배출 중 회전익 항공기는 만족스러운 조종가능 상태이어야 한다.

(c) 모든 발동기의 최대 연속출력으로의 해면 고도에서 1550 m(5,000 ft)까지 상승과 이 후 최대항속거리 발동기 출력으로 30분간 순항 비행하는데 필요한 연료량 이하로 연료가 배출되는 것을 자동으로 방지할 수 있는 장치가 구비되어야 한다.

(d) 모든 연료배출계통의 조종 장치는 비행 승무원(최소 승무원)이 연료 배출 중 언제든지 연료배출을 안전하게 중지시킬 수 있도록 설계되어야 한다.

(e) 연료배출계통은 29.901(c)항의 동력장치 장착 요구조건에 적합하게 설계되어야 한다.

(f) 이 절의 (a), (b), (d) 및 (e)항의 요구조건을 만족하는 보조 연료배출장치는 이들이 개별적이고 독립적인 조종장치를 구비하고 있을 경우 추가 연료 배출을 위해 장착될 수 있다.

윤활유 계통

(a) 각 발동기는 연속운전이 보장되는 최고온도를 초과하지 않는 온도로서 충분한 양의 오일을 발동기에 공급할 수 있는 독립된 오일계통을 갖추어야 한다.

(b) 사용가능량은 최악의 운용상태에 있는 회전익항공기의 항속시간과 최악의 상태때의 발동기의 허용최대오일소모율을 곱한 양에 오일계통의 순환 및 냉각에 필요한 양을 더한 양보다 적어서는 안된다. 단, 피스톤발동기를 장착한 회전익항공기에서는 항속시간 및 연료소모율의 합리적인 해석을 행하는 대신 40:1의 연료. 오일 용량비 라도 가능하다.

(c) 발동기의 실제의 오일 소비율에 관한 자료에 의하여 증명되는 경우는 (c)항에 규정하는 것보다 낮은 연료오일 용량비 라도 가능하다.

(d) 발동기 및 회전익구동계통의 오일냉각장치가 오일온도를 허용최대치 이하로 유지할 수 있다는 것을 29.1041항에서 29.1049항까지의 해당하는 규정에 의하여 증명하여야 한다.

(a) 장 착. 오일탱크의 장착은 29.967항의 규정에 준한다.

(b) 팽창공간. 오일탱크의 팽창공간은 다음에 표시하는 규정에 적합하여야 한다.

(1) 피스톤발동기에 사용되는 오일탱크는 탱크용적의 10% 또는 1.9ℓ(0.5gal)이상의 팽창공간을 가져야 한다.

(2) 발동기에 직접 연결되지 않는 예비오일탱크는 탱크용적의 2%이상의 팽창공간을 가져야 한다.

(3) 오일탱크의 팽창공간은 회전익항공기가 정상의 지상자세일 때 부주의로 인하여 팽창공간에 채워지지 않도록 하여야 한다.

(c) 오일탱크의 주입구. 상당한 양의 오일이 모이는 둥근형의 오일탱크 주입구에는 배출구를 만들어야 한다. 배출구는 기체의 어떠한 부분에도 닿지 않고 오일을 배출할 수 있어야 한다. 다음에 열거하는 규정에 적합하여야 한다.

(1) 오일탱크의 주입구의 캡에는 정상운용중에 예상할 수 있는 압력으로 인하여 오일히 새지 않도록 시일(Seal)을 붙어야 한다.

(2) TA급 회전익항공기에 있어서 오일탱크의 주입구의 캡 또는 캡 커버가 완전히 닫혀져 있지 않거나 확실히 장치되지 않을 때 이를 경보하는 방법을 갖추어야 한다.

(3) 오일탱크의 주입구에는 29.1557(c)(2)항의 규정에 의하여 표시하여야 한다.

(d) 오일탱크의 통기오일탱크는 다음에 열거하는 규정에 적합한 통기를 하여야 한다.

(1) 오일탱크는 정상 비행상태에서 효과가 있도록 팽창공간 윗부분에서 통기하여야 한다.

(2) 오일탱크의 통기는 물방울이 동결해서 폐쇄될 염려가 없도록 배관하여야 한다.

(e) 오일탱크의 출구오일의 유통을 방해할 염려가 있는 이물이 탱크내에 들어가든가, 탱크출구를 막는 것을 방지하는 방법이 구비되어야 한다. 또 오일탱크의 출구에 부착되는 스크린 또는 보호장치는 여하한 운용온도상태에서도 오일의 유량이 안전치 이하로 감소될 염려가 없는 것d이어야 한다. 터어빈 발동기에 사용하는 오일탱크의 출구에는, 오일계통의 외부(오일탱크의 지지구조를 포함)가 제1종 내화성재료일 경우를 제외하고 폐지밸브를 설치하여야 한다.

(f) 가요오일탱크. 가요오일탱크는 승인된 형식 또는 사용이 적합하다는 것이 증명된 것이어야 한다.

오일탱크는 다음에 열거하는 규정에 적합하도록 설계하고 장착되어야 한다.

(a) 오일탱크는 파손되지 않고 운용중 받는 모든 진돌, 관성력 및 오일하중에 견디는 강도를 가져야 한다.

(b) 오일탱크의 시험은 29.965항의 규정에 준한다. 이 경우 29.965(b)항에 규정하는 압력은 다음의 (1) 또는 (2)항으로 한다.

(1) 터어빈발동기에 사용하는 가압식탱크에서는 시험압력이 0.35kg/cm2(5 lb/in2)에 탱크의 최저사용압력을 더한 값 이상의 값이어야 한다.

(2) 기타 탱크에 있어서 시험압력은 0.35kg/cm2(5 lb/in2)이상이어야 한다.

(a) 오일배관에는 29.993항의 규정에 준한다.

(b) 브리이더(Breather)배관은 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 동결 및 폐쇄를 발생시킬 수 있는 물방울이 배관의 어떤 부분에도 축적되지 않아야 한다.

(2) 브리이더출구는 거품에 의하여 오일이 넘쳐 흘러도 화재를 일으킬 염려가 없고 배출된 오일이 조종석의 바람막이에 닿지 않는 위치에 있어야 한다.

(3) 브리이더는 발동기 흡기계통내에 방출되지 말아야 한다.

(a) 각 터어빈발동기에는 모든 오일이 흐르는 오일여과기 또는 휠터를 부착하여야 한다. 이 오일여과기 또는 휠터는 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 바이패스를 가진 오일여과기 또는 휠터는 여과기 또는 휠터가 폐쇄되어도 계통내의 다른 부분을 통하여 정상유량의 오일이 흐르도록 제작, 장착되어야 한다.

(2) 오일여과기 또는 휠터는 발동기에 대하여 Part 33에 따라 설정된 입자의 크기와 밀도이상의 이물을 포함한 오일을 사용하여도 발동기의 오일계통의 기능을 방해받지 않는 용량(발동기에 설정된 운용한계에 대하여)과 메쉬의 크기를 가져야 한다.

(3) 오일여과기 또는 휠터에는 오일탱크의 출구에 장착하는 경우를 제외하고 스크린의 오염이 이 절의 (a)(2)항에 따라 설정된 용량에 도달하기 이전에 스크린의 오염을 지시하는 장치를 장착하여야 한다.

(4) 오일여과기 또는 휠터의 바이패스는 바이패스를 적절히 배치함으로서 모여진 오염물이 바이패스의 유로로 흐르는 것이 최소가 되도록 제작, 장착하여야 한다.

(5) 바이패스를 가지지 않는 오일여과기 또는 휠터는 오일탱크의 출구에 장착하는 경우를 제외하고 29.1305(a)(18)항에 규정한 경보장치에 접속하는 방법이 있어야 한다.

(b) 피스톤발동기에 장착하는 경우에는 동력장치의 오일여과기 또는 휠터는 여과기 또는 휠터의 엘리먼트가 완전히 폐쇄되어도 계통내의 다른 부분을 통하여 오일이 정상의 유량으로 흐르도록 제작, 장착되어야 한다.

오일계통의 안전한 배수가 가능한 배출구를 갖추어야 한다. 각 배출구는 다음에 적합하여야 한다.

(a) 접근이 용이할 것.

(b) 배출구를 닫는 상태로 확실하게 잠굴 수 있는 수동 또는 자동 장치가 구비되어 있을 것.

(a) 오일냉각기는 운용중에 받는 모든 진동, 관성력 및 오일압력하중에 견디어야 한다.

(b) 오일냉각기의 공기도관은 화재발생시 발동기의 운전 또는 운전하지 않는 경우, 공기의 흐름에 따라 화염이 직접 냉각기에 닿지 않는 위치에 부착하여야 한다.

(a) 오일의 폐지(Shut Off) 29.1189항의 규정에 적합하여야 한다.

(b) 오일폐지장치는 이를 폐지하더라도 자동회전을 방해해서는 안 된다.

(c) 오일밸브는 개 또는 폐 위치에 확실한 스톱퍼 또는 지시표시를 갖추고 또 밸브의 조작 또는 가속비행상태에서 발생하는 하중이 밸브에 연결되어 있는 배관에 전달되지 않도록 지지하여야 한다.

(a) 계속적인 윤활을 필요로 하는 회전익 구동계통의 구성품을 위한 오일계통은 다음에 충분하도록 발동기 윤활계통과 충분히 독립적이어야 한다.

(1) 임의의 발동기가 부작동시의 운용.

(2) 안전한 자동회전비행.

(b) 변속기 및 기어박스를 위한 가압식 윤활계통은 29.1013 (c), (d) 및 (f)항, 29.1015, 29.1017, 29.1021, 29.1023 및 29.1337(d)항의 요구조건에 적합하여야 한다. 추가로 윤활계통은 다음의 같아야 한다.

(1) 모든 윤활유는 오일 여과기(strainer) 및 필터를 거쳐서 흘러야 하고 다음 사항을 만족하여야 한다.

(i) 윤활유로부터 변속기 및 구동계통 구성품에 손상을 입히거나 또는 윤활유 흐름을 위태로운 정도까지 방해하는 모든 오염물을 제거할 수 있도록 설계되어야 한다.

(ii) 다음에 만족하도록 제조되고 장치된 보조관(bypass)을 장착하고 있어야 한다.

(A) 윤활유는 여과기 또는 필터가 완전히 막혔을 때도 나머지 계통에 정상적으로 흘러야 한다.

(B) 모여진 오염원이 방출되어 보조관(bypass) 흐름 통로에 쌓이지 않도록 보조관을 적절히 배치 하여야 한다.

(iii) 보조관(bypass) 입구 또는 그 앞에서 여과기 또는 strainer 상의 오염원의 축적을 알려주는 장치가 구비되어 있어야 한다.

(2) 회전익 구동계통 및 회전익 구동계통의 구성품에 윤활유를 공급해 주는 각 윤활 탱크 또는 섬프 출구의 경우 출구에서부터 이 절의 (b)(1)항에 의해 요구되는 필터 쪽으로의 윤활유 흐름을 방해할 수 있는 임의의 물질이 윤활계통 쪽으로 들어가지 않도록 하는 차폐물(screen)이 있어야 한다. 이 절의 (b)(1)항의 요구조건은 윤활 탱크 또는 섬프 출구에 장착된 차폐물(screen)에는 적용되지 않는다.

(c) 회전익 구동계통 기어박스를 위한 스프레쉬 형태의 윤활계통은 29.1021 및 29.1337(d)항에 적합하여야 한다.

냉 각

(a) 동력장치 및 보조동력장치의 냉각계통은 승인이 필요한 지상, 수상 및 비행상태에 있을 때와 발동기, 보조동력장치 등의 하나 또는 모두가 정지후에 동력장치 구성부품, 발동기내의 액체, 보조동력장치 구성부품 및 보조동력장치내의 액체의 온도를 구성부품과 액체사이의 설정된 온도한계내에 유지시켜야 한다.

(b) 동력장치의 트랜스미숀은 지상.수상비행중 최악의 운용상태에 있어 냉각액의 온도를 허용안전값 이내에 유지시키는 냉각장치를 갖추어야 한다.

(c) 지상용 보조동력장치를 제외한 동력장치의 각 구성부품, 보조동력장치, 발동기 및 트랜스미숀내의 액체온도가 5.6, 1.1 및 5.6.1.2의 규정에 적합하다는 것을 비행시험에 의하여 증명하여야 한다.

(a) 일 반. 29.1041(c)에 규정하는 시험은 다음 방법에 의한다.

(1) 이 시험을 (b)항에 규정하는 주변 최고대기온도와 다른 상태에서 행했을 경우 동력장치의 실측온도를 (c)항 및 (d)에 규정된 방법으로 보정해야 한다. 단, 보다 정확한 보정방법을 적용할 수 있는 경우에는 그 방법을 사용한다.

(2) (a)(1)항에 의해 결정된 보정온도는 허용최고안전치를 초과해서는 안된다.

(3) 시험에 사용하는 연료는 해당 발동기에 대하여 승인된 최저등급의 것으로 하고 그 혼합비는 보통운용중에 사용하는 것이어야 한다.

(4) 시험방법은 29.1045항 에서 29.1049항 까지의 규정에 의한다.

(5) 냉각시험에서 온도가 분당 -17℃(2℉) 미만의 변화율을 지닐 때 온도는 안정적이라 한다.

(b) 주변 최고대기온도. 적어도 38 ℃(100℉)시의 해발고도 조건에 해당하는 주변 최고대기 온도가 설정되어 있어야 한다. 가정된 온도 감소율은 -35.5℃(-69.7℉)까지 해발 고도 1,000m마다 6.5℃(1,000ft마다 3.6℉)씩 감소하고 그 이상의 고도에서는 일정온도(-36.5℃, -69.7℉)로 한다. 그러나 방한장치가 구비되어 있는 경우에는 신청자는 38 ℃(100℉)시 미만의 해발고도 조건에 해당하는 주변 최고대기 온도를 선택할 수 있다.

(c) 온도보정 계수(실린더배럴 제외). 보다 합리적인 보정을 할 경우가 아니면 온도한계가 정해진 발동기의 액체 및 동력장치구성부품(실린더배럴 제외)의 온도는 주변 최고대기온도와 냉각시험 중 최초에 구성부품 또는 액체의 최고온도가 기록된 때의 주변 대기온도와의 차를 더해서 보정해야 한다.

(d) 실린더배럴의 온도보정. 실린더배럴의 온도는 주변 최고대기온도와 냉각시험 중 최초로 그 최고온도가 기록된 때의 주변 대기온도와의 차에 0.7을 곱한 온도를 더하여 보정한다.

(a) 상승냉각시험은 다음 (1), (2)항과 같이 진행하여야 한다.

(1) TA급 회전익항공기

(2) TB급의 다발회전익항공기중에 TA급의 발동기의 정비교범 및 29.861(a)의 규정에 따라 결정된 정상상승율 또는 정상강하율은 29.67(b)의 규정에 적합한 것이 증명되어야 한다.

(b) 상승 또는 강하의 냉각시험은 작동하는 발동기 및 동력장치 각부의 냉각에 가장 불리하게 영향을 주는 발동기를 작동시키지 말고 행해야 한다.

(c) 운전중에 각 발동기는 다음의 상태이어야 한다.

(1) 30분간 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용이 요구된 회전익항공기는 30분간 30분 단발동기 정지(OEI) 출력 및 그 후 연속최대출력(또는 임계고도이상에 있어서 스로틀 전개) 상태 일 것.

(2) 연속 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용이 요구된 회전익 항공기는 연속 단발동기 정지(OEI) 출력(또는 임계고도 이상에 있어서 스로틀 전개) 상태 일 것.

(3) 다른 회전익항공기에 대하여 연속최대출력 또는 추력상태(임계고도 이상에 있어서 스로틀 전개) 일 것.

(d) 비행중 온도가 안정된 후의 상승은 다음에 표시하는 방법에 의한다.

(1) 다음 고도중 낮은 고도부터 시작한다.

(i) 발동기의 임계고도보다 300m(1,000ft) 낮은 고도

(ii) 상승률이 0.8m/sec(150ft/min)가 되는 최고온도보다 300m(1,000ft) 낮은 고도

(2) 최고온도가 기록되고부터 적어도 5분 이상, 또는 증명을 얻고자 하는 최고고도까지 계속하여야 한다.

(e) 정의 상승률을 갖지 않는 TB급 회전익항공기에 있어서 강화를 전발동기 작동시의 임계고도에서 시작하여 다음에 표시하는 고도중 높은 고도에서 끝나는 것으로 한다.

(1) 1개의 발동기 작동으로 수평비행이 유지되는 최고고도

(2) 해면상

(f) 상승 또는 강하는 시험시의 형태에 대하여 상용운전방식으로 선정한 대기속도에서 행할 것. 단, 대기속도가 냉각특성에 예민한 영향을 미치는 경우는 29.67(a)(2) 또는 29.67(b)항에 따라 결정한 대기속도이하의 가장 불리한 대기속도로서 행한다. 상승냉각시험은 29.1047항에 규정한 이륙냉각시험과 관련시켜 행하여도 무방하다.

(a) TA급. TA급 회전익항공기는 이륙 및 이륙직후의 상승중에 다음에 표시하는 규정에 의하여 냉각에 관한 증명을 하여야 한다.

(1) 지면효과내에서 다음에 표시하는 조건에 의하여 하버링을 행하여 온도를 안정시켜야 한다.

(i) 하버링에 필요한 출력

(ii) 카울링플랩 및 셔터의 적당한 개도 설정

(iii) 최대중량

(2) 온도가 설정된 후 실시되는 최저고도에서 한 개의 발동기가 부작동 상태에서 상승하여야 한다.

(3) 발동기는 29.59항의 규정에 의하여 이륙상승경로를 결정할 때 사용하는 출력을 사용하는 시간간격의 승인을 받으려면 최대출력으로 운전하여야 한다(또는 임계고도 이상에 있어서 스로틀 전개)

(4) (b)(3)항에 규정한 운전에 뒤이어 출력을 29.67(a)(2)항”의 증명에 사용한 출력으로 변경하고 적어도 다음 시간동안 상승을 지속하여야 한다.

(i) 30분간 단발동기 정지(OEI) 출력을 사용할 경우는 30분간

(ii) 연속 단발동기 정지(OEI) 출력 또는 연속 최대출력을 사용할 경우는 최고온도가 기록된 후 5분간

(5) 대기속도는 29.59항의 규정에 의하여 이륙경로를 결정하는 때 사용하는 속도로 한다.

(b) TB급. TB급 회전익항공기는 이륙 및 이륙직후의 상승중에 다음에 표시하는 규정에 의하여 냉각에 관하여 증명하여야 한다.

(1) 지면효과내에서 다음에 표시하는 조건에 의하여 하버링을 행하는 온도를 안정시켜야 한다.

(i) 하버링에 필요한 출력

(ii) 카울링플랩 및 셔터의 적당한 개도를 설정

(iii) 최대중량

(2) 온도가 안정된 후 실시되는 최고고도에서 이륙출력으로 상승하여야 한다.

(3) “나”에 규정된 이륙출력은 29.63항의 규정에 의하여 이륙경로를 결정할 때 이륙출력을 사용하는 시간과 같은 시간을 사용할 것.

(4) (a)(3)항에서 규정된 운전에 뒤이어 출력을 연속최대출력으로 줄이고 상승하여 최고온도가 적어도 5분간 상승을 계속하여야 한다.

(5) 대기속도는 시험시의 형태에 대하여 상용운전방식으로 선정한 속도로 할 것. 단, 그 대기속도가 냉각특성에 예민한 영향을 주는 경우, 연속최대 출력에 최량상승속도 이하의 가장 불리한 대기속도로 행한다.

하버링중의 냉각능력을 증명하기 위하여 다음의 5.6.5.1 및 5.6.5.2의 시험을 하여야 한다.

(a) 최대중량 또는 하버링할 수 있는 중량이 최대중량보다 작을 경우에는 고도는 해면상, 출력은 연속최대출력보다 크지 않은, 하버링에 필요한 출력으로 지면효과가 있는 상태에서 하버링을 행하고 최고온도가 기록되고 5분간이상 계속하는 것으로 한다.

(b) 연속최대출력, 최대중량으로 운전하고 해당비행상태에 대하여 상승률이 0이 되는 고도에서 하버링하고 최고온도가 기록되고 5분이상 지속하는 것으로 한다.

흡기 계통

(a) 발동기와 보조동력장치의 흡기계통은 형식증명에서 요구하는 운용상태하에서 발동기에 필요한 공기를 공급할 수 있는 것이어야 한다.

(b) 흡기계통은 계통내의 밸브가 어떤 위치에 있더라도 연료의 적절한 조절과 혼합기의 적절한 분배를 할 수 있도록 공기를 공급하여야 한다.

(c) 공기취입구는 발동기보기부분 또는 역화에 의한 화재발생의 우려가 있는 동력장치실내에 있어서는 안된다.

(d) 각 피스통발동기는 각각의 보조공기취입구를 갖추어야 한다.

(e) 보조공기취입구는 비, 눈 기타의 이물이 혼입되지 않는 위치에 두어야 한다.

(f) 터어빈발동기를 장착한 회전익항공기와 보조동력장치가 있는 회전익항공기는 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 배출구, 통기구, 오버플로우 또는 새어나온 가연성액체가 발동기 흡기계토에 들러가지 못하도록 하여야 한다.

(2) 공기흡기덕트는 이륙, 착륙, 활주중 이물이 들어가지 않도록 배치하거나, 보호하여야 한다.

(a) 피스톤발동기. 각 피스톤발동기의 흡기계통에는 방빙 또는 제빙의 방법이 있어야 한다. 다른 방법에 의하여 증명할 수 없는 경우에는 온도 -1℃(30℉)에서 눈에 보이는 수분이 없는 대기중에 발동기를 연속최대출력의 60%로 운전하고 다음의 규정에 적합하다는 것을 증명하여야 한다.

(1) 보통 벤츄리식 기화기를 갖춘 과급기가 없는 발동기를 장착한 회전익항공기는 50℃(90℉)의 온도상승이 가능한 예열기를 비치하여야 한다.

(2) 결빙이 발생치 않는 특성의 기화기를 갖춘 과급기가 없는 발동기를 장착한 회전익항공기는 39℃(70℉)의 온도상승이 가능한 예열기를 비치하여야 한다.

(3) 보통의 벤츄리식 기화기를 갖춘 과급기가 있는 발동기를 장착한 회전익항공기는 67℃(120℉)의 온도상승이 가능한 예열기를 비치하여야 한다.

(4) 결빙이 잘 발생치 않는 특성의 기화기를 갖춘 과급기가 있는 발동기를 장착한 회전익항공기는 55℃(100℉)의 온도상승의 능력이 있는 예열기를비치하여야 한다.

(b) 터어빈발동기

(1) 각 터어빈 발동기 및 그 공기취입계통은 (완속 운전을 포함한) 발동기의 비행출력 범위 전체에서 운용가능함을 증명하여야 한다.

(i) 본 Part의 부록 C에 규정되어 있는 결빙조건에서 발동기 운용에 악영향을 미치거나 또는 심각한 출력 손실을 초래할 수 있는 결빙의 축적이 발동기 또는 공기 취입계통 구성품 상에 없어야 한다.

(ii) 눈이 내리거나 불어 닫칠 때에도 발동기 운용에 악영향이 없어야 하고 회전익 항공기에 대해 설정된 제한사항 이내 일 것.

(2) 각 터어빈 발동기는 가장 임계 조건, 온도가 -9℃와 -1℃(15℉ 와 30℉) 사이이고 평균 유효직경이 20 마이크론 이하이고 물방울 형태로 세제곱 미터 당 0.3 그램 이하의 수분을 보유하고 있는 대기에서 발동기 방빙을 위해 사용 가능한 공기 블리드를 사용하면서 30분간 지상에서 완속운전 이후 이륙 출력 또는 추력으로 순간적인 운용을 행하여야 한다. 30분간의 완속운전 동안 발동기는 주기적으로 운전을 하여 국토교통부장관이 인정하는 방법으로 출력 또는 추력을 알맞게 조절할 수 있다.

(c) 과급기가 있는 피스톤발동기. 기화기에 들어가기 전에 공기를 압축하는 과급기가 있는 발동기에는 과급에서 발생하는 온도상승이 해당고도 및 운용조건에 관해 자동적으로 사용할 수 있는 경우에는 (a)항에 적합함을 증명할 때 이 과급에 의한 공기의 온도상승을 고려하여도 좋다.

기화기공기예열기는 다음의 규정에 작합하도록 설계․제작하여야 한다.

(a) 발동기가 공기를 예열치 않고 운전되고 있을 때 예열기가 완전히 통기되도록 할 것.

(b) 예열기 주변에 있는 배기 매니폴드 부품의 검사가 용이할 것.

(c) 예열기 자체에 파손과 고장이 자주 있는 부분의 검사가 용이할 것

(a) 발동기 과급기 및 보조동력장치의 압축기의 1단까지 흡입계통의 도관에는 회전익항공기가 지상자세일 때 연료 및 수분이 축적되는 것을 방지하는 배출구를 갖추어야 한다. 배출구는 화재의 염려가 없는 장소에 설치하여야 한다.

(b) 도관은 보통 정도의 역화에 의하여 파손되지 않을 강도를 가질 것.

(c) 상대운동을 할 염려가 있는 기체부분에 연결된 도관은 가요성을 가질 것.

(d) 소화계통을 갖추어야 할 방화구역의 흡기도관은 다음의 규정 이상의 것이어야 한다.

(1) 도관이 방화벽을 통과할 경우 제1종 내화성 재료일 것.

(2) 보조동력장치의 방화영역에서는 제1종 내화성재료를 사용해야 하는 보조동력장치의 도관을 제외한, (1)이외의 도관은 제2종 내화성재료일 것.

(e) 각 보조동력장치 흡기계통은 연소실에서 보조동력장치 도관으로 고온의 가스(hat gas)가 역류하여 회전익 항공기의 다른 칸막이나 지역으로 유입되었을 때 그로 인한 위험을 방지하기 위해 보조동력장치실의 상류의 충분한 거리만큼 내화성이 있어야 한다. 흡기 계통의 나머지 부분과 보조동력장치의 충만실에 사용되는 재료는 일어날 수 있는 최대 가열조건에 대해 저항성이 있어야 한다.

(f) 각 보조동력장치 흡기계통 도관은 서지 또는 역류 조건에서도 점화될 수 있는 위험한 양의 가연성 유체를 흡수하거나 배출하지 않는 재료로 구성되어야 한다.

흡기계통의 여과망을 설치할 경우 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(a) 여과망을 기화기에서 흡기구 가까운 장소에 설치한다.

(b) 발동기에 흡입되는 공기의 통로가 하나로 된 경우에는 여과망을 설치하지 말 것. 단, 예열공기에 의하여 제빙되지 않는 장소에 있는 경우는 별개로 취급한다.

(c) 여과망의 제빙을 알콜에만 의존하지 말 것.

(d) 여과망에는 연료가 걸리지 않도록 하여야 한다.

중간냉각기 및 후방냉각기는 파괴되지 않고 운용중에 받는 모든 진동, 관성력 및 공기압력 등의 하중에 견디는 강도를 가져야 한다.

2단 과급기를 설치하는 경우 기회기 입구의 흡기온도를 허용최고치 이하로 유지하는 방법을 갖추어야 한다. 또한, 이 규정에 적합하다는 것을 29.1043항에 의하여 증명하여야 한다.

배기계통

동력장치 및 보조동력장치의 배기계통에는 다음의 규정을 적용한다.

(a) 배기계통은 화재의 염려가 없고, 객실 승무원실내에 일산화탄소가 유입되지 않도록 배기를 안전하게 하여야 한다.

(b) 가연성유체 또는 가스가 발생할 만큼 고온의 가스가 차단판을 포함한 배기계통에 접촉할 경우 화재가 발생하지 않도록 배치하거나, 차단되어야 한다.

(c) 고온의 배기가스가 부딪치거나 배기계통에 근접해 있어 고온이 될 우려가 있는 회전익항공기의 모든 부분은 제1종 내화성재료의 차단벽을 사용하여 발동기실, 보조동력장치실 외부와 인접된 기체부로부터 격리해야 한다.

(d) 배기는 가연성유체의 가스배출 및 배출에 대하여 화재가 일어나지 않도록 배출하여야 한다.

(e) 배기는 야간에 조종사에게 눈부신 빛을 주는 위치에서 배출하여서는 안된다.

(f) 배기계통의 모든 구성부분은 과도한 고온부가 발생치 않도록 통기하여야 한다.

(g) 배기슈라운드는 정상운용중에 슈라우드 외부의 가연성유체가 인화할 만큼 높은 온도가 되지 않도록 통기․격리하여야 한다.

(h) 각 터어빈발동기 배기계통은 발동기 시동 실폐후 그 계통중에 상당량의 연료가 고이는 장소가 있을 경우, 모든 통상적인 지상 및 비행자세에서 기체에 닿지 않고 잔유연료를 방출할 수 있는 배출구를 갖추어야 한다.

(a) 배기관은 내열․내식성재료로 제작하고 운용온도까지 가열되어 팽창하여도 파손되지 않아야 한다.

(b) 배기관은 운용중에 받는 모든 진동관성력 및 하중에 견디어야 한다.

(c) 상대운동을 할 우려가 있는 부분에 연결된 배기관은 가용성이 있어야 한다.

피스톤발동기를 장착한 회전익항공기는 다음의 규정을 적용한다.

(a) 배기열교환기는 운용중에 받는 모든 진동, 관성력 및 하중에 견디도록 제작․장착되어야 한다.

(1) 열교환기는 고온에서 연속운용이 적당한 것으로서 배기에 의한 부식에 견디어야 한다.

(2) 열교환기의 중요 부품을 검사할수 있는 장치가 있어야 한다.

(3) 배기열교환기에는 배기에 접촉되는 부분은 전부 냉각장치가 있어야 한다.

(4) 배기열교환기 또는 머프(Muff)에는 가연성유체가 통과하는 부분의 파손, 기능불량 경우에 가연성 유체나 증기의 발화 가능성이 증가될 수 있는 정체 지역이나 유체 트랩이 없어야 한다.

(b) 객실의 환기공기를 가열하기 위하여 배기열교환기를 사용할 경우 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 주배기열교환기와 환기공기계통과 사이에 보조열교환기를 설치하여야 한다.

(2) 환기공기에 해로운 오염원의 혼합을 방지하는 다른 장치가 있어야 한다.

동력장치 제어 및 보기

(a) 동력장치의 조작장치의 위치 및 배치는 29.777의 규정에 적합하여야 하고 표지에 관해서는 29.1555의 규정에 적합하여야 한다.

(b) 조작장치는 승무원의 조작, 출입, 보통의 동작에 의해 부주의하게 작동되지 않도록 위치되어야 한다.

(c) 가요동력장치의 조작장치는 승인된 것이어야 한다.

(d) 조작장치는 다음과 상관없이 고정상태를 유지할 수 있어야 한다.

(1) 계속적인 주의

(2) 조작하중 또는 진동에 의하여 서서히 움직이는 경향

(e) 조작장치는 과대한 변형이 발생치 않고 조작하중에 견디어야 한다.

(f) 안전을 위해 필요한 동력장치 밸브의 조종장치는 다음 조건을 만족하여야 한다.

(1) 수동밸브에는 확실한 스톱퍼가 있어야 하고 또는 연료 밸브의 경우에는 열림 혹은 닫힘의 위치에 적절한 표지가 있어야 한다.

(2) 동력작동밸브에 있어서는 밸브가 다음 상태에 있을 때 승무원에게 그것을 알리는 장치가 있어야 한다.

(i) 완전히 열림 또는 닫힘 위치 사이에 있을 때

(ii) 완전히 열림, 완전히 닫힘 위치 사이를 이동하고 있을 때

보조동력장치를 장착한 항공기에서는 기내에서의 시동, 정지 및 비상폐쇄를 위한 방법이 마련되어야 한다.

(a) 각 발동기에 대하여 별개의 출력 조작장치를 갖추어야 한다.

(b) 출력 조작장치는 모든 발동기가 다음의 (1)항 과 (2)항에 의하여 신속하게 동조될 수 있도록 배치하여야 한다.

(1) 각 발동기의 단독조작

(2) 모든 발동기의 동시조작

(c) 출력 조작장치는 발동기의 제어를 확실히 또는 신속히 행할 수 있도록 되어야 한다.

(d) 연료계통 조종장치 이외의 각 액체분사계통 조작장치는 해당 출력 조종장치 내에 설치되어 있어야 한다. 단, 분사장치펌프의 조작장치는 별개의 조작장치를 구비할 수 있다.

(e) 출력 조작장치에 연료폐지장치가 설치되어 있는 경우에는 조작장치가 부주의로 폐지위치로 움직이는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다. 이 수단은 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 완속위치에 확실하게 잠기거나 멈추어야 한다.

(2) 조작장치를 폐지하기 위하여는 별개의 명확한 조작을 필요로 할 것.

(f) 30초 단발동기 정지(OEI) 출력 등급에 대해 승인된 회전인 항공기의 경우 30초 단발동기 정지(OEI) 출력을 자동으로 활성화 시키고 조절하는 장치 및 임의의 발동기가 회전익 항공기에 승인된 30초 단발동기 정지(OEI) 출력 등급과 관련된 장착 발동기 제한조건을 초과하지 않도록 하는 장치가 구비되어야 한다.

(a) 점화스위치는 각 발동기의 점화회로에 배치하여야 한다.

(b) 점화스위치를 한 곳에 집결시키거나 주스위치를 설치하므로써 전점화회로를 신속하게 차단할 수 있어야 한다.

(c) 각 주점화제어장치 및 연결점화가 요구되는 점화스위치를 제외한 터어빈발동기의 점화스위치 그룹은 불의의 작동시를 대비한 대책이 있어야 한다.

(a) 혼합기조작장치를 구비한 겨우에는 각 발동기마다 별개의 조작장치를 구비하고, 다음에 표시하는 (1)항 및 (2)항의 제어가 될 수 있도록 배치하여야 한다.

(1) 각 발동기 동시조작

(2) 각 발동기 단독조작

(b) 혼합기조작장치가 보통 사용하는 중간의 조작위치는 촉각 및 시각에 의하여 식별되어야 한다.

(a) 회전익브레이크 조작장치는 비행중에 잘못 작동되지 말아야 한다.

(b) 이륙전에 회전익브레이크가 완전히 해제되지 않는 경우에는 그 상태를 승무원에게 경보하는 장치를 설치하여야 한다.

각 발동기에 대해 별도의 기회기공기예열조작장치를 설비하여야 한다.

과급기조작장치는 다음 인원의 접근이 용이하게 설치되어야 한다.

(a) 조종사

(b) 조작관이 있는 항공기관사석이 별도로 있을 경우에는 항공기관사

(a) 발동기에 부착되어 있는 보기는 다음에 표시하는 규정에 적합하여야 한다.

(1) 해당 발동기에 장착이 승인된 형식일 것.

(2) 장착시 발동기상의 부착부분을 이용할 것.

(3) 발동기 오일 계통 및 보기 계통의 오염이 방지되도록 밀폐될 것.

(b) 아아크 또는 스파크를 발생하는 전기장비품은 가연성액체 또는 가스가 점화할 우려가 없도록 하여야 한다.

(c) 발동기에 의하여 구동되는 예압실용 과급기 또는 기타의 원격구동보기가 기능불능을 일으켜, 그 연속회전이 위험을 발생할 우려가 있을 경우에는 발동기의 연속운전에는 영향없이 이들 보기의 위험한 회전을 방지하는 대책이 있어야 한다.

(d) 다른 장치가 구비되어 있지 않다면 변속기의 임의의 구성품에 위치해 있는 구종 보기 및 회전익 구동계통에 과도한 부가 하중에 의해 그들 구성품이 손상되는 것을 방지해 주는 토크 제한장치를 구비하여야 한다.

(a) 전기점화계통은 전지가 완전히 방전한 경우에도 발동기의 연속운전이 가능하도록 자동적으로 변환될 수 있는 기상발전기를 예비전원으로 비치하여야 한다.

(b) 전지 및 기상발전기의 용량은 발동기점화계통에 필요한 양과 동일 전원에서 얻고 있는 모든 전기계통의 구성부품에 필요한 최대량을 동시에 공급할 수 있는 충분한 양이어야 한다.

(c) 발동기점화계통의 설계는 다음의 경우를 고려하여야 한다.

(1) 기상발전기중 1개가 부작동인 경우

(2) 기상발전기가 정상속도로 회전하고 있는 전지중 1개가 완전 방전했을 경우

(3) 전지를 1개 비치하고 있을 경우 전지가 완전히 방전하고 기상발동기가 완속으로 작동하고 있을 경우

(d) 분리된 점화회로로 비치한 경우, 방화벽의 발동기측에 있는 자석발전기의 접지선은 기계적 손상, 누전 등으로 2개이상 접지선이 동시에 고장나지 않도록 장착하고 배치하며 보호하여야 한다.

(e) 접지선은 다른 발동기의 방화구역을 통하여 배선해서는 안 된다. 단, 방화구역에 배선되는 접지선이 제1종 내화성재료로서 보호되는 경우는 예외이다.

(f) 점화회로를 점화계통의 작동을 보조하고, 제어 또는 분석하기 위하여 사용하는 회로 이외에는 모든 전기회로와 전기적으로 독립되어야 한다.

(g) 발동기 점화에 필요한 임의의 배터리의 계속적인 방전을 초래하는 전기계통의 기능불량이 발생시 이를 승무원에게 알려 주는 장치가 구비되어 있어야 한다.

동력장치의 방화설비

(a) 다음에 표시하는 구역을 지정방화구역으로 한다.

(1) 피스톤발동기의 발동기출력부

(2) 피스톤발동기의 발동기보기부

(3) 피스톤발동기의 발동기출력부와 발동기보기부가 서로 격리되지 않은 경우 전동력장치실

(4) 보조동력장치

(5) 29.859항에 규정한 연료가열기, 기타 연소장비품

(6) 터어빈발동기의 압축기부 및 보기부

(7) 터어빈발동기장비의 연소기부, 터어빈부 및 테일파이프부. 단, 가연성유체 또는 가스가 통과하는 배관 및 부품을 포함하지 않고 29.1191항에 적합한 방화벽에 의하여 (a)(6)항에 기술된 지정방화구역에서 격리된 부분은 제외

(b) 각 지정된 방화구역은 29.1183항에서 29.1203항 까지의 요구조건을 만족하여야 한다.

(a) (b)에 규정하는 것을 제외하고 발동기가 화재를 일으켰을 때에 영향을 받는 구역내에 가연성유체가 통과하는 배관, 피팅 및 기타의 구성부품, 지정방화구역내에 가연성액체가 통과하거나 포함하는 구성부품은 제2종 내화성재료 이상의 내화성을 가지고 있어야 한다. 단, 지정방화구역내의 가연성 유체탱크 및 그 지지구조는 화재로 인하여 제1종 내화성재료의 내화성을 갖지 않은 부분이 손상되어도 가연성유체가 새거나 흐르거나 하는 경우를 제외하고 제1종 내화성재료로서 제작되거나 제1종 내화성재료의 차폐에 의해 둘러싸여 있어야 한다. 구성부품은 새어나온 가연성유체가 인화하여도 보호되도록 차폐하거나 배치하여야 한다. 피스톤발동기에 장비된 용량 24ℓ(25쿼터) 미만의 조입식 윤활유섬프는 제1종 내화성재료로 제작하지 않아도 되며 제1종 내화성재료로 둘러싸지 않아도 무방하다.

(b) 다음에 표시하는 (1)의 규정을 적용하지 않는다.

(1) 이미 형식승인된 발동기의 일부인 배관, 피팅 및 구성품

(2) 피팅이 파손되어도 화재가 발생하거나 불길을 강하게 하지 않는 가스배기용 배관, 배출용 배관 및 피팅

(a) 가연성유체 또는 가스를 포함하는 계통의 일부를 이루는 탱크 또는 리저어버는 지정방화구역외에 설치하여야 한다. 단, 포함된 액체계통의 설계, 탱크의 재료, 탱크지지부분의 재료폐지장치, 연결부, 배관 및 조작장치가 지정방화구역 밖에 있는 것과 동등한 안전도를 가진 경우에도 예외로 한다.

(b) 연료탱크는 방화벽 또는 슈라우드에 의해 발동기와 격리하여야 한다.

(c) 탱크 또는 리저어버와 지정방화구역을 격리하는 방화벽, 슈라우드의 사이에는 1.3cm이상의 간격이 있어야 한다. 단, 지정방화구역에서 가연성유체까지 열이 전달되지 않도록 하는 보호방법이 있는 경우에는 예외이다.

(d) 누출을 일으킬 우려가 있는 가연성액체계통의 구성부품 가까이에 흡습성재료가 있는 경우에는 이 재료가 위험량의 액체를 흡수하지 않도록 처리하거나 피복하여야 한다.

(a) 지정방화구역에는 가연성유체를 내장하는 부분의 파손 또는 기능불량에서 생기는 위험을 최소한으로 하는 배출방법이 있어야 한다. 배출방법은 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 배출을 필요로 하는 상태에서 확실히 기능을 발휘할 것.

(2) 불길이 강할 우려가 있는 곳에 배출물이 배출되지 않도록 배치하여야 한다.

(b) 지정방화구역은 가연성기체가 축적되지 않도록 배치하여야 한다.

(c) 통기구는 가연성유체, 가스 또는 화염이 다른 구역으로 침입하지 않도록 배치하여야 한다.

(d) 통기의 방법은 배출하는 가스가 불꽃을 더 강하게 하지 않도록 배치하여야 한다.

(e) TA급 회전익항공기는 발동기출력부 이외의 모든 지정방화구역내의 강제통풍원에는 승무원이 이것을 개폐하는 장치가 있어야 한다. 단, 소화제의 양 및 방출률이 지정방화구역을 통과하는 최대공기유량이 기인하 는 경우에는 그러하지 아니하다.

(a) 위험량의 연료, 오일, 방제빙액 기타 가연성액체가 지정방화구역에 유입,유출, 통과하는 것을 폐지, 방지하는 방법이 있어야 한다. 단, 다음의 경우는 그러하지 아니하다.

(1) 발동기의 일부를 이루는 부품의 배관, 피팅 및 구성품

(2) 오일탱크를 포함하는 오일계통의 모든 외부구성품이 내화성이 있거나 발동기 화재 상태에 영향을 받지 않는 위치에 장착한 터어빈발동기의 오일계통

(3) 피스톤발동기의 경우에 한하여 총배기량 8.2ℓ미만의 TB급 회전익항공기에 있어서의 발동기오일계통

(b) 한 개의 발동기의 연료폐지밸브를 닫아도 다른 발동기의 연료 계통에 지장을 초래해서는 안된다.

(c) TA급 회전익항공기에서 폐지장치를 닫은 후 위험량의 가연성액체가 지정방화구역에 유입되어서는 안된다. 또 이 경우 다른 발동기의 연료공급에 지장을 초래해서는 안된다.

(d) 폐지장치의 조작은 회전익구동용 클러치의 이탈등 기타 비상조작에 지장을 초래해서는 안된다.

(e) 폐지장치 밸브 및 그 조종장치는 지정방화구역내의 화재시 초래될 수 있는 모든 조건에서도 제대로 기능하도록 설계, 위치되고 보호되어야 한다.

(f) 폐지장치는 불의로 작동하지 않도록 보호돼야 하고 또 일단 폐지후 비행중에 승무원이 다시 열 수 있도록 하여야 한다.

(a) 각 발동기는(터어빈발동기의 연소기부, 터어빈부, 테일파이프부를 포함함) 방화벽, 슈라우드, 이외의 이와 동등한 방법에 의해 객실, 승무원실, 기체구조, 조종장치, 회전익기구 및 다음 부분에서 격리되어야 한다.

(1) 비행 및 착륙을 제어하는 부분

(2) 29.861항의 규정에 의한 보호가 되어 있지 않은 부분

(b) 보조동력장치, 연료연소가열기, 비행중에 운용되는 모든 명소장비품은 방화벽, 슈라우드 기타 회전익항공기의 다른 부분에 위험량의 공기, 액체 및 불꽃이 통하지 않도록 제작하여야 한다.

(c) 방화벽 및 슈라우드는 발동기실에서 회전익항공기의 다른 부분에 위험량의 공기, 액체 및 불꽃이 통하지 않도록 제작하여야 한다.

(d) 방화벽 및 슈라우드의 개구부는 모두 제1종 내화성재료의 그로메트(Grommet) 부싱 또는 방화벽피팅으로 밀봉해야 한다.

(e) 방화벽 및 슈라우드는 제1종 내화성재료로서 내부식성이 있어야 한다.

(f) 이 규정에 적합할 때 정상의 비행, 자동회전비행일 때의 공기류가 불꽃의 전파경로에 미치는 영향을 고려해야 한다.

(a) 카울링과 엔진외판은 운전중에 받는 모든 진동, 관성력, 공기하중에 견디도록 제작하여야 한다.

(b) 카울링에는 29.1187에서 규정하는 배출 및 통기의 방법을 사용하여야 한다.

(c) 발동기의 출력부를 발동기의 보조부에서 격리하는 다이어프램을 비치하는 회전익항공기에서는 발동기출력부에 화재가 발생했을 때에 불꽃에 노출된 보기부의 카울링은 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 제1종 내화성재료일 것.

(2) 29.1191항의 규정에 적합할 것.

(d) 배기계통 또는 배기계통에 인접해 있어 고온에 노출될 우려가 있는 카울링 또는 엔진실외판 제1종 내화성재료로서 제작하여야 한다.

(e) 회전익항공기는 다음에 표시하는 규정에 적합하여야 한다.

(1) 화재가 어떤 지정방화구역에서 발생했을 경우에도 그 불꽃이 개구부를 통하거나 또는 엔진실을 통하여 연소하여 다른 지정방화구역 또는 영역에 전파되지 않도록 설계하고 제작하여야 한다.

(2) 인입식 착륙장치를 장비하고 있는 경우에는 착륙장치가 올립상태에서 (e)(1)항의 규정에 적합하여야 한다.

(3) 지정방화구역내에 화재가 발생하거나 화재가 전파할 경우에 불꽃에 노출될 우려가 있는 모든 표피는 제1종 내화성재료로서 제작하여야 한다.

(f) 다음의 경우에 회전익 또는 긴급 조종장치 구성품에 해로운 손상을 방지하기 위한 개방 가능한 또는 쉽게 제거할 수 있는 패널, 발동기 덮개 또는 발동기 또는 회전익 구동계통 덮개에 대한 보유 수단이 구비되어야 한다.

(1) 고장이 발생할 가능성이 조금이라도 있는 경우 정상적인 보유 장치의 구조적 또는 기계적 고장시, 또는

(2) 화재가 정상적인 보유 장치에 악영향을 미칠 경우의 방화 지역 내의 화재

지정방화구역 또는 발동기실에서 발생하는 열, 화염 등에 노출되지 않는 꼬리날개면을 제외한 발동기실, 지정방화구역 부근 및 후부표면은 제2종 내화성재료 이상의 내화성을 가지고 있어야 한다.

(a) 터어빈발동기를 장착한 회전익항공기, 피스톤발동기를 장착한 TA급 회전익항공기, 총배기량 24.6ℓ(1,500in3)이상의 피스톤 발동기를 장착한 TB급 회전익항공기는 모든 지정방화구역내에 소화계통을 갖추어야 한다. 소화계통은 각각의 동력장치내에 소정의 전지정방화구역을 동시에 소화할 수 있어야 한다.

(b) 다발회전익항공기의 소화계통, 소화제의 양, 방출량은 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 보조동력장치 및 연소장치에 대하여 1회이상의 충분한 방출이 가능하여야 한다.

(2) 기타 각 지정방화구역에 대하여 2회의 충분한 방출이 가능하여야 한다.

(c) 단발회전익항공기의 소화계통은 1회이상의 충분한 방출이 가능한 소화제의 양 및 방출량을 갖추어야 한다.

(d) 실제적이거나 가상적인 비행시험에 의하여 지시된 방화구역내에서 소화제의 방출이 그 구역을 소화하고 재발화 가능성이 최소가 되도록 소화선이 집중되어 있음을 증명하여야 한다.

(a) 소화제는 다음 규정에 적합하여야 한다.

(1) 소화계통으로 보호된 구역내의 액체, 기타 가연성물체의 연소에서 발생하는 화재를 소화할 수 있을 것.

(2) 보관된 실내에서 예상되는 온도범위에서 열적안정성을 가질 것.

(b) 만약 유독성 소화제가 사용되었다면 소화계통 내의 결함 발생시에도 (회전익 항공기의 정상 운용 중 누출 또는 지상 또는 비행 중의 방출에 의해) 해로운 유체 또는 유체 증기가 어떠한 객실 내로도 유입되지 않음을 시험을 통하여 증명하여야 한다.

(a) 소화제용기는 과대한 압력에 의하여 용기가 피괴되는 일이 없도록 안전밸브를 갖추어야 한다.

(b) 각 압력밸브 연결부로부터 각 배출과의 끝부분은 소화제가 방출되어도 회전익항공기에 손상이 가지 않는 위치에 배치하여야 한다. 배관은 얼음 또는 기타의 이물에 의하여 폐쇄되지 않도록 배치하거나 보호하여야 한다.

(c) 각 소화제의 용기에는 소화제가 방출되었거나 용기내의 소화제압력이 소화에 필요한 값 미만일 경우에는 이것을 표시하는 방법이 있어야 한다.

(d) 계획된 운용상태하에서 용기의 압력이 다음에 표시하는 (1)항 또는 (2)항의 상태가 되지 않도록 용기의 온도를 유지하여야 한다.

(1) 적당한 방출률에 필요한 압력 이하의 압력

(2) 조기에 소화제를 방출하는 원인이 될 수 있는 필요 이상의 압력

(a) 소화계통에 사용되는 재료는 소화재와 위험한 화학반응을 일으키면서 제작하여야 한다.

(b) 발동기실에 배치되는 소화계통의 모든 구성부는 제1종 내화성 재료로서 제작되어야 한다.

(a) 터어빈발동기를 장착한 회전익항공기, 피스톤발동기를 장착한 TA급 회전익항공기 및 총배기량 14.6ℓ(900 in3)이상의 피스톤발동기를 장착한 TB급 회전익항공기에는 지정방화구역 또는 지정방화구역이 아니더라도 터어빈발동기의 연소부, 터어빈부, 테일파이프부에 승인된 예민한 화재탐지기를 갖추어야 한다. 화재탐지기의 개수 및 위치는 각 구역의 화재를 신속하게 탐지할 수 있는 곳이어야 한다.

(b) 화재탐지기는 운용중에 받는 모든 진동, 관성력 기타의 하중에 견디어야 한다.

(c) 화재탐지기는 오일, 물 기타의 액체 또는 가스에 접촉되어도 영향을 받지 않아야 한다.

(d) 승무원이 비행중에 화재탐지계통의 전기회로의 기능을 점검할 수 있어야 한다.

(e) 발동기실내의 화재탐지기의 배선 및 기타의 부분은 제2종 내화성재료이상의 내화성을 가져야 한다.

(f) 어떠한 방화구역내의 화재탐지계통의 구성부분도 다음에 표시하는 (1)항 또는 (2)항을 제외한 다른 방화구역을 통과해서는 안 된다.

(1) 화재탐지계통 구성부분이 통과하는 다른 방화구역내의 화재를 잘못되게 탐지하지 않는 경우

(2) 지정방화구역이 공토의 화재탐지기 및 소화계통에 의하여 동시에 보호되어 있는 경우

Subpart F 장 비

일 반

각 장비품은 다음의 규정에 의하여 장착하여야 한다.

(a) 소요의 기능을 발휘하는 종류 및 설계이어야 한다.

(b) 각각의 식별, 기능 또는 운용상의 한계 혹은 이들 요소의 적절한 결합에 대하여 표지를 하여야 한다.

(c) 장비품에 규정된 한계에 따라 장착하여야 한다.

(d) 장착했을 때 적절히 작동하여야 한다.

다음의 비행계기 및 항법계기가 장착되어 있어야 한다.

(a) 대기속도계. 초과금지 속도(VNE)가 낮아서 조종사가 제대로 조종했음에도 불구하고 과속 경보가 울리는 TA급 회전익 항공기에는 최대허용 대기 속도계가 장착되어야 한다. 만약 최대허용 대기속도가 중량, 고도, 온도 또는 회전속도(r.p.m)에 따라 변한다면 속도계는 그 변화량을 표기하여야 한다.

(b) 정밀고도계

(c) 자기방향지시기

(d) 시, 분, 초를 표시하는 초침이 있는 시계 혹은 숫자표시시계

(e) 대기온도계

(f) 자이로식 전후좌우 경사지시기

(g) 단순한 선회경사계가 아닌 통합 선회경사계로 조합된 자이로식 선회지시기는 다음과 같은 자세지시계통을 갖추어야 한다.

(1) ±80°의 피치와 ±120°의 옆놀이의 비행자세에서 사용이 가능한 것.

(2) 전기발전계통과 별도의 전원에서 동력을 얻는 것.

(3) 전기발전계통이 부작동 된 후 최소한 30분간의 확실한 작동이 계속되는 것.

(4) 다른 비행자세 지시계통과 무관하게 작동되는 것.

(5) 전기발전계통이 부작동인 경우 변화없이 작동되는 것.

(6) 조종사의 어떤 위치에서도 명백히 볼 수 있다고 국토교통부장관이 인정하는 위치인 것.

(7) 어떤 작동상태에서도 적절히 조명이 된 것.

(h) 자이로식 방향지시기

(i) 승강계(수직속도계)

(j) TA급 회전익 항공기의 경우, 초과금지속도(VNE)가 해당 속도 보다 작을 때 다른 조종사의 조작시 과속경고를 울리는 속도경고 장치. 속도경고장치는 지시속도가 초과금지속도(VNE) 보다 6 km/h(3 knot) 초과 시 조종사에게 효과적으로 (다른 목적으로 사용되는 청각 경고와는 구별이 명확하여야 한다.) 청각적 경고할 수 있어야 하고 승인된 범위의 고도와 온도 내에서 제대로 작동되어야 한다.

필요한 동력장치계기는 다음과 같다.

(a) 각 회전익항공기에 대하여 필요한 동력장치계기는 다음과 같다.

(1) 각 피스톤엔진에는 기화기공기온도계

(2) 각 공냉식 피스톤발동기에는 실린더헤더온도계 또는 각액냉식 피스톤발동기에는 냉각온도계

(3) 각 연료탱크에는 연료유량계

(4) 발동기에 연료를 공급하는 각 연료탱크에 대한 최소 연료잔량 경고장치. 이 장치는 다음에 만족하여야 한다.

(i) 탱크에 약 10분간의 사용 가능 연료가 남았을 때 승무원에게 경고하여야 한다.

(ii) 정상 연료량 지시계와 독립적이어야 한다.

(5) 과급기가 있는 피스톤에는 흡기압력계

(6) 각 압력 급유식 기어박스에 대한 오일 압력계

(7) 각 압력급유의 기어박스에는 오일압력이 안전치보다 떨어지는 경우 이를 표시하는 오일압력경보장치

(8) 습식윤활의 경우 각 오일탱크 및 각 회전익의 구동기어박스에는 오일유량계

(9) 각 발동기에는 오일온도계

(10) 각 주회전구동기어박스(회전익 동조에 필요한 모든 기어박스를 포함)내의 위험한 오일온도를 나타내는 오일온도경보장치

(11) 각 터어빈 발동기에는 가스온도계

(12) 각 터어빈 발동기에는 가스프로듀서 로우터회전계(Gas Producer Rotor Tachometer)

(13) 각 발동기에는 회전계 이것이 (a)(14)항에서 요구하는 회전계와 합하여 1개로 되어 있는 경우에는 자동회전중 회전익의 회전속도를 표시할 수 있어야 한다.

(14) 다음 중 해당하는 회정속도를 지시하는 적어도 1개의 회전계

(i) 1개의 주회전익의 회전속도

(ii) 주회전익의 회전속도가 다른 주회전익의 회전속도와 감지할 수 있는 정도로 차이가 없는 경우에는 한 주회전익의 공통회전속도

(iii) 주회전익의 회전속도가 다른 주회전익의 회전속도와 감지할 수 있을 정도로 차이가 있는 경우에는 각 주회전익의 회전속도

(15) 각 터어빈 발동기에는 자유동력터어빈회전계

(16) 각 터어빈 발동기에는 출력표시장치

(17) 각 터어빈 발동기에는 출력표시장치

(18) 29.997항의 규정에 의하여 요구되는 연료 필터에는 29.955항의 규정에 의하여 정해진 용량에 달하기 전에 오염의 발생을 표시하는 지시기

(19) 각 터어빈 발동기에는 29.1019항의 규정에 의하여 요구되는 오일여과기 또는 필터가 바이패스를 가지지 않는 경우 29.1019(a)(2)항의 규정에 의하여 정해진 용량에 달하기 전에 조종사에게 오일여과기 또는 휠터의 오염을 경보하는 장치

(20) 연료계통구성부품의 결빙으로 인한 폐쇄를 방지하기 위하여 사용하고 있는 선택적이거나 조절가능한 히터의 기능을 표시하는 지시기

(21) 각 발동기에 대한 개별적인 연료 압력계. 발동기에서 연료 압력에 악영향을 미치는 퇴화나 고장이 일어나기 쉬운 어떤 펌프, 필터 또는 다른 구성품이 장치되어 있지 않은 발동기의 연료계통은 제외.

(22) 29.955항에 따라 적합성이 입증된, 장착되어 있는 임의의 펌프 고장시 이를 비행 승무원에게 알려 주는 장치

(23) 강자성 물질이 29.1337(e)항에 의해 요구되는 칩 검출기(chip detector)에 의해 발견되었을 때 비행 승무원에게 이를 알려 주는 경고 또는 주의 장치

(24) 보조 동력장치의 경우 다음 사항에 대해 제한 초과가 위험을 줄 수 있을 때 제한을 초과하였음을 비행 승무원에게 알려주는 개별적인 지시계, 경고 또는 주의 장치 또는 다른 장치.

(i) 가스 온도

(ii) 오일 압력

(iii) 회전익 속도

(25) 30초/2분 단발동기 정지(OEI) 출력 등급이 요구되는 회전익 항공기의 경우 시작 시 및 시간 간격이 끝났을 때 발동기가 30초 및 2분 단발동기 정지(OEI) 출력 수준에 있음을 조종사에게 경고해 주는 장치가 구비되어 있어야 한다.

(26) 30초/2분 단발동기 정지(OEI) 출력을 사용하는 각 터빈 발동기의 경우 다음의 사항에 대해 지상 운용요원이 사용할 수 있도록 장치나 계통이 구비되어야 한다.

(i) 30초 및 2분 단발동기 정지(OEI) 수준에서의 각 출력의 사용 및 기간에 대한 자동 기록

(ii) 기록된 자료에 대한 복구 허용

(iii) 지상 정비 요원에 의해서만 재설정 가능해야 함.

(iv) 계통 또는 장치의 적절한 작동을 확인할 수 있는 장치가 있어야 함.

(b) TA급 회전익항공기에 필요한 동력장치계기

(1) 각 발동기에는 오일압력계 오일압력경보장치 또는 각각의 경보장치를 분리할 수 있는 전발동기를 위한 주경보장치

(2) 각 발동기에는 연료압력계 연료압력경보장치 또는 개개의 경보장치를 분리할 수 있는 전 발동기를 위한 주경보장치

(3) 화재경보기

(c) TB급 회전익항공기에 필요한 동력장치계기

(1) 각 발동기의 오일압력계

(2) 화재탐지기가 필요한 경우 화재경보장치

필요한 기타의 장비품은 다음과 같다.

(a) 각 탑승자에게 승인된 좌석

(b) 점화회로이외의 전기회로의 주스위치

(c) 휴대용 소화기

(d) 각 조종사석에는 윈드쉬일드와이퍼 또는 이와 유사한 것.

(a) 감항기술기준이 요구하는 기능을 가진 장비품, 계통 및 장착은 예상되는 운용조건에서 계획된 기능을 발휘할 수 있도록 설계, 장착되어야 한다.

(b) 개별적으로 고려되고 다른 계통과 관련 있는 회전익 항공기 계통 및 관련 구성품은 다음에 적합하도록 설계되어야 한다.

(1) TB급 회전익 항공기의 경우, 장비품, 계통 및 장착은 기능 불량 또는 고장시에도 회전익 항공기에 위험을 끼치지 않도록 설계되어야 한다.

(2) TA급 회전익 항공기의 경우는 다음에 적합하여야 한다.

(i) 계속적인 안전 비행 및 착륙을 방해할 수 있는 임의의 고장 조건의 발생이 극히 적어야 한다.

(ii) 항공기의 성능이나 불리한 운용 조건에 대처하는 승무원의 능력을 줄일 수 있는 기타 고장 조건의 발생이 적어야 한다.

(c) 불안전한 운용 조건을 승무원에게 알려 적절한 시정조치를 취할수 있도록하는 경고정보가 제공되어야 한다. 계통, 조종장치, 관련 모니터링 및 경고장치는 추가적인 위험을 초래할 수 있는 승무원의 실수를 최소화하도록 설계되어야 한다.

(d) 이 절의 (b)(2)항의 요구조건에 대한 적합성은 분석을 통하여 증명되어야 하고 필요할 경우 적절한 지상, 비행 또는 모의 시험을 통하여 증명하여야 한다. 분석시 고려해야할 사항은 다음과 같다.

(1) 외부 원인에 의한 기능불량 및 고장을 포함한 가능한 고장 상태

(2) 다수 고장 및 인지 불가한 고장의 가능성

(3) 비행 단계 및 운용 조건을 고려한 회전익 항공기 및 탑승객에게 초래되는 영향

(4) 시정조치가 필요한 승무원 경고 신호 및 결함 발견 능력

(e) TA급의 경우 감항기술기준에서 요구하는 기능을 가지고 있고 동력 공급원을 필요로 하는 각 장착은 동력 공급원에서 필수부하 이다. 동력원과 계통은 예상 운용 조합 및 기간에서의 다음의 전력 부하를 공급할 수 있어야 한다.

(1) 정상적으로 기능하는 계통에 연결되는 부하

(2) 어떤 하나의 움직이는 것, 전압 변환기 또는 에너지 저장장치의 고장 이후의 필수 부하

(3) 다음의 고장 이후 필수 부하

(i) 두개의 발동기를 장착한 회전익 항공기상의 어떤 하나의 발동기

(ii) 세 개 이상의 발동기를 장착한 회전익 항공기 상의 어떤 두개의 발동기

(f) 이 절의 (e)(2) 및 (3)항의 적합 여부를 판단할 때 전력 부하는 승인된 운용 종류에서의 안전성과 일치하는 감시 절차에 따라 축소되어 질 수 있다. 제어할 수 있는 비행 시 필요치 않은 부하는 세 개 이상의 발동기를 장착한 회전익 항공기의 두개 발동지 부작동 조건에 대해 고려할 필요가 없다.

(g) 전기 계통 및 장치품 설계 및 장착에 관하여 이 절의 (a)항 및 (b)항의 적합성 증명 시 임계환경 조건을 고려하여야 한다. 환경시험 절차를 포함하고 있는 기술표준품(TSO)에 의해 다루어진 장치품을 제외한 감항기술기준에 따라 요구되고 사용되는 전기 발전, 배전 및 이용 장치품의 경우 예상되는 환경조건에서 계속적인, 안전 운용이 가능한 능력이 환경시험, 설계 분석 또는 다른 항공기가 경험한 이전의 대등한 운용 경험에 대한 참조를 통하여 증명되어야 한다.

(a) 어떤 기능을 수행하는 각각의 전기전자시스템은 계속적인 안전 비행과 착륙을 방해할 수 있는 고장이 발생하지 않도록 다음 사항을 고려하여 설계되고 장착되어야 한다.

(1) 회전익항공기가 낙뢰에 노출되는 동안에 또는 노출된 후에 기능이 심하게 영향을 받지 않아야 한다.

(2) 회전익항공기가 낙뢰에 노출된 후 시스템이 시기 적절하게 정상 기능 상태로 자동적으로 회복되어야 한다.

(b) 고장이 회전익항공기의 운항성능을 감쇠시키거나 조종사가 이러한 불리한 운항조건을 대처하는 데 방해가 되는 경우 이러한 기능을 감당하는 각각의 전기전자시스템은 회전익항공기가 낙뢰를 맞은 후에도 시기 적절하게 회복될 수 있도록 설계하고 장착하여야 한다.

(a) 이 절의 (d)에서 제시하는 경우를 제외하고 고장이 회전익항공기의 지속적인 안전 비행과 착륙을 막는 기능을 수행하는 전기전자시스템은 아래와 같이 되도록 설계하고 장착하여야 한다.

(1) 회전익항공기가 부록 E의 고강도 전자기장(HIRF) 환경 I에 노출되는 동안에 그리고 노출된 후에 기능이 심하게 영향을 받지 않아야 한다.

(2) 시스템이 비행기가 부록 E의 고강도 전자기장(HIRF) 환경 I에 노출된 후에 시스템의 다른 운용 요건이나 기능 요건과 상충하지 않으면서 적절한 시기에 정상 기능 상태로 자동적으로 회복되어야 한다.

(3) 시스템이 회전익항공기가 부록 E와 같은 고강도 전자기장(HIRF) 환경 II에 노출되는 동안에 그리고 노출된 후에 기능이 심하게 영향을 받지 않아야 한다.

(b) 고장이 회전익항공기의 성능을 현저하게 감쇠시키거나 조종사가 이러한 불리한 운항조건을 대응하는 능력을 현저하게 저하시키게 되는 각각의 전기전자시스템은 이러한 기능을 제공하는 장비가 부록 E의 고강도 전자기장(HIRF) 시험 수준 1 또는 2에 노출되어도 시스템이 심하게 영향을 받지 않도록 설계하고 장착하여야 한다.

(c) 고장이 회전익항공기의 성능을 저하시키거나 조종사가 이러한 불리한 운항조건을 대응하는 능력을 저하시키게 되는 기능을 수행하는 전기전자시스템은 이러한 기능을 제공하는 장비가 부록 E의 고강도 전자기장(HIRF) 시험 수준 3에 노출되어도 심하게 영향을 받지 않도록 설계하고 장착하여야 한다.

(d) 2012년 12월 1일 이전까지는 고장이 회전익항공기의 지속적인 안전 비행과 착륙을 막는 기능을 수행하는 전기전자시스템은 아래와 같은 요건을 충족하는 경우 위 (a)의 요건에 부합하지 않고 설계하고 장착하여도 된다.

(1) 2007. 12. 1 발행된 §21.16에 의거 이전에 고강도 전자기장(HIRF)에 대한 특수 조건으로 시스템의 적합성을 입증한 경우.

(2) 특수 조건으로 적합성을 입증한 이래로 시스템의 고강도 전자기장(HIRF) 면역 특성이 바뀌지 않은 경우.

(3) 특수 조건에 대해 적합성을 입증하기 위해 이용되는 자료를 제출한 경우

계기의 장착

(a) 각 조종사가 사용하는 비행계기 항법계기 동력장치계기는 조종사가 비행경로에 따라 전방을 볼 때 시선이 많이 움직이지 않고 정상자세에서 용이하게 볼 수 있도록 배치하여야 한다.

(b) 대기속도계 자이로식 방향지시기, 자이로식 전후좌우 경사지시기, 선회계, 고도계, 승강계 회전익용 회전계 및 발동기 출력을 가장 잘 대표하는 지시계를 포함하여 안전한 운용에 필요한 각 계기를 일괄 배치하고 조종사의 전방시계의 수직면내에서 될 수록 중앙에 배치하여야 한다. 또한 계기비행(IFR flight)이 승인된 회전익 항공기의 경우 다음을 만족하여야 한다.

(1) 자세를 가장 효과적으로 지시하는 계기는 판넬의 중앙 상단에 위치하여야 한다.

(2) 비행 방향을 가장 효과적으로 지시하는 계기는 자세계 바로 아래 인접한 곳에 배치되어야 한다.

(3) 속도를 가장 효과적으로 지시하는 계기는 자세계 왼편의 인접한 곳에 배치되어야 한다.

(4) 고도를 가장 효과적으로 지시하는 계기 또는 고도 조종시 가장 빈번하게 사용되는 계기는 자세계 오른쪽 인접한 곳에 배치되어야 한다.

(c) 기타 필요한 동력장치계기의 계기판상에 일괄하여 배치하여야 한다.

(d) 동력장치계기의 위치는 각 계기가 어떤 발동기에 대응하는지 혼동되지 않아야 한다.

(e) 회전익항공기의 안전한 운용에 불가피한 동력장치계기는 담당 승무원이 명학하게 볼 수 있는 것이어야 한다.

(f) 계기판의 진동은 계기의 정밀도에 해를 끼치고 계기를 파손하는 것이어서는 안 된다.

(g) 만약 시각적인 지시기가 계기의 기능 불량을 지시해 주도록 되어 있다면 지시기는 모든 가능한 조종실 조명 조건에서 눈에 잘 띄어야 한다.

경보등 주의등 및 기타의 권고등 을 조종실에 장치하는 경우에는 국토교통부장관에 의해 승인된 경우를 제외하고 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(a) 경보등(즉시 수정조작을 요하는 긴급상태를 표시하는 등)은 적색으로 사용한다.

(b) 주의등(수정조작을 요하는 상태를 표시하는 등)은 백색을 사용한다.

(c) 안전한 상태를 표시하는 등은 녹색을 사용한다.

(d) 위의 (a)항에서 (c)항까지의 규정에 정해진 등 이외의 승무원의 판단 잘못을 방지하기 위하여 위의 (a)항에서 (c)항까지 규정하는 색과 명백히 다른 색(백색을 포함)을 사용하여야 한다.

각 대기속도계는 (a)항에서 (f)항의 규정에 따라야 한다.

(a) 각 대기속도계는 승인된 것이어야 하며 전압 및 정압을 작용시켰을 때 최소의 계기오차로 참대기속도(표준대기에서의 해면)를 지시하도록 교정하여야 한다.

(b) 대기속도계통은 속도계기 오차를 제와한 계통오차를 결정하기 위하여 교정하여야 한다. 교정은 다음의 조건에서 행하여야 한다.

(1) 37km/h(20Knots) 이상의 속도 및 상승 및 자동회전 비행 조건에 적절한 범위의 속도 이상에서의 수평비행 상태

(2) 다음을 보장하는 재현 가능하고 또 읽기 쉬운 지시 상태로의 이륙 상태

(i) 회전익항공기 비행 교범에 규정된 이착륙거리와 일치할 것.

(ii) 29.87항에서 정해진 제한고도-속도포위선도(Speed Envelope)의 임계범위를 피할 것.

(c) TA급 회전익 항공기는

(1) 지시는 일치된 이륙 결정지점의 정의를 고려하여야 한다.

(2) 속도계기 교정 오차를 제외한 계통 오차는 다음을 초과하여서는 안 된다.

(i) 80% 이상의 이륙 안전속도에서 수평비행시 3% 또는 9km/h(5Knots)중 어느 것이든 큰 값

(ii) 이륙안전속도보다 18km/h(10Knots) 낮은 속도에서 부터 VY 속도보다 18km/h (10Knots) 높은 속도까지의 속도범위에서 상승시 18km/h(10Knots)

(d) TB급 회전익 항공기의 경우, 속도계 교정오차를 제외한 계통오차는 29.63에 따라 15m(50 ft)에서 급상승시 얻어지는 속도의 80% 이상으로 수평 비행 중 3% 또는 9km/h(5Knots)중 큰 값을 초과해서는 안 된다.

(e) 대기속도계통은 수분 먼지 기타 물질의 침입에 의하여 작동불량이 발생치 않도록 설치하여야 한다.

(f) 대기속도계통은 결빙으로 인한 작동불량을 방지하기 위하여 가열식 피토우관 또는 이와 비슷한 것을 설치하여야 한다.

(a) 정압연결부를 가진 각 계기는 적절한 배관에 의하여 외기와 통하여야 한다.

(b) 각 정압공은 회전익항공기 상의 공기류의 변동 수분 또는 기타물질로부터 가능한 영향을 받지 않는 위치에 설치하여야 한다.

(c) 각 정압구는 정압계통에서의 대기압과 주변 대기의 정압 사이의 상호관계가 회전익 항공기가 결빙조건에 마주쳤을 때에도 변하지 않도록 설계되고 배치되어야 한다. 방빙 장치 또는 대체 정압계통이 이 요구사항에 대한 적합성 증명 시 사용될 수도 있다. 만약 대체 정압계통 작동시의 고도계 시도가 주 정압 계통 작동시 고도계 시도와 15 m(50 ft) 이상 차이가 날 경우 대체 정압계통에 대한 수정표를 구비하여야 한다.

(d) 각 정압배관계통은 정압공을 제외하고 기밀을 유지하여야 한다.

(e) 각 기압고도계는 승인된 것으로써 계기에 상당한 정압을 가하는 경우 최소의 계기오차로써 표준대기의 기압고도를 지시할 수 있도록 눈금을 표시하여야 한다.

(f) 각 계통은 해면상 표준대기에서 계기오차를 제외하고 지시기압고도의 오차가 185 km/h(100 knot) 속도 당 ±9m(±30ft) 이상의 오차를 나타내지 않도록 설계, 장착되어야 한다. 그러나 오차가 ±9m(±30ft) 보다 작아야 할 필요는 없다.

(g) 이 절의 (h)항에서 기술한 내용을 제외하고 정압계통이 주 및 대체 정압원을 장착한 경우 어느 하나를 선택할 수 있는 장치는 다음에 적합하게 설계되어야 한다.

(1) 어느 하나의 공급원을 선택하였을 때 다른 것은 폐쇄되어야 한다.

(2) 동시에 두개가 다 폐쇄되어서는 안 된다.

(h) 비여압식 회전익 항공기의 경우 어느 하나의 공급원이 선택되고 정압계통의 눈금이 다른 정압원의 개방 또는 폐쇄에 따라 변하지 않음이 증명될 수 있는 경우 이 절의 (g)(1)은 적용되지 않는다.

(a) 각 자기방향지시기는 그 정밀도가 기체의 진동 또는 자장에 의해 과도하게 영향받지 않아야 한다.

(b) 자차수정한 자기방향지시기는 어떠한 방향에서도 수평방향에서 자차가 ±10°이하이어야 한다.

(a) 각 자동조종계통은 다음의 규정에 적합하도록 설계되어야 한다.

(1) 한 명의 조종사가 충분한 힘을 가하면 회전익 항공기 조종이 가능 하여야한다.

(2) 회전익항공기의 조종을 저해하지 않도록 조종사가 조속하고 확실하게 분리할 수 있어야 한다.

(b) 자동통기장치가 장치되어 있지 않은 경우 각 자동조종장치계통에는 구동장치와 그것이 구동하고 있는 조종계통과의 관계를 조종사에게 표시하는 장치를 갖추어야 한다.

(c) 자동조종장치계통의 조작을 위한 수동조종장치는 조종사가 용이하게 조종할 수 있어야 한다.

(d) 자동조종장치계통은 수정조작이 적당한 시간내에 시작되는 경우 정상의 운용중 혹은 고장이 발생하는 경우 어떠한 비행상태에서도 조종사가 조정가능범위내에서 회전익항공기에 위험한 하중을 주거나 비행경로에 위험한 편위를 주는 일이 없도록 설계하고 조종하여야 한다.

(e) 만약 자동조종장치가 보조 조종장치로 부터의 신호를 통합하거나 또는 다른 장비의 운용을 위해 신호를 제공한다면 부주의한 작동을 방지하기 위해 확실한 내부 고정 및 작동 순서가 마련되어야 한다.

(f) 만약 자동조종계통이 항공기에 탑재된 항법 장비와 연동될 수 있다면 조종사에게 현재 운용 상태를 알려 주는 장치가 구비되어 있어야 한다. 선택 스위치 위치는 지시 장치로서 바람직하지 않다.

TA급 회전익항공기에 대해서는 다음의 규정에 따라야 한다.

(a) 동력공급을 요하는 각 비행기에는 다음의 것을 갖추어야 한다.

(1) 2개의 독립된 동력원

(2) 둘 중 하나의 동력원을 선택하는 장치

(3) 계기의 적절한 성능을 유지할 수 있는 동력이 공급되지 않을 때 이를 알려주는, 각 계기에 장착되어 있는 시각적 표시 장치. 동력은 계기로 입력되는 부분이나 그 근처에서 측정되어야 한다. 전기 계기의 경우 전압이 승인 한계 내에 있을 때 동력은 적절한 것으로 간주한다.

(b) 1개의 동력원에 접속된 비행계기의 고장 1개의 동력원에서 에너지공급의 고장 동력배분계통 일부분의 고장으로 다른 동력원에서 적절한 에너지의 공급이 방해되지 않도록 동력공급계통을 설치하여야 한다.

각 조종석에 위치해 있는 필요비행계기를 운용하는 계통은 다음의 사항에 적합하여야 한다.

(a) 주 조종사를 위한 필요 비행계기만이 운용계통에 연결되어야 한다.

(b) 장비, 계통 및 장착은 단일 결함 또는 일어날 수 있는 조합된 결함 이후에도 승무원의 추가적인 행동없이도 비행계기에 의해 제공되어 지는 비행 안전성에 중요한 정보의 표시를 조종사가 이용할 수 있어야 한다.

(c) 일어날 가능성이 있는 추가 계기, 계통 또는 장비의 기능 불량 시에도 필요 비행계기의 계속적인 정상 기능이 보장되지 않는다면 추가적인 계기, 계통 또는 장비는 부 조종사를 위한 운용계통에 연결되어서는 안 된다.

만약 비행지시 계통이 장착되어 있다면 현재 운용상태를 비행 승무원에게 알려주는 수단이 구비되어야 한다. 선택 스위치의 위치는 지시 수단으로 적합지 않다.

(a) 계기 및 계기배관

(1) 각 동력장치 및 보조동력장치의 계기배관은 5.4.2, 5.10.2의 규정에 적합하여야 한다.

(2) 가압된 가연성액체를 포함하는 계기배관은 다음 1), 2)에 적합하여야 한다.

(i) 배관이 고장인 경우 과량의 유체의 유출을 막기 위해 압력원에 제한 또는 기타의 안전장치를 설치하여야 한다.

(ii) 유체의 유출에 의해 위험이 발생치 않도록 배치하여야 한다.

(3) 가연성액체를 사용하는 각 동력장치계기는 유체의 유출에 의해 위험이 발생하지 않도록 설치하고 배치하여야 한다.

(b) 연료유량계. 각 연료탱크에 있는 사용가능연료를 ℓ또는 이와 비슷한 단위로써 바행중 승무원에게 지시하는 장치를 구비하여야 한다. 또 다음의 “가”에서 “나”까지의 규정에 따라야 한다.

(1) 각 연료유량계는 연료탱크내에 남은 유량이 5.3.5에 규정하는 사용불능량이 되는 경우 수평비행에서 영을 지시하여야 한다.

(2) 2개이상의 연료탱크가 중력시 공급장치에 의해 가까이 접속 통기되어 있고 각 연료탱크에서 독자적으로 공급할 수 없는 경우에는 적어도 1게의 연료유량계를 갖추어야 한다.

(3) 연료출구 및 탱크의 공간부가 서로 연결되어 있는 연료탱크들은 1개의 연료탱크로 간주하고 따로 지시기는 손상의 우려가 없도록 보호하여야 한다.

(4) 노출된 지시기는 손상의 우려가 없도록 보호하여야 한다.

(c) 연료유량계통. 연료유량계를 장비하는 경우 각 계량부분의 작동불량으로 인하여 현저히 연료의 흐름을 방해하는 경우 연료를 바이패스시키는 장치를 갖추어야 한다.

(d) 오일유량계. 오일의 양을 표시하기 위하여 막대 게이지 또는 이것과 대등한 장치를 갖추어야 한다.

(1) 각 탱크 내에서

(2) 각 변속기 기어박스 내에서

(e) 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 다음과 같아야 한다.

(1) 29.1305(a)(22)에서 요구하는 지시기에 신호를 제공하도록 설계되어야 한다.

(2) 비행 중 각 검출기 전기 회로 및 신호를 승무원이 점검할 수 있는 장치가 구비되어야 한다.

전기계통 및 장비

(a) 전기계통의 용량. 필요한 전원의 용량, 수 및 전원의 방식은 다음에 적합하여야 한다.

(1) 전기부하해석에 의하여 결정하여야 한다.

(2) 29.1309항의 요구사항을 만족하여야 한다.

(b) 발전계통. 발전계통은 전원 모선 송전용 전선 및 관련된 조작 조정과 안전장치를 포함한 것이어야 한다. 발전계통은 다음의 (1)항에서 (6)항까지의 규정에 따라 설계된 것이어야 한다.

(1) 전원은 단독작동 혹은 병렬작동의 어느 경우에 있어도 정확이 작동하여야 한다.

(2) 어떤 전원이 고장나더라도 혹은 작동불량이 되더라도 위험을 가져오지 않아야 하며 나머지 전원이 필수부하에 전력을 공급하는 것을 방해하여서는 안 된다.

(3) 모든 필수부하장치의 단자에서의 계통전압 및 주파수(적용되는 경우에는) 가능한 어떠한 작동상태에서도 해당 장치가 설계된 한계내에 유지되어야 한다.

(4) 스윗치 조작 고장회복 혹은 기타의 원인에 의한 계통의 과도현상이 필수부하를 작동하지 않게 하는 일 발연 혹은 화재를 발생케 하는 일이 있어서는 안 된다.

(5) 비행중 담당승무원이 전원을 단독으로 또한 전체를 차단할 수 있는 장치를 갖추어야 한다.

(6) 안전한 운용에 필요한 발전계통의 양 예를 들면 각 발전기에서 공급되는 전압 및 전류를 담당승무원에게 지시하는 장치를 갖추어야 한다.

(c) 외부 전원. 회전익 항공기에 외부 전원을 연결하는 장치가 있고 외부전원이 발동기 시동 이외에 장비품에 전기적으로 연결될 수 있다면 역극성 또는 역 위상 순서를 가진 외부 전원 공급원이 회전익 항공기의 전기 계통에 전원을 공급할 수 없도록 하는 장치가 구비되어야 한다.

(d) 정상 전력 발전계통이 부작동시 운전.

(1) 정상 (배터리를 제외한 전력 공급원) 전력발전 계통이 작동되지 않고 (발동기 정지 및 재시동 능력 관점에서) 위험한 형태의 연료 상태일 때 회전익 항공기가 초기에 최고 인증 고도에서 5분 이상동안 시계비행(VFR) 조건에서 안전하게 운용할 수 있음을 분석, 시험 또는 둘 다를 통해 증명되어야 한다. 전기계통의 부품은 다음과 같다면 계속 작동 가능하여야 한다.

(i) 전선 묶음 또는 연결박스(junction box) 화재를 포함한 단일 기능불량이 꺼져 있거나 켜져 있는 부품의 손실을 초래하지 않는다

(ii) 켜져 있는 부품이 전기적 및 기계적으로 꺼져 있는 부품과 분리되어 있다

(2) TA급 회전익 항공기에 대한 추가 요구사항

(i) 정상적인 전력 발전 계통의 손실이 발생할 가능성이 극히 없음이 증명되지 않았다면 정상 전력 발전계통과 독립적인 계속적인 안전 비행과 착륙에 필요한 모든 계통에 충분한 전력을 공급해 줄 수 있는 용량의 비상 전력 계통이 구비되어야 한다.

(ii) 연결박스(junction box), 조종 판넬 또는 전선 묶음의 화재를 포함한 정상 및 비상계통의 손실을 초래할 수 있는 고장이 거의 발생하지 않음을 증명하여야 한다.

(iii) 긴급한 안전성에 필요한 계통은 정상 전력 발전계통의 손실 이 후에 비행 승무원의 조작없이도 계속 작동하여야 한다.

(a) 전기장비품 조작장치 및 전선은 한 부품 혹은 여러 부품으로 된 계통의 작동이 안전한 운용에 필요한 다른 전기부품 혹은 계통의 동시작동하는 데 있어 해로운 영향을 주지 않도록 장착하여야 한다.

(b) 전선은 많은 전류를 통하고 있는 전선에 고장이 있더라도 필수회로의 손상을 가능한 최소로 하도록 묶어서 배치하여야 하며 또한 간격을 두어야 한다.

(c) 축전지는 다음의 규정에 따라 설계하고 장착하여야 한다.

(1) 모든 충전 및 방전상태에서 전해액의 온도 및 축전지 내압은 안전장치로 보존되어야 한다. 축전지는 완전방전후 다음의 상태에서 재충전하는 경우 전해액의 온도는 조절불능에 도달하기까지 상승하여서는 안된다.

(i) 최대조정전압상태

(ii) 최장시간의 비행상태

(iii) 운용 중에 생길 수 있는 가장 불리한 냉각상태

(2) (a)(1)항의 적합성은 시험에 의해서 증명되어야 하지만 유사한 충전지 및 장착상태에서 전해액의 온도 및 축전지내압을 안전치로 유지하면 안전상 아무런 문제가 되지 않는다는 것이 운용상의 경험에 의하여 증명되는 경우에는 시험은 필요치 않다.

(3) 정상 운용중에 충전계통 또는 충전지장치의 작동이 불량한 결과 축전지에서 방출되는 푹발성 기체 혹은 유해기체가 위험을 초래할 정도의 양이 비행기내에 축적되는 일이 있어서는 안된다.

(4) 축전지에서 방출 또는 유출되는 부식성의 유체가 그 주위의 회전익항공기 구조 혹은 그 부근의 주요한 기기를 손상시키는 일이 있어서는 안된다.

(5) 엔진시동이나 지상장비로 사용할 수 있는 각각의 니켈-카드늄 축전지 장착은 축전지나 각각의 셀 합선에서 생성되는 축전지의 최대과열량에 의하여 구조 또는 중요한 계통에 위험한 영향을 미치지 않도록 하는 설비가 있어야 한다.

(6) 엔진시동이나 지상장비로 사용할 수 있는 니켈-카드늄 축전지의 장착은 다음 사항을 갖추어야 한다.

(i) 축전지의 과열을 방지하기 위하여 자동적으로 축전지의 충전량이 조절되는 계통

(ii) 온도초과로 인하여 축전지를 충전근원으로부터 연결을 끊기 위한 축전지 온도감지와 초과온도 경고계통

(iii) 축전지의 부작동으로 인하여 축전지를 충전근원으로부터 연결을 끊기 위한 축전지 부작동감지와 경고계통

(a) 배전계통은 배전모선 이것에 연결된 배전선 각 조종장치 및 안전장치를 포함한다.

(b) 특정의 장비품 혹은 계통에 대한 두개의 독립적인 전력 공급원이 감항기술기준에 의해 요구된다면 그러한 장비나 계통에 대한 하나의 전력원이 고장시에 장비 또는 계통의 작동의 유지를 자동 또는 수동으로 선택할 수 있는 다른 전력공급원(분리된 송전선을 포함한)이 구비되어야 한다.

(a) 배선의 고장 혹은 계통에 연결된 장비품의 중대한 작동불량인 경우 전기계통에 미치는 악영향과 회전익항공기에 주는 위험을 가능한 최소로 하기 위하여 자동안전장치를 갖추어야 한다.

(b) 발전계통의 보호 및 제어장치는 위험한 과전압으로부터 보호를 위해 신속하게 관련된 모선으로부터 결함 전력 공급원 및 전력 전송장비를 끊고 전원 공급을 중지하도록 설계되어야 한다.

(c) 재접속식은 각 안전장치는 과부하 혹은 회로의 고장이 생긴 경우에 조작장치의 위치에 관계없이 회로를 차단하도록 설계하여야 한다.

(d) 회로차단기의 리셋트 혹은 퓨우즈의 교환이 비행안전에 필수적인 경우에는 이 회로차단기 혹은 퓨우즈를 비행중 신속히 리셋트 혹은 교환할 수 있도록 배치하여야 하고 표시하여야 한다.

(e) 필수적인 부하회로는 개별적인 회로 보호장치를 가져야 한다. 그러나 필수부하계통내의 각 회로에 (예를 들면 회로내의 각 위치등 회로) 대한 개별적 보호장치는 필요치 않다.

(f) 퓨우즈를 사용하는 경우에는 정격마다 안전한 보호회로에 필요한 개수의 반수이상의 예비 퓨우즈를 비행중에 사용할 수 있도록 비치하여야 한다.

(g) 자동 리셋트 회로차단기는 장비에 전력을 공급해 주는 전선에 대한 회로 보호장치가 구비되어 있다면 전기 장비의 전체 보호기로서 사용될 수 있다.

(a) 전기계통의 구성부는 29.831항 및 29.863항의 화재 및 발연장치에 관한 규정에 적합하여야 한다.

(b) 비상조작에 필요한 지정방화구역내에 배치하는 모든 전선단자 및 장비품은 제2종 이상의 내화성재료로 된 것이어야 한다.

(c) 회전익 항공기에 장착된 전기선 및 케이블 상의 절연물은 part 25의 부록 F, part I(a)(3)에 따라 시험될 때 자체 고화성이 있어야 한다.

(a) 전기계통에 대하여 실험소에서 시험을 실시하는 경우에는 다음의 규정에 따라 시행하여야 한다.

(1) 시험은 회전익항공기와 동일한 발전장치를 사용한 목업(Mock up)에서 실시하여야 한다.

(2) 장치는 정확한 실험결과를 얻도록 배전선 및 연결된 부하의 전기적 특성을 실제와 같은 상태로 하여야 한다.

(3) 실험소용 발전기 구동장치는 발전기의 고장에 의한 부하를 포함시킨 발전기의 부하상태의 반작동에 대하여 실제 비행기의 구동원의 것과 같이 시뮤레이숀된 것이어야 한다.

(b) 비행상태가 실험소 혹은 회전익의 지상시험에서 충분하게 실제와 같이 시험할 수 없는 경우에는 비행시험을 반드시 하여야 한다.

등

계기등은 다음에 적합하여야 한다.

(a) 각 계기, 스위치 및 기타 장치를 쉽게 읽을 수 있어야 한다.

(b) 계기등은 다음에 적합하게 장착되어야 한다.

(1) 직사광이 조종사의 눈에 비치지 않아야 한다.

(2) 유해한 반사광이 조종사에게 보이지 않아야 한다.

(a) 착륙등 혹은 하버링등은 승인된 규격에 정하여진 것이어야 한다.

(b) 착륙등은 다음의 규정에 따라야 한다.

(1) 조종사에게 유해한 빛이 보여서는 안된다.

(2) 조종사는 흐림상태(Halation)로 인하여 중대한 영향을 받지 않도록 하여야 한다.

(3) 하버링 및 착륙을 포함한 야간운용에 충분한 조명을 줄일 수 있어야 한다.

(c) 다음의 경우에는 1개의 독립된 스위치를 갖추어야 한다.

(1) 떨어져 장착된 각 착륙등

(2) 공통인 장소에 장착한 착륙등의 각 그룹

(a) 일 반. 항공등계통의 각 부분은 29.1387항에서 29.1397항까지의 규정에 따라야 한다. 또한 각 계통은 전체로 취급하는 경우에는 29.1387항에서 29.1397항까지의 규정에 따라야 한다.

(b) 전방항공등. 전방항공등은 좌우방향에 가능한 떨어져 회전익항공기의 전방에 부착한 한 개의 적색등과 한 개의 녹색등으로 구성되며 회전익항공기가 정상 비행자세에서 적색등은 왼쪽에 녹색등은 오른쪽에 장착하여야 한다. 각 등은 승인된 규격에 의한 것이어야 한다.

(c) 후방항공등. 후방항공등은 가능한 후방에 장착한 한 개의 백색등 이어야 하며 각 등은 승인된 규격에 의한 것이어야 한다.

(d) 회 로. 두 개의 전방항공등과 한 개의 후방항공등은 하나의 회로로 구성하여야 한다.

(e) 등덮개 및 색휠터. 항공등의 등덮개 및 색휠터는 제3종이상의 내화성재료로 된 것이어야 하고 색 또는 형상이 변하지 않아야 한다. 또한 정상적인 사용에서 빛의 투과율이 저하되지 않도록 만들어진 것이어야 한다.

(a) (e)항에 규정된 경우를 제외하고 각 전방 및 후방항공등은 장착된 상태에 있어서 이 절에서 규정하는 2면각내에 부동광을 발광시켜야 한다.

(b) 2면각 L(왼쪽)란 회전익항공기의 기축에 따라 전방을 볼 때 기축에 평행한 수직면과 이것보다 왼쪽으로 110도인 각을 만드는 수직면으로 형성하는 공간을 말한다.

(c) 2면각 R(오른쪽)란 항공기의 기축에 따라 후방을 볼 때 기축을 포함한 수직면과 이것보다 오른쪽으로 110도인 각을 만드는 수직면으로 형성하는 공간을 말한다.

(d) 2면각 A(뒤)란 회전익항공기의 기축에 따라 후방을 볼 때 기축을 포함한 수직면에 대하여 좌우에 각각 70도인 각을 이루고 기축상에서 교차하는 두 개의 수직면이 형성하는 공간을 말한다.

(e) 후방항공등은 29.1385(c)항에 따라 가능한 후방에 장착하는 경우 부동광이 2면각 A내에서(29.1385(c)항에서 규정한) 빛을 내지 못하는 경우에는 입체각으로 합계해서 0.04스테라디안(Steradian) 이하의 시야방해는 허용한다. 단, 이같은 입체각은 정점이 후방항공등의 위치에 있고 모선이 후방항공등을 지나는 수직선과 30도가 되는 원추의 중앙에 있어야 한다.

(a) 일 반. 이 장에서 규정하는 광도는 모든 등덮개와 색휠터를 붙인 신품의 항공등에서 얻어지는 광도를 말한다. 광도는 회전익항공기의 정상작동전압에서 광선의 평균발광출력에 동일한 정상치에서 광원을 점등해서 결정하여야 한다. 형광등의 배광과 광도는 (b)항의 규정에 적합하여야 한다.

(b) 전방 및 후방항공등. 전방 및 후방항공등의 배광과 광도는 수평면내의 최소광도 어느 수직면에서든 최소광도 및 2면각 L, R 및 A 내의 중복광의 최대광도로서 나타내어야 하고 또한 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 수평평면내의 광도. 수평평면(회전익항공기의 세로축을 포함하고 회전익항공기의 대칭면에 수직인 평면) 내의 광도는 29.1391항에 제시된 수치이상이어야 한다.

(2) 수직평면내의 광도. 수직면내의 광도는 29.1393항에 제시된 수치이상이어야 한다. 29.1393항에 표시한 I 는 수평면에서 대응하는 각도에 대하여 29.1391에 제시된 최소광도이다.

(3) 인접신호간의 빛의 중복. 인접신호간의 중복광도는 29.1395에 제시된 수치를 넘어서는 안된다. 단, 중복광도가 주 신호광도의 명료도를 방해하지 않는다면 29.1391항 및 29.1393항에 제시된 최소치보다 충분히 큰 신호광도를 사용하는 경우에는 규정이상의 중복광도를 인정할 수 있다.

각 항공등의 광도는 다음의 표에 제시된 수치이상이어야 한다.

2 면 각 | 전방으로 향해서 세로축의 오른쪽 혹은 왼쪽의 각도 | 광도(칸델라)

| 0°에서 10°까지 | 40

L 및 R (전방 적색 및 녹색) | 10°에서 20°까지 | 20

| 20°에서 110°까지 | 5

A(후방 백색) | 110°에서 180°까지 | 20

각 항공등의 광도는 다음의 표에 제시된 수치 이상이어야 한다.

수평면에서 위 또는 아래의 각도 | 광 도, I

0° | 1.00 I

0°에서 5°까지 | 0.90 I

5°에서 10°까지 | 0.80 I

10°에서 15°까지 | 0.70 I

15°에서 20°까지 | 0.50 I

20°에서 30°까지 | 0.30 I

30°에서 40°까지 | 0.10 I

40°에서 90°까지 | 0.05 I

각 형광등의 광도는 다음의 표에 제시된 수치이상이어야 한다. 단, 29.1389(b)(3)의 규정에 따르는 경우는 제외한다.

중 복 | 최대광도

구 역 A(칸텔라) | 구 역 B(칸텔라)

2면각 L내의 녹색 | 10 | 1

2면각 R내의 적색 | 10 | 1

2면각 A내의 녹색 | 5 | 1

2면각 A내의 적색 | 5 | 1

2면각 L내의 후방백색 | 5 | 1

2면각 R내의 후방백색 | 5 | 1

(a) 구역A란 광원을 포함하는 수직면으로 경계면과 만드는 각이 10도이상 20도이하에 포함되는 인접 2면각내의 부분을 말한다.

(b) 구역B란 광원을 포함하는 수직면으로 경계면과 만드는 각이 20도이상인 것을 포함하는 인접 2면각내의 부분을 말한다.

항공등의 색은 다음의 적절한 국제조명위원회의 색도좌표를 가져야 한다.

(a) 항공적

y ≤ 0.335

z ≤ 0.002

(b) 항공녹

x ≤ 0.440 - 0.320y

x ≤ y - 0.170

y ≤ 0.390 - 0.17x

(c) 항공백

y ≥ (x - 0.040) 혹은 (yo - 0.010) 중에서 작은 수치

y ≤ (x + 0.020) 및 (0.636 - 0.400x);

이 경우 yo는 해당 x의 수치에 대응하는 흑체복사의 y 좌표이다.

(a) 수상에서 운용하는 회전익항공기에 정박등을 장착하는 경우에는 다음의 규정에 따라야 한다.

(1) 야간에 맑은 대기중에서 적어도 3.5km(2nm)의 먼 곳에서 백색광을 확인할 수 있어야 한다.

(2) 회전익항공기가 물위에 계류하거나 표류하는 경우에는 최대가능한 부동광을 발할 수 있게 장착하여야 한다.

(b) 정박등은 외부에 매어다는 등이라도 무방하다.

(a) 일 반. 충돌방지등계통은 다음의 규정에 따라야 한다.

(1) 승인된 규격에 의한 한 대이상의 충돌방지등으로 구성되고 방사되는 빛은 승무원의 시계를 방해하지 않아야 하며 또한 형과등의 명료도를 손상하는 것이어서는 안된다.

(2) (b)항에서 (f)항까지의 규정에 따라야 한다.

(b) 투광범위. 층돌방지등계통은 회전익항공기의 형상 및 비행특성을 고려하여 회전익항공기의 주위의 모든 중요구역에 투관가능한 등으로 구성하여야 한다. 투광범위는 어떠한 경우에도 회전익항공기의 수평면의 상호 30도이내의 모든 방향에 투광되여야 한다. 단, 입체각으로 합계하여 0.5스테라디안이하의 시각장해는 허용할 수 있다.

(c) 섬광특성. 충돌방지등계통의 광원의 수 빛의 폭 회전속도등의 특성을 고려한 계통의 장착은 매분 40이상 100이하의 유효섬광횟수를 생기게 하여야 한다. 유효섬광횟수는 회전익항공기의 충동방지등의 모든 계통을 갖는 경우에는 그 중복부분을 포함하는 모든 부채꼴부분에도 적용하는 것으로 한다. 중복부분에서 섬광회수는 매분 100이상이어도 무방하나 매분 180을 넘어서는 안된다.

(d) 색. 충돌방지등의 색은 29.1397항에 규정한 항공적색이어야 한다.

(e) 광 도. 모든 수직면내에서 최소광도는 유효광도를 나타내는 경우 (f)항에 적합하여야 한다. (적색휠터를 사용하는 것에 대해서는 적색휠터를 사용한 상태로 측정할 것) 유효광도를 결정하는데는 다음의 식을 사용하여야 한다.

단, Ie = 유효광도(칸델라)

I(t) = 시간의 함수인 순간광도

t2 - t1 = 섬광시간 간격(초)

일반적으로 유효광도의 최대치는 유효광도가 t2 및 t1에서의 순간광도와 같아지도록 t2 및 t1을 선택하는 경우 얻어진다.

(f) 충돌방지등의 최소유효광도. 충돌방지등의 유료광도는 다음의 표에 제시한 수치이상이어야 한다.

수평면에서 위 또는 아래의 각도 | 유효광도(칸텔라)

0°에서 5°까지 | 150

5°에서 10°까지 | 90

10°에서 20°까지 | 30

20°에서 30°까지 | 15

안전장비

(a) 근접성. 구명대 자동방출장치의 승무원이 비상시에 조작하여야 할 안전장비품은 쉽게 접근할 수 있는 것이어야 한다.

(b) 비치설비. 필요한 비상장비품의 비치설비를 갖추어야 하고 다음의 사항을 만족하여야 한다.

(1) 장비에 직접 근접할 수 있도록 배치되어야 하고 위치가 명확하여야 한다.

(2) 부주의한 손상으로부터 안전장비는 보호되어야 한다.

(c) 비상탈출구 하강장치. 29.809(f)항의 규정에 의한 요구하는 비상탈출구 하강장치의 비치설비를 정하여진 탈출구에 갖추어야 한다.

(d) 구명대. 구명대는 비상착수시 즉시 내릴 수 있도록 탈출구의 부근에 배치하여야 한다. 자동적으로 혹은 원격조작에 의해서 회전익항공기로부터 방출되는 구명대는 29.1415항에 규정하는 예인줄로서 비행기와 연결하여야 한다.

(e) 장거리 신호장치. 29.1415항에 규정하는 장거리 신호장치의 비치설비는 비상착수시에 사용하는 탈출구의 부근에 배치하여야 한다.

(f) 구명구. 구명구는 승무원 및 승객의 전원이 각기 착석한 곳에서 손이 닿는 위치에 비치하여야 한다.

(a) 안전벨트 장착필요시에 승객에 지시하는 장치를 구비한 경우에는 이들 장치는 어느 편의 조종석에서도 이 장치를 조작할 수 있도록 장착하여야 한다.

(b) 안전벨트의 결합부는 금속으로 만들어야 한다.

(a) 운항에 관한 규정에 의해서 비상착수장치 및 비상신호장치는 다음의 규정에 따라야 한다.

(b) 각 구명대 및 각 구명구는 승인된 것이어야 한다. 또한 다음의 규정에 따라야 한다.

(1) 회전익 항공기의 탑승객을 수용할 수 있는 거의 동등한 정격 수용량과 부력을 가진 2개 이상의 구명대를 구비하여야 한다.

(2) 각 구명대는 승인된 생환용구를 구비하여야 한다. 이 예인줄은 구명대를 회전익항공기의 부근에 매어 놓을 수 있어야 하고 또한 회전익항공기가 침몰하기 전에 구명대를 방출할 수 있도록 설계된 것이어야 한다.

(c) 각 구명대는 구명줄과 예인줄을 구비하여야 한다.

(d) 한 개의 구명대로 사용가능한 승인된 생환용의 항공기용 구명무전기를 구비하여야 한다.

(a) 결빙 조건에서 비행 승인을 받기 위해서는 이 절에 대한 적합성을 증명하여야 한다.

(b) 회전익 항공기 고도 범위 내에서 이 part의 부록 C에 따라 결정된 계속적인 그리고 간헐적인 최대 결빙조건에서 회전익 항공기가 안전하게 운용할 수 있음을 실증하여야 한다. 회전익 항공기의 다양한 구성품에 대한 결빙방지 계통의 적절성을 입증하기 위해 회전익 항공기 운용 요구사항에 근거한 분석을 수행하여야 한다.

(c) 이 절의 (b)항에 기술된 분석 및 물리적 평가에 추가하여 결빙 방지계통 및 구성품의 유효성은 표준에 맞는 자연 대기 결빙 조건에서 회전익 항공기 또는 그 구성품의 비행 시험이나 또는 결빙방지 계통의 적절성을 판단하는데 필요하다고 판단되는 다음의 시험 중 하나 이상을 통하여 증명되어야 한다.

(1) 구성품이나 구성품 모델에 대한 실험실 건조 공기 또는 모의 결빙 시험 또는 이들의 조합

(2) 전체나 개별적인 구성품으로서 결빙방지 계통의 비행 건조 공기 시험

(3) 정확한 모의 결빙조건에서 회전익 항공기 또는 구성품의 비행 시험

(d) 이 규정의 결빙방지 장치는 항공기에 근본적으로 적용하여야 한다. 동력장치 장착 요구조건은 이 part의 subpart E에 포함되어 있다.

(e) 회전익 항공기의 중요 부품에서의 결빙 생성을 확인하고 알려 주는 장치가 구비되어 있어야 한다. 달리 제한되어 있지 않다면 주간 운용 뿐만 아니라 야간 운용시에도 사용가능하여야 한다. 회전익 항공기 비행 교범은 결빙 생성을 확인하는 장치를 기술하여야 하고 결빙조건에서 회전익 항공기의 안전한 운용에 필요한 정보를 포함하여야 한다.

기타 장비품

(a) 무선통신장비 및 무선항법장치는 어떠한 임계환경상태에 있어서도 그 자체 조작방법 및 기타의 구성부품에 미치는 영향이 위험한 것이어서는 안된다.

(b) 무선통신 및 항법장비품 조작장치 및 전선은 어떠한 당일부품 혹은 부품의 계통의 작동이 이 장에서 혹은 운항에 관한 규정에서 요구하는 기타 무선 및 전자부품의 계통 혹은 구성부와 동시에 작동하는 것에 나쁜 영향을 주지 않도록 장착하여야 한다.

(a) 정규의 압력조절밸브 이외에 공기의 배출온도가 위험치에 도달한 경우 배출관내 압력을 진공펌프로부터 자동적으로 누출시키는 장치를 갖추어야 한다.

(b) 가연성인 액체를 포함할 가능성이 있는 펌프의 배출쪽의 배관 및 연결부는 지정방화구역내에 장착하는 경우에는 29.1183항의 규정에 적합하여야 한다.

(c) 지정방화구역내에 있는 진공계통의 기타 구성부는 제2종 이상의 내화성재료로 된 것이어야 한다.

(a) 설 계. 각 유압계통은 다음의 규정에 따라 설계하여야 한다.

(1) 유압계통의 각 구성부는 해로운 영구변형이 일어나지 않고 최대운용 유압하중과 동시에 가해질 것으로 예상되는 구조하중에 견디도록 설계하여야 한다.

(2) 유압계통의 각 구성부는 (b)항에 규정하는 압력보다 충분히 큰 압력에 견디며 사용중에 파열되지 않도록 설계하여야 한다.

(3) 각 주유압계통의 압력을 지시하는 장치를 갖추어야 한다.

(4) 유압계통의 어느 부분의 압력도 이 계통의 최대운용압력보다 크게 정한 안전한계를 넘지 않도록 보호하고 또한 막힌 상태로 방치된 긴 배관이 작동유의 체적변화에 의해서 과대압력이 되지 않도록 하는 보호장치를 갖추어야 한다. 운용중에 생기는 유해한 과도적(서어지)압력에 대한 고려를 하여야 한다.

(5) 유압계통의 배관, 접속부, 기타 부분은 과도한 진동을 일으키지 않도록 또한 관성하중에 견디도록 장착하여야 한다. 각 장착부분은 마모, 부식 또는 기계적 손상에 대하여 보호하여야 한다.

(6) 유관배관중에 상대운동 혹은 상대적인 진동이 있는 곳을 연결하는 장소에는 가요성을 주는 장치를 사용하여야 한다.

(b) 시 험. 유압계통의 각 구성부는 손상 작동불량 혹은 유해한 변형이 되지 않고 정상의 운용중에 각부가 받는 최대압력의 1.5배인 압력에서 시험을 하여야 한다.

(c) 화재방지. 가연성인 작동유를 사용하는 유압계통은 29.861항, 29.1183항, 29.1185항 및 29.1189항의 규정에 적합하여야 한다.

(a) 한 개 이상의 화물실에 비행중 근접하는 경우에 보호호흡장치는 담당승무원이 사용하도록 된 것이어야 한다.

(b) (a)항 또는 운항에 관한 규정에 의한 보호호흡장치가 요구되는 경우에는 다음의 규정에 따라야 한다.

(1) 보호호흡장치는 승무원이 조종실에서 근무중 연기 탄산가스 또는 기타의 유해가스로부터 보호되도록 설계 한 것이어야 한다.

(2) 보호호흡장치에는 다음을 포함하여야 한다.

(i) 눈, 코, 입을 막는 마스크

(ii) 코, 입을 막는 마스크와 눈을 가리는 부속장치

(3) 보호호흡장치는 BTPD 30ℓ/min의 호흡을 하는 경우 압력고도 2,400 m(8,000 ft)에 있어서 승무원 1인당 10분간 계속하여 보호산소를 공급할 수 있는 것이어야 한다.

주 ; BTPD는 체온상태(실내압력의 건조기체에서 37℃)인 것을 말한다.

(a) 운항에 관한 규정에 따라 요구되는 각 조종실용 음성기록장치는 승인된 것이어야 하며 다음의 것을 기록할 수 있도록 장착하여야 한다.

(1) 무선에 의한 회전익항공기내에서의 송신 혹은 수신되는 음성통신

(2) 조종실내의 승무원간의 음성통신

(3) 회전익항공기의 인터폰계통을 사용한 조종실내의 승무원간의 음성통신

(4) 헤드셋이나 확성기로 전달하는 항법이나 착륙보조에 사용한 음성 혹은 신호음

(5) 승객확성기계통으로서 (c)(4)(ii)항의 요구에 따라 제4챤넬이 이용되는 경우 승객확성기계통을 사용한 승무원의 음성통신

(b) (a)(2)항의 규정의 기록은 다음의 방법에 따라야 한다.

(1) 정 및 부조종사에서의 음성통신 및 조종실의 기타 승무원에게 지시하는 경우는 이들 승무원의 음성통신을 기록하는데 가장 좋은 위치에 놓여진 1개의 조종실용 마이크로폰을 갖춘다.

(2) 항상 작동되며 음성에 의해 작동되는 립 마이크로폰을 정 및 부조종사석에 갖춘다. 이 항에서 규정하는 마니크로폰은 조종실의 잡음상태에서의 기록 및 재생시에 기록된 통신의 명료도를 높일 수 있는 위치를 정하여야 한다. 또한 필요한 경우에는 기록장치의 앞부분 증폭기 및 여과기 조절하든지 혹은 추가하여야 한다. 명료도를 평가하는데는 재생된 것을 사용하여도 무방하다.

(c) 각 조종실용 음성기록장치는 다음의 각 음원에서 받은 (a)항에 규정한 통신 혹은 신호음이 각기 다른 찬넬에 기록하도록 장착하여야 한다.

(1) 제1챤넬에는 정조종사석에서 사용하는 마이크로폰 헤드셋 혹은 확성기로부터의 소리

(2) 제2챤넬에는 부조종사석에서 사용하는 마이크로폰 헤드셋 혹은 확성기로부터의 소리

(3) 제3챤넬에는 조종실의 마이크로폰 혹은 정조종사석 및 부조종사석에서 항상 작동하고 있는 립 마이크로폰의 소리

(4) 제4챤넬에는 (i), (ii) 및 (iii)항 이외의 다음에 지적하는 소리

(i) 제3 및 제4의 승무원석에서 사용하는 마이크로폰 헤드셋 혹은 확성기의 소리

(ii) (c)(4)(i)항에서 규정하는 장소가 요구되지 않은 경우 또는 이 같은 장소의 신호가 기타의 챤넬로서 기록되고 승객확성기계통의 신호가 기타의 챤넬로 기록되지 않은 경우에는 승객확성기계통과 함께 사용되고 있는 조종실의 마이크로폰에서의 소리

(iii) 회전익항공기의 확성기계통과 같이 사용하는 조종실의 각 마이크로폰으로부터의 소리로 기타의 챤넬에 기록되지 않은 것.

(d) 조종실의 음성기록장치는 다음의 규정에 따라 장착하여야 한다.

(1) 필수 혹은 비상용 부하의 전원공급을 방해하지 않고 조종실 음성기록장치의 작동에 가장 신뢰성이 있는 모선에서 조종실 음성기록장치의 전원을 취하여야 한다.

(2) 파괴충격을 받은 후 10분이내에 기록장치를 정지시키는 동시에 각 기록소거기능의 작동을 방지케 하는 자동장치를 갖추어야 한다.

(3) 음성기록장치의 작동이 정상임을 비행전에 점검할 수 있도록 가청 혹은 가시의 장치를 갖추어야 한다.

(e) 기록부 보관상자는 파괴충격이나 화재에 의한 기록의 파손을 최소로 할 수 있는 위치에 장착하여야 한다

(f) 조종실용 음성기록장치에 큰 용적의 기록소거장치가 있는 경우에는 착오작동과 파괴충격중에 기록소거장치가 작동하는 가능성을 최소로 하도록 장착하여야 한다.

(g) 각 기록보관상자는 밝은 오렌지색 또는 밝은 황색이어야 한다.

(a) 운항기술기준의 운용 규칙에 의해 요구되는 각 비행기록장치는 다음이 가능하도록 장착되어야 한다.

(1) 이 part의 적용 가능한 29.1323, 29.1325 및 29.1327항의 정확한 요구조건을 만족하는 공급원으로부터 획득되어진 속도, 고도 및 방향 자료를 제공받아야 한다.

(2) 수직 가속도 감지기는 단단하게 고정되어야 하고 회전익 항공기의 승인된 무게 중심 제한 내에 세로로 위치되어야 한다.

(3) 중요 또는 비상 부하에 해를 끼치지 않고 비행기록장치의 최대 작동 신뢰성을 보장할 수 있는 모선으로부터 전력을 공급 받아야 한다.

(4) 저장 매체 내의 올바른 자료 기록을 위해 비행 전에 기록 장치를 점검하기 위한 음성 또는 시각 장치가 구비되어 있어야 한다.

(5) 발동기 구동에 의한 전기 발전계통에 의해서만 전력을 공급 받는 기록 장치를 제외하고 임의의 추락 충격 이후 10분 내에 자료 삭제 특성을 가진 기록 장치를 동시에 정지시키고 기능에 의한 삭제를 방지하는 자동 장치가 구비되어야 한다.

(b) 각 분리 불가한 기록장치 보관함은 추락 충격에 의한 보관함 파괴의 가능성 및 추락 충격의 결과로 인한 화재로부터의 자료 손상을 최소화 하도록 위치되고 장착되어야 한다.

(c) 속도, 고도 및 방향에 대한 비행기록장치의 입력과 정 조종사의 계기에 표시되는 (수정계수를 고려한) 대응하는 값 사이의 상관관계를 확립하여야 한다. 이 상관관계는 항공기가 운용되는 속도 범위, 제한된 고도 범위, 360° 방향을 포함하여야 한다.

(d) 기록장치 보관함은 다음과 같아야 한다.

(1) 밝은 주황색 또는 밝은 노란색 중의 하나이어야 한다.

(2) 수중에서도 쉽게 찾을 수 있도록 외부 면에 반사 테이프를 부착하여야 한다.

(3) 운항 규칙이 요구하는 경우, 추락 충격 동안 쉽게 분리되지 않는 방법으로 확실하게 고정된 보관함 또는 그 주변에 수중 위치 발신 장비를 구비하여야 한다.

(a) 고속회전체를 포함하는 장비품은 (b), (c)항 혹은 (d)항의 규정에 적합하여야 한다.

(b) 장비품 중에 고속회전체는 기능불량 진동 이상속도 및 이상온도에 의한 손상에 대해서 견디는 것이어야 한다. 또한 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 보조회전체의 케이스는 고속회전체의 것의 고장으로 인하여 받는 손상에 대해서 견디는 것이어야 한다.

(2) 장비품의 제어장치 계통 및 계기표시는 고속회전체가 사용중에 운용한계를 넘어서 완전히 기능을 상실하는 일이 없도록 합리적인 보증을 하는 것이어야 한다.

(c) 고속회전체를 포함한 장비품은 보통의 속도제어장치가 부 작동시에 최고속도에서 일어나는 고속회전체의 여하한 고장에서도 견딜 수 있다는 것을 시험에 의해서 증명하여야 한다.

(d) 고속회전체를 포함한 장비품은 회전체의 고장에 의한 탑승자에게 위험을 주거나 안전비행의 계속에 대하여 나쁜 영향을 주지 않는 위치에 장착하여야 한다.

Subpart G 운용제한사항, 표시 및 비행교범

(a) 29.1503항에서 29.1525항 까지 정하는 각 운용한계와 안전운용에 필요한 기타 한계와 정보를 설정하여야 한다.

(b) 안전운용에 필요한 운용한계와 기타 정보들은 29.1541항에서 29.1589항 까지 기술된 대로 같이 승무원이 쉽게 이용할 수 있도록 되어 있어야 한다.

운용한계

(a) 회전익항공기에 있어서 그 운용속도한계를 정해져 있어야 한다.

(b) 대기속도계가 중량 중량분포, 고도, 회전익 회전속도, 출력 혹은 추력 또는 기타의 변수의 함수인 경우에는 이들 함수의 가장불리한 조합에 대하여 대기속도 한계를 설정하여야 한다.

(a) 초과금지속도 VNE는 다음의 값을 갖도록 설정하여야 한다.

(1) 40노트(CAS)보다 작아야 할 것.

(2) 다음의 어느 값보다도 작아야 할 것.

(i) 29.309항의 규정에 따라 정해진 최대전진속도의 0.9배

(ii) 29.251항 및 29.629의 규정에 따라 증명된 최대속도의 0.9배

(iii) 임계 고도조건에서 진행 날개 깃(blade tip) 마하수에 대해 입증된 최고 속도의 0.9배

(b) 다음의 조건을 만족하는 경우에 초과금지속도 VNE를 고도, 회전수, 온도 및 중량에 대하여 변화시켜도 무방하다.

(1) 이들 변수의 두 개 이상(또는 이들 변수의 두 개 이상을 합하여 지시하는 계기가 두 개 이하)인 것이 동시에 사용되는 경우

(2) 이들 변수(또는 이들 변수의 두 개 이상을 합하여 지시하는 계기의 지시)의 변동범위가 충분히 커서 VNE를 운용상 실용적으로 안전에 변동시킬 수가 있는 경우

(c) 헬리콥터에 대해서 안정된 동력차단비행시 VNE는 다음의 조건을 만족한다면 (a)항에 준하여 설정된 VNE보다 적은 속도를 설정하여야 한다.

(1) VNE는 동력비행시 VNE와 다음의 조건을 만족시키는 속도의 중간속도보다 적어서는 안된다.

(i) TA급 헬리콥터에서는 29.67(a)(3)항

(ii) 29.67(b)항의 요구에 따른 다발엔진을 제외한 TB급의 헬리콥터에서는 29.65(a)항

(iii) 29.67(b)항의 요구에 의한 다발엔진을 갖는 TB급 헬리콥터에서는 29.67(b)항

(2) 무동력비행시 VNE는

(i) 일정한 대기속도

(ii) 동력비행시 VNE보다 작은 속도

(iii) 정격에서 요구하는 고도항속의 일부에 대한 일정한 대기속도 고도항속의 나머지 부분에 대하여는 동력비행시 VNE보다 작은 일정한 속도

(a) 발동기 부작동시의 최대치(자동회전비행). 발동기 부작동시의 최대회전익 최고속도는 다음의 어느 경우이든 작은 쪽의 값의 95%의 값을 넘지 않도록 설정해야 한다.

(1) 29.309(b)항의 규정에 의해서 결정된 최대설계 회전속도

(2) 형식시험에서 증명된 최대회전속도

(b) 발동기 부작동시의 최소치. 발동기 부작동시의 최소회전익 회전속도는 105%이상의 값이 되도록 설정하여야 한다.

(1) 형식시험에서 증명된 최소치

(2) 설계증명에 의해서 결정된 최소치

(c) 발동기 작동시의 최소치. 발동기 작동시의 최소회전익 회전속도는 다음의 값이 되도록 정하여야 한다.

(1) 다음의 어느 경우이든 큰 쪽의 값이상의 값을 가질 것.

(i) 형식시험에서 증명된 최소치

(ii) 설계증명에 의해서 결정된 최소치

(2) 29.33(a)(1)항과 29.33(c)(1)항의 규정에 의해서 결정된 값 이하의 값이어야 할 것.

TA급 회전익 항공기의 경우, 고도-속도의 제한포위선도에서 영을 포함하는 특정의 속도에서 출력 혹은 추력원이 고장난 경우에 안전하게 착륙하지 못하는 고도의 범위가 있는 경우에는 이 고도의 범위와 전진속도에 대응하는 고도범위의 변화를 착륙면의 상태등의 기타 관련사항과 함께 정하여야 한다.

(a) 일 반. 이 절에서 규정하는 동력장치의 운용한계는 발동기가 그 형식에 대한 증명을 받을 때의 각 한계를 넘지 않도록 설정하여야 한다.

(b) 이륙운용상태. 동력장치의 이륙운용상태는 다음의 규정에 따라 제한하여야 한다.

(1) 최대제한속도. 최대제한속도는 다음의 어느 경우의 값보다도 커서는 안된다.

(i) 회전익의 설계에 의해서 결정된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대흡기압력(피스톤발동기의 경우)

(3) 허용최대 터어빈입구 혹은 터어빈출구 가스온도(터어빈발동기의 경우)

(4) 모든 발동기작동시의 트란스미숀 입력 제한을 고려한 각 발동기에 대한 허용최대출력 혹은 토오크

(5) 단발동기 정지시(OEI)시의 트란스미숀 입력 제한을 고려한 각 발동기에 대한 허용최대출력 혹은 토오크

(6) 상기의 (b)(1)항에서 (5)항까지에 정하여진 한계에 대응하는 출력 또는 추력의 사용시간제한

(7) 상기의 (b)(6)항에서 결정된 시간제한이 2분을 넘는 경우에는

(i) 허용최대 실린더 온도 혹은 허용최대 냉각액출구온도(피스톤발동기의 경우)

(ii) 허용최대발동기 윤활유 온도 혹은 허용최대 트란스미숀윤활유온도

(c) 연속운용상태. 연속운용상태는 다음에 따라 제한하여야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 어느 경우의 값보다도 커서는 안된다.

(i) 회전익의 설계에 의해서 결정된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 29.1509(c)항의 회전익 회전속도 요구에 의해서 증명된 최소회전속도

(3) 허용최대 흡기압력(피스톤 발동기의 경우)

(4) 허용최대 터어빈입구 혹은 출구가스온도(터어빈발동기의 경우)

(5) 모든 발동기가 작동하는 경우의 트란스미숀 입력제한을 고려한 각 발동기의 허용최대출력 혹은 토오크

(6) 1개 발동기가 작동하지 않는 경우의 트란스미숀 입력제한을 고려한 각 발동기의 허용최대출력 혹은 토오크

(7) 다음의 허용최대온도

(i) 실린더헤드 혹은 냉각액출구(피스톤발동기의 경우)

(ii) 발동기 윤활유

(iii) 트란스미숀 윤활유

(d) 연료의 등급 및 규격. 최소연료등급(피스톤 발동기의 경우) 혹은 최소연료규격(터어빈 발동기의 경우)은 (b)항과 (c)항에 규정된 한계내에서 발동기의 운용에 필요로 하는 등급 혹은 규격 이상이 되도록 결정하여야 한다.

(e) 대기 온도. 대기온도 제한조건(적용 가능하다면 방한장치 장착에 대한 제한조건을 포함한)은 29.1041항에서 29.1049항까지의 냉각 규정에 적합한 최대 주변 대기 온도로서 설정되어야 한다.

(f) 2분 30초간 단발동기 정지(OEI) 출력운용. 다른 방법으로 승인되지 않았다면 2분 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다발동기, 터빈 발동기를 장착한 회전익 항공기의 발동기 고장 운용 시 출력이 사용되는 임의의 기간으로 2분 30초 미만동안 으로 제한되어야 한다. 또한 2분 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다음에 의해 제한되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 값보다도 커서는 안 된다.

(i) 회전익의 설계에 의해서 결정된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대 가스온도

(3) 허용최대 토오크

(4) 허용최대 윤활유온도

(g) 30분간 단발동기 정지(OEI) 출력운용. 다른 방법으로 승인되지 않았다면 30분 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다발동기, 터빈 발동기를 장착한 회전익 항공기에 대해 발동기 고장 이후 30분 미만동안으로 제한되어야 한다. 또한 30분 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다음에 의해 제한되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 값보다도 커서는 안 된다.

(i) 회전익 설계에 의해서 증명된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대 가스온도

(3) 허용최대 토오크

(4) 허용최대 윤활유온도

(h) 연속 단발동기 정지(OEI) 출력 운용. 다른 방법으로 승인되지 않았다면 연속 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다발동기, 터빈 발동기를 장착한 회전익 항공기에 대해 발동기 고장 이후 연속적인 비행으로 제한되어야 한다. 또한 연속 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다음에 의해 제한되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 값보다도 커서는 안 된다.

(i) 회전익 설계에 의해서 증명된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대 가스온도

(3) 허용최대 토오크

(4) 허용최대 윤활유온도

(i) 정격 30초 단발동기 정지(OEI) 출력 운용. 정격 30초 단발동기 정지(OEI) 출력은 다발동기, 터빈 발동기를 장착한 회전익기에만 허용되고, 또한 정격 2분 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용에 대해 증명되며, 발동기의 고장 또는 예방 목적의 정지 이후 나머지 발동기(들)의 연속 운용시에만 사용될 수 있다. 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 적용 이후, 어떠한 손상도 적절한 검사와 이 part의 부록 A, A29.4항 및 part 33의 부록 A, A33.4항에 따라 제공되는 다른 관련 절차에 의해 쉽게 감지될 수 있음을 증명하여야 한다. 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다음 조건 및 출력이 사용되는 기간으로서 30초 미만으로 제한되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 값보다도 커서는 안 된다.

(i) 회전익 설계에 의해서 증명된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대 가스온도

(3) 허용최대 토오크

(j) 정격 2분 단발동기 정지(OEI) 출력 운용. 정격 2분 단발동기 정지(OEI) 출력은 다발동기, 터빈 발동기를 장착한 회전익기에만 허용되고, 또한 정격 30초 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용에 대해 증명되며, 발동기의 고장 또는 예방 목적의 정지 이후 나머지 발동기(들)의 연속 운용시에만 사용될 수 있다. 2분 단발동기 정지(OEI) 출력의 적용 이후, 어떠한 손상도 적절한 검사와 이 part의 부록 A, A29.4항 및 part 33의 부록 A, A33.4항에 따라 제공되는 다른 관련 절차에 의해 쉽게 감지될 수 있음을 증명하여야 한다. 2분 단발동기 정지(OEI) 출력의 사용은 다음 조건 및 출력이 사용되는 기간으로서 2분 미만으로 제한되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 값보다도 커서는 안 된다.

(i) 회전익 설계에 의해서 증명된 최대치

(ii) 형식시험에서 증명된 최대치

(2) 허용최대 가스온도

(3) 허용최대 토오크

만약 기술표준품 TSO-C77의 요구조건을 만족하는 보조동력장치가 회전익 항공기에 장치되어 있다면 기술표준품(TSO) 규정에 따라 설정된 보조동력장치에 대한 운용 범주를 포함한 제한조건은 회전익 항공기에 대한 운용 제한조건으로서 규정되어야 한다.

최소 승무원수는 다음의 조건을 고려하여 안전한 운용에 충분하도록 정하여야 한다.

(a) 각 승무원의 업무량

(b) 담당 승무원의 필요한 조작을 하는데서의 근접성과 난이도

(c) 29.1525항의 규정에 의해 승인된 운용방식

회전익항공기에 승인된 운용 종류(예를 들면, 시계비행 방식(VFR), 계기비행 방식(IFR), 주간, 야간 또는 결빙 등)는 적절한 인증 요구조건에 따른 실증 및 장착 장비에 의해 설정되어야 한다.

운용이 허용되는 최대 운용고도는 비행, 구조, 동력장치 또는 장비 특성에 따른 제한에 따라 설정되어야 한다.

신청자는 이 part의 부록 A에 따라 계속 감항성 지침서를 준비하여 국토교통부장관에게 승인 받아야 한다. 지침서는 만일 첫 회전익 항공기 납품이나 또는 표준 감항 증명서 발행 중 더 나중에 일어나는 일 이전에 지침서 완성을 보장하는 계획이 수립되어 있다면 형식 증명 시 미완성 상태일 수도 있다.

표시 및 게시판

(a) 회전익항공기에는 다음을 비치하여야 한다.

(1) 29.1545항에서 29.1565항까지에 규정하는 표지 및 게시판

(2) 안전운용에 중요하다고 인정되는 경우에는 소정의 표지 및 게시판에 추가하여 특수한 설계운용 혹은 취급에 관한 필요사항 계기표지 및 게시판

(b) 이 절의 (a)항에 규정한 표지 및 게시판은

(1) 눈에 띄는 위치에 배치되어야 한다.; 그리고

(2) 쉽게 지워지거나 변형되거나 혹은 불선명하게 되지 않는 것이어야 한다.

각 계기는 다음에 적합하여야 한다.

(a) 계기의 유리면에 표지를 하는 경우에는 눈금판과 유리면상의 표지가 항상 일치하는 방법을 고려하여야 한다.

(b) 각 원호 및 방사선은 조종사에게 명확히 보이도록 충분한 폭이어야 하고 또한 위치하여야 한다.

(a) 각 대기속도계는 이 절의 (b)항에 기술된 바와 같이 표시되어야 하고해당 지시 대기속도에 표시가 되어 있어야 한다.

(b) 대기속도계에는 다음의 표지를 나타낸 것이어야 한다.

(1) 적색 방사선

(i) 헬리콥터와 다름 회전익항공기에는 VNE에서

(ii) 헬리콥터에서는 VNE(동력중)에서

(2) 무동력 비행시의 VNE가 동력 비행시의 VNE보다 작다면 헬리콥터에서는 무동력 비행시의 VNE에서 적색의 음영방사선

(3) 경계범위에 대해서는 황색호선

(4) 안전운용범위에 대해서는 녹색호선

(a) 각 자기방향지시기에는 이 절의 규정에 적합한 자차수정표를 지시기의 위 혹은 가까운 곳에 비치하여야 한다.

(b) 자차수정표는 발동기 운전시 수평비행자세에서의 자차를 기재한 것이어야 한다.

(c) 자차수정표는 자차수정이 무선수신기의 접속상태 혹은 단속상태의 어느 경우에 이루어졌는지를 기재한 것이어야 한다.

(d) 자차수정표는 45°이하의 간격의 자기방위로서 표시된 것이어야 한다.

필요한 모든 동력장치계기는 그 계기의 형식에 맞는 방법으로 다음의 규정에 따라 표지를 나타내어야 한다.

(a) 안전운용을 위한 최대한계 및 최소한계(필요한 경우에는 적색방사선 혹은 적색방사선으로 표시하여야 한다)

(b) 상용운용범위는 안전운용을 위한 최대한계 및 최소한계를 넘지 않도록 녹색호선 혹은 녹색선으로 표시하여야 한다.

(c) 이륙 및 경계운용범위는 황색호선 혹은 황색선으로 표시하여야 한다.

(d) 과도한 진동응력을 일으키기 때문에 제한을 요하는 발동기 및 회전익의 회전속도범위는 적색호선 혹은 적색선으로 표시하여야 한다.

(e) 각 단발동기 정지(OEI) 제한 또는 승인된 운용 범위는 이절의 (a)항에서 (d)항까지의 표식과 명확하게 구분될 수 있도록 표시되어야 한다. 단 30초 단발동기 정지(OEI) 제한의 경우에는 표식이 필요치 않다.

윤활계 유량계는 윤활유의 양을 명확하고 정확하게 나타내기 위해 충분한 간격으로 표지하여야 한다.

연료 유량계는 탱크의 사용불능연료가 3.8ℓ(1 갈론)이거나 혹은 탱크용량의 5%인 것중에서 많은 경우에 대하여 교정 영의 판독에서부터 수평비행자세에서 주어지는 판독까지는 적색호선으로 표시하여야 한다.

(a) 조종실의 각 조작장치에는 그 기능 및 조작방법에 대해서 명확하게 표지를 하여야 한다.

(b) 동력장치용 연료조절장치

(1) 연료탱크 절환밸브의 조작장치에는 각 탱크 및 크로스휘이드 위치에 대응하는 절환장치를 나타내도록 표지하여야 한다.

(2) 두 개 이상의 연료탱크를 구비하고 또한 안전운용상태에서 탱크의 사용순서가 있는 경우 연료탱크 절환밸브의 조작장치에는 장치 바로 위에 혹은 장치부근에 탱크의 사용순서를 나타내는 표지를 하여야 한다.

(3) 다발기에서 발동기의 절환밸브의 조작장치에는 각 발동기에 대응하는 절환위치를 나타내는 표지를 하여야 한다.

(c) 사용가능연료의 용량은 다음의 규정에 따라 표지를 하여야 한다.

(1) 연료계통에 절환조작장치가 없는 경우에는 해당 계통의 사용가능연료의 용량을 연료유량계에 표시하여야 한다.

(2) 연료계통에 절환조작장치가 있는 경우에는 절환조작장치의 각 절환위치에서 이용할 수 있는 사용가능연료의 용량을 해당 절환조작장치의 부근에 표시하여야 한다.

(d) 보기조작장치, 보조조작장치 및 비상조작장치

(1) 회전익의 피치나 착륙장치의 위치를 나타내는 지시기와 같은 필요한 가시위치지시기에는 각 승무원이 이들 가동부의 위치를 항상 판단할 수 있도록 나타내어야 한다.

(2) 비상조작장치는 적색으로 도장하여야 하며 조작방법에 대한 표지를 나타내어야 한다.

(e) 접이식 착륙장치를 장착한 회전익 항공기는 최대 착륙장치 운용속도를 조종사가 명확하게 볼 수 있는 곳에 비치하여야 한다.

(a) 수화물실 화물실 및 벨레스트 비치장소. 수화물실 화물실 및 벨레스트 비치장소에는 적재물의 최대허용중량 및 적재조건에 따르는 필요한 기타의 제한을 기술한 게시판을 부착하여야 한다.

(b) 좌석. 좌석 하나에 최대허용중량이 77kg(170 lb)보다 적은 경우에는 최대허용 중량이 규정된 값보다 적어야 한다는 취지를 기재한 게시판을 좌석의 구조부분에 영구적으로 부착하여야 한다.

(c) 연료 및 오일의 주입구. 다음의 규정을 적용한다.

(1) 연료의 주입구에는 캡의 윗 부분에 혹은 그 부근에 다음의 사항을 표시하여야 한다.

(i) 「연료」라는 문자

(ii) 피스톤 발동기를 장착한 회전익항공기에서는 연료의 최저등급

(iii) 터어빈 발동기를 장착한 회전익항공기에서는 허용되는 연료명. 단 이 표시가 실행될 수 없을 경우 이 정보는 회전익 항공기 비행교범에 포함되어야 하고 연료 주입구에 비행 교범에 대한 적절한 참조문을 표시하여야 한다.

(iv) 가압식 연료공급계통을 장착하는 경우에는 허용최대연료공급압력 및 허용최대연료압력

(2) 오일 주입구에는 캡의 윗 부분에 혹은 그 부근에 「윤활유」라는 문자를 표시하여야 한다.

(d) 비상탈출구의 게시판. 비상탈출구의 게시판과 그 조작방법은 29.811(h)(2)항에서 규정된 주위의 동체표면과 다른 색이어야 한다. 조작방법의 부근에는 비상탈출구의 위치 및 그 조작방법을 명시한 게시판을 부착하여야 한다.

회전익 항공기가 승인 받은 운용 종류(시계비행 방식(VFR), 계기비행 방식(IFR), 주간, 야간, 또는 결빙)를 기재한 게시판을 조종사가 잘 볼 수 있는 위치에 부착하여야 한다.

(a) 구명대 자동방출장치와 같은 비상시 승무원이 조작하는 안전장비품의 조작장치에는 그 조작방법에 대하여 명확한 표지를 하여야 한다.

(b) 소화기 신호장치 기타의 구명용 장비품을 선반실등에 비치하는 경우에는 이들 비치장소에 표지를 하여야 한다.

(c) 비상용 장비품의 비치장소에는 그 내용 및 취급방법에 대하여 명확하게 표지를 하여야 한다.

(d) 각 구명대에는 취급법을 명확하게 나타내는 표시를 하여야 한다.

(e) 승인된 구명용구에는 식별 및 조작방법에 대한 표시를 하여야 한다.

각 테일로타에는 정상인 주간의 지상상태에서 회전원판이 명확하게 나타나도록 표지를 하여야 한다.

비행교범

(a) 제공되는 정보. 비행교범은 각 회전익항공기에 비치하여야 하고 다음을 포함하여야 한다.

(1) 29.1583항에서 29.1589항에 의해 요구되는 정보.

(2) 설계, 운용 또는 취급 특성에 의해 안전 운용에 필요한 기타 정보.

(b) 승인된 정보. 29.1583항에서 29.1589항에 걸쳐서 나열된 회전익 항공기에 적절한 교범의 각 장은 비치되고 검증되고 승인 받은 것이어야 한다. 그리고 승인되지 않은 기타의 장과 분리하여 식별되도록 하여야 하며 명확하게 구분이 되어야 한다.

(c) [예비]

(d) 목차. 각 회전익 항공기 비행 교범은 교범의 복잡성에 의해 필요하다고 판단되는 경우 목차를 포함하여야 한다.

(a) 대기속도 및 회전익의 운용한계. 대기속도 및 회전익의 운용한계를 각각의 위에 혹은 계기의 가까운 곳에 표시하는데 필요한 사항을 비행교범에 기재하여야 한다. 또한 각 운용한계의 취지 및 색의 구별의 의미에 대하여 설명을 기재하여야 한다.

(b) 동력장치의 운용한계. 다음의 정보가 제공되어야 한다.

(1) 29.1521에 의해 요구되는 제한조건

(2) 적용 가능할 경우 제한조건에 대한 설명

(3) 29.1549항에서 29.1553항에 의해 요구되는 계기 표식에 필요한 정보

(c) 중량 및 중량분포. 29.25항 및 29.27항의 규정에 의한 중량 및 중심위치한계를 비행교범에 기재하여야 한다. 예상되는 여러 가지의 중량분포에 대하여 보증되어 있는 경우에는 각각의 한계사항을 쉽게 준수할 수 있는 사항들을 비행교범에 기재하여야 한다.

(d) 승무원. 2인 이상의 승무원이 필요로 하는 경우에는 29.1523항의 규정에 따라 정하여진 최소 승무원의 수와 업무를 비행교범에 기재하여야 한다.

(e) 운용방식. 회전익항공기 및 이에 장착되는 장비품에 대하여 승인된 운용방식을 비행교범에 기재하여야 한다.

(f) 제한고도. 29.1517항의 규정에 적합하도록 소요사항을 비행교범에 기재하여야 한다.

(g) 최대허용 풍속. TA급 회전익 항공기의 경우 지상 근처에서의 안전한 운용을 위한 최대허용 풍속을 제공하여야 한다.

(h) 고도. 29.1527항에 따라 설정된 고도 와 제한 요소에 대한 설명을 제공하여야 한다.

(i) 대기 온도. 최대 및 최소 대기온도 제한조건을 제공하여야 한다.

(a) 비행교범의 조작방법을 기재하는 장에는 정상조작방법 및 비상조작 방법에 관한 사항과 발동기 고장시의 최소속도등에 대한 조치를 포함하는 안전운용상의 필요한 기타사항들을 기재하여야 한다.

(b) 다발회전익항공기에서는 29.953항의 규정에 적합성이 증명된 사용상태에서 연료계통을 비치하는 설명과 동시에 29.953항에 규정된 연료계통의 독립성을 안전상 필요로 하고 각 운용상태를 알 수 있도록 하는 설명을 기재하여야 한다.

(c) 29.1505(c)에서 VNE(동력차단)가 설정된 헬리콥터에 대하여 VNE(동력차단)와 모든 엔진의 부작동에 따르는 VNE(동력차단)를 초과하지 않게 대기속도를 감소하는 방법에 대한 설명이 기재되어야 한다.

(d) 29.1353 (c)(6)(ii) 항 또는 (c)(6)(iii)항의 허용이 입증된 각 회전익항공기에 대하여 축전기가 충전원으로부터 연결이 되지 않을 때의 조작방법을 기재하여야 한다.

(e) 사용불가능연료가 탱크용량의 5%를 초과하거나 1갈론을 초과하여 남아 있다면 비록 많은 양이긴 하지만 연료유량계의 눈금이 비행중 0을 가리킨다면 연료탱크내에 남아있는 연료는 비행중 안전하게 사용될 수 없다는 것을 기재하여야 한다.

(f) 각 연료탱크의 총사용가능연료량을 기재하여야 한다.

(g) TB급 회전익 항공기의 경우 29.71에 기술된 바와 같이 최소 하강율 및 최대 활공각에 대한 속도 및 해당 회전익 속도를 제공하여야 한다.

임의의 제한조건을 초과하는 비행 교범의 성능 정보는 표현의 명확성을 위해 필요한 한계까지 또는 승인된 선택 장비 또는 절차의 영향을 결정하기 위해 증명되어져야 한다. 운용 제한을 초과하는 자료가 제시되었다면 제한조건을 명확히 표시하여야 한다. 다음의 사항을 제공되어야 한다.

(a) TA급. TA급의 회전익항공기에 대한 비행규정에는 운항에 관한 규정에 따라 운용시에 필요한 자료를 포함하는 성능자료의 개요를 해당 자료가 얻어진 대기속도등의 조건의 기술과 함께 기재하여야 한다. 또한 다음의 사항을 기재하여야 한다.

(1) 이륙시의 지시대기속도 및 이륙중의 임계발동기 부작동시의 조치

(2) 대기속도의 수정

(3) 자동회전착륙에 대한 방법 및 이에 대한 대기속도 및 하강율

(4) 29.62항에 따른 이륙 포기거리 및 29.61에 따른 이륙 거리

(5) 29.81 및 29.85에 따라 결정된 착륙 자료

(6) 29.67(a)(1)항 및 (a)(2)항에서 요구되는 비행조건에서 결정된 이륙경로를 따라 다음의 조건에서 이륙 자료가 예정되어야 하는 각 중량, 고도 및 온도에 대한 정상 상승 경사도:

(i) 이륙거리 끝점과 회전익 항공기가 이륙 지면으로부터 60 m(200 ft) 고도(또는 높은 헬리콥터 발착장의 경우 이륙선도의 최저점으로부터 60 m(200 ft))에 도달하는 점사이의 29.67(a)(1)에서 요구되는 비행 조건

(ii) 회전익 항공기가 이륙지면으로부터 60 m(200 ft)와 305 m(1,000 ft)(또는 높은 헬리콥터 발착장의 경우 이륙선도의 최저점으로부터 60 m(200 ft)와 305 m(1,000 ft)) 사이에서 29.67(a)(2)에서 요구되는 비행 조건

(7) 29.49에 따라 결정된 지면 효과가 없는 정지비행 성능 및 자료가 제공된 대기 조건에 따라 실증된 최대 안전풍속

(b) TB급. TB급 회전익항공기에 대해서는 다음의 사항을 비행교범에 기재하여야 한다.

(1) 발동기의 고장시의 자동회전착륙에 대하여 비행경로를 한정하는 관련사항을 포함한 이륙거리 및 이륙중의 급상승 속도, 이 경우 계산상의 고도의 영향 및 온도효과를 포함시킨 것이어야 한다.

(2) 정상 상승률 및 하버링 한계고도를 대응하는 대기속도 및 기타 관련사항 이 경우 고도의 영향 및 온도효과를 포함한 것이어야 한다.

(3) 착륙거리, 적절한 대기속도 및 착륙표면의 상태에 해당하는 착륙거리에 영향을 주는 관련사항, 이 경우 중량, 고도 및 온도의 영향을 포함한 것이어야 한다.

(4) 지상 근방에서의 안전운용에 대해서 허용되는 최대풍향 풍속성분

(5) 대기속도의 교정

(6) 고도-속도 포위선도. 단 회전익 항공기가 고도-속도 포위선도를 운용 제한조건으로 구체화 아였을 경우는 제외한다.

(7) 29.71에서 결정된 최소하강율 및 최대 활공각을 위한 속도 및 조건에서 자동회전시 고도의 함수로 되어있는 활공 거리

(8) 29.49에 따라 결정된 지면 효과가 없는 정지비행 성능 및 자료가 제공된 대기 조건에 따라 실증된 최대 안전풍속

(9) 운항에 관한 규정에 의한 운용시에 필요한 기타의 성능자료

승객 및 승무원의 중량을 가정하여 29.25항의 규정에 의해서 정하여진 최대중량에서 최소중량까지의 중량에 대하여 29.27항에 규정된 한계치를 넘는 중심위치를 각 적재상태에 대해서 적재에 관한 사항을 비행교범에 기재하여야 한다.

부록 A 계속 감항성 지침서

A29.1 일반

(a) 이 부록은 29.1529항의 요구사항을 충족하기 위한 계속감항성지시서를 작성하는데 필요한 사항을 명시한 것이다.

(b) 회전익 항공기에 대한 계속감항성지시서는 발동기와 회전익(이후 ‘생산품’이라 칭하기로 함)과 장비들에 대한 계속감항성지시서와 이들 생산품 및 장비를 회전익 항공기에 장착에 있어 필요한 모든 정보를 포함하여야 한다. 회전익 항공기에 장착되는 장비 또는 생산품의 제조자가 계속감항성을 위한 지시서를 공급하지 않는다면, 회전익 항공기의 계속감항성지시서에 계속감항성을 유지하기 위해 필요한 정보를 포함하여야 한다.

(c) 신청자는 신청자 또는 회전익 항공기에 장착되는 생산품이나 장비의 제조자가 작성한 계속감항성지시서에 대한 변경판을 배포하는 방법을 국토교통부장관에 설명해야 한다.

A29.2 형식

(a) 계속감항성지시서는 한 권의 매뉴얼 또는 자료 양에 적합한 여러 권의 매뉴얼 형식으로 되어있어야 한다.

(b) 매뉴얼의 형식은 실용적으로 배열되어 있어야 한다.

A29.3 내용

계속감항성지시서에는 다음과 같은 매뉴얼이나 항목과 정보가 포함되어야 한다.

(a) 회전익 항공기 정비 매뉴얼 혹은 항목

(1) 정비 또는 예방정비에 필요한 범위에서의 회전익 항공기의 형태와 데이터의 설명

(2) 회전익 항공기와 시스템, 발동기, 회전익 및 장치 등을 포함한 장비들에 대한 설명

(3) 적용되는 특별한 절차 및 한계를 포함하여 회전익 항공기의 부품 및 시스템을 어떻게 제어하고 작동하는 것인지를 설명한 기본적 제어와 운용 정보

(4) 서비스 지점, 탱크 용량, 저장기, 사용하는 유체의 형식, 여러 시스템에 작용하는 압력, 검사와 서비스를 위한 접속 패널의 위치, 윤활 부위, 사용되는 윤활제, 서비스에 필요한 장비, 견인의 지시 및 한계, 정박 및 잭과 수준조절에 관한 상세한 서비스 정보

(b) 정비 지시서

(1) 회전익 항공기의 각 발동기, 보조동력장치, 회전익, 보기, 계기, 및 장비의 정비계획에 관한 자료를 통해 세척, 검사, 조정, 시험 및 윤활 권고 기간, 검사 정도, 허용되는 마모한계 및 이들 기간동안에 수행해야 하는 작업을 결정할 수 있도록 해준다. 특수한 정비 기술, 시험 장비 또는 전문지식을 요하는 복잡한 시스템에 대해서는 보기, 계기 또는 장비 제조자의 정비지시서를 참조토록 할 수 있다. 분해검사기간과 필요한 감항한계 사항들에 대한 대조표가 포함되어 있어야 한다. 이에 추가하여 회전익 항공기의 계속감항성 유지를 위해 검사주기와 범위를 포함하는 검사프로그램을 포함해야 한다.

(2) 가능한 오작동, 이러한 오작동을 인지하는 방법과 조처 방법 등을 설명한 고장규명을 위한 정보

(3) 생산품과 부품의 탈착과 교환 및 관련 주의사항에 대한 설명

(4) 지상 운전 중의 시스템 시험 절차, 대칭성 검사, 무게측정과 무게중심의 결정, 들어올리기와 받치기 및 보관에 관한 한계를 포함하는 기타 일반적인 절차

(c) 점검창에 대한 그림과 점검창이 없는 경우 점검 부위에 도달하는데 필요한 정보

(d) X선 및 초음파 검사를 포함한 특수검사기술을 적용하는데 필요한 상세 정보

(e) 검사 후 구조를 보호하는 조처에 관한 정보

(f) 식별, 폐기 권고, 토크값 등과 같은 구조 패스너에 대한 자료

(g) 필요한 특수공구 목록

A29.4 감항한계

계속감항성지시서에는 감항한계라는 제목의 항목을 설정해야 하며, 다른 문서와 명확하게 식별되도록 분리해야 한다. 이 항목에는 강제교환 시기, 구조 점검 주기 및 29.571항의 요구조건과 관련되는 구조 점검절차를 규정해 두어야 한다. 계속감항성지시서가 여러 권으로 나뉘어 있는 경우에는 감항한계에 대한 중심 매뉴얼에 포함시켜야 한다. 그리고, 다음과 같은 문구를 눈에 띄는 곳에 읽기 쉬운 글자로 명기해 둔다.

“이 감항한계는 국토교통부장관의 승인을 받은 것이며, 국토교통부장관의 승인을 받은 별도의 규정이 없는 한 여기의 정비절차가 「항공안전법」에 따른 규정을 충족하는 절차를 명시한 것이다.”

부록 B 회전익 항공기 계기비행에 대한 감항성 기준

B29.I 일반

수송기급 헬리콥터가 이 부록에서 명시하는 설계 및 장착 요구조건을 만족하지 못하는 경우에는 계기비행방식(IFR)에 따른 운용에 대한 형식증명을 받지 못한다.

B29.II 정의

(a) VYI는 계기 상승속도를 의미한다. VYI는 계기비행 시 상승 요구조건에의 적합성을 위하여 VY 대신 사용된다.

(b) VNEI는 계기비행 초과금지속도를 의미한다. VNEI는 계기비행 시 최대 제한속도 요구조건에의 적합성을 위하여 VNE 대신 사용된다.

(c) VMINI는 계기비행 최소속도를 의미한다. VMINI는 계기비행 시 최소 제한속도 요구조건에의 적합성을 위하여 사용된다.

B29.III 트림

승인을 받은 모든 IFR 속도, 출력 설정 및 형식에 적합한 형상에서 사이클릭, 컬렉티브 및 방향 조종력을 영으로 트림할 수 있어야 한다.

B29.IV 정적 세로 안정성

(a) 일반. 헬리콥터는 이 부록의 B29.IV(b)항에서 (f)항까지에서 명시된 조건에서 중량 및 무게중심이 위험하게 조합될 때, 양의 정적 세로 조종력이 안정성을 가져야 한다. 조종력은 속도 변화에 따른 조종력 변화를 조종사가 명확하게 인지할 수 있도록 속도에 따라 변하여야 한다. 이 부록의 B29.IV(b)항에서 (f)항까지에서 명시한 각 트림조건에서 조종력을 천천히 감소시킬 때 속도는 트림속도의 10% 이내로 복귀하여야 한다.

(b) 상승. 트림의 어느 한 면이 37 km/h(20 knots)의 속도 범위에 걸쳐 있을 때, 다음의 조건에서 상승이 안정적임을 입증하여야 한다.

(1) 헬리콥터가 VYI의 속도에서 트림되었을 때

(2) (접이식일 경우) 착륙장치가 접혀 있을 때

(3) VYI 또는 최대연속출력 중 더 적은 것에서 제한 상승률(적어도 5 m/s(1,000 fpm))에 필요한 출력

(c) 순항. VH 또는 VNEI의 0.7배로부터 시작하여 1.1배 사이의 값 중 트림 상태에서 ±37 km/h(±20 knots)를 초과하지 않는 더 작은 값까지의 속도 범위에 걸쳐서 다음의 조건에서 안정적임을 입증하여야 한다.

(1) 0.9 VH 또는 0.9 VNEI 중 더 낮은 속도에서 수평비행을 위해 출력이 조정되고 트림된 헬리콥터

(2) (접이식일 경우) 착륙장치가 접혀져 있는 경우

(d) 저속 순항. 0.9 VMINI로부터 1.3 VMINI 또는 트림속도보다 37 km/h(20 knots) 큰 속도 중 더 큰 속도까지의 속도 범위에 걸쳐 다음의 조건에서 안정적임을 입증하여야 한다.

(1) 1.1 VMINI에서 수평비행을 위해 출력이 조정되고 트림된 헬리콥터

(2) (접이식일 경우) 착륙장치가 접혀 있을 때

(e) 하강. 트림의 어느 한 면이 37 km/h(20 knots)의 속도 범위에 걸쳐 있을 때 안정적임을 다음의 조건에서 입증하여야 한다.

(1) 0.8 VH 또는 0.8 VNEI (또는 착륙장치가 펼쳐진 경우에는 0.8 VLE) 중 더 낮은 속도에서 트림된 헬리콥터

(2) 트림 속도에서 5 m/s(1,000 fpm) 하강시 필요한 출력

(3) 접이식일 경우 착륙장치가 펼쳐지거나 접혀 있을 때

(f) 접근. 다음의 조건으로 최소 권장 접근속도의 0.7배로부터 최대 권장 접근속도보다 37 km/h(20 knots) 큰 속도까지의 전체 범위 사이에서 안정성이 증명되어야 한다.

(1) 권장 접근속도 또는 속도들에서 트림된 헬리콥터

(2) 접이식일 경우 착륙장치가 펼쳐지거나 접혀 있을 때

(3) 3° 활강경로를 유지하는데 필요한 출력 및 승인을 신청한 가장 급경사의 접근 기울기를 유지하는데 필요한 출력

B29.V 정적 가로-방향 안정성

(a) 정적 방향 안정성은 승인을 받은 속도, 출력 및 수직 속도의 범위에 걸쳐 양의 값이어야 한다. 트림 상태로부터 ±10°까지의 직선 정상 옆미끄러짐에서 방향 조종 위치는 옆미끄러짐 각에 비례하여 거의 일정하게 증가하여야 한다. 형식에 적합한 최대 옆미끄러짐 각까지의 더 큰 각에서는 증가된 방향조종 위치는 증가된 옆미끄러짐 각을 내어야 한다.

(b) 승인을 받은 속도, 출력 및 수직 속도의 전체 범위에 걸쳐 트림상태로부터 ±10°까지의 옆미끄러짐 동안 조종사가 가로 조종 운동 또는 가로 조종력을 통하여 인지할 수 있는 음의 이면각 안정성(dihedral stability)이 존재하여서는 안 된다. 옆미끄러짐에 대한 장주기 운동이 과도해서는 안 된다.

B29.VI 동 안정성

(a) 5초 미만의 주기를 가진 임의의 진동은 한 주기 이내에서 1/2 진폭까지 감쇠되어야 한다.

(b) 5초 이상, 10초 미만의 주기를 가진 임의의 진동은 두 주기 이내에서 1/2 진폭까지 감쇠되어야 한다.

(c) 10초 이상, 20초 미만의 주기를 가진 임의의 진동은 감쇠되어야 한다.

(d) 20초 이상의 주기를 가진 임의의 진동은 20초 이내에 진폭의 두 배에 도달하여서는 아니 된다.

(e) 임의의 비주기적인 응답은 9초 이내에 진폭의 두 배에 도달하여서는 안 된다.

B29.VII 안정성 증가계통(SAS)

(a) 안정성 증가 계통(SAS)이 사용되었다면 안정성 증가 계통(SAS)의 신뢰성은 고장 시 영향성과 관련된 것이어야 한다. 계속적인 안전 비행과 착륙을 방해할 수 있는 임의의 고장 조건의 발생이 아주 없어야 한다. 안정성 증가 계통(SAS)의 고장 발생이 아주 없을 것임을 증명하지 못한 고장 상태에 대해서는 다음을 만족하여야 한다.

(1) 과도한 조종사의 노력이 없어도 안전하게 조종할 수 있어야 하며 계기비행을 연장할 수 있어야 한다. 조종계통과 관련은 없으나 영향을 미칠 수 있는 추가적인 고장 가능성을 고려하여야 한다.

(2) Part 29의 subpart B의 비행 특성 요구조건은 실제적인 비행 포위선도 전체에서 만족되어야 한다.

(b) 안정성 증가 계통(SAS)은 적절한 시간 내에 시정조치가 이루어진다고 가정하였을 때 정상 운용 중 또는 기능 불량이나 고장 시에도 비행경로로부터의 위험한 이탈 또는 위험한 부하가 발생하지 않도록 설계하여야 한다. 다중계통이 장치되었을 경우에는 발생 가능성이 없음을 증명하지 못한 경우 연속적인 기능불량 조건을 순차적으로 고려하여야 한다.

B29.VIII 장비, 계통 및 장착

기본 장비 및 장착은 다음의 예외 및 추가사항에 따라 Part 29의 subpart F에 적합하여야 한다.

(a) 비행 및 항법 계기

(1) 29.1303(h)항에서 요구하는 자이로스콥식 방향 지시계 대신 자기 자이로-스태빌라이저식 방향 지시계

(2) 29.1303(g)항에서 요구하는 선회율 지시계 대신 239.1303(g)의 (1)항에서 (7)항까지의 요구조건을 만족하는 예비 고도계. 만약 예비 배터리가 장치되었다면 적절히 절연처리가 되어 있을 경우 항공기 전기계통으로부터 충전되어도 된다. 계통은 예비 배터리가 발동기 시동 시 사용되지 않도록 설계되어야 한다.

(b) 기타 요구사항

(1) 결빙에 의해 악영향을 받을 수 있는 계기비행(IFR flight)에 필수적인 계기 계통 및 다른 계통에는 적절한 보호장치를 구비하거나 또는 회전익 항공기가 결빙조건에서 운용치 못하도록 승인되어야 한다.

(2) 발전계통 내에 위험한 과전압을 발생시키는 임의의 전력원을 주 모선으로부터 자동적으로 전원을 차단하고 분리시키는 장치가 구비되어야 한다.

(3) 전력원(전기, 진공 등)을 사용하는 각 필요 비행계기는 공급되는 전력의 적절성을 지시하여 주는 계기를 장착한 시각적 장치를 구비하여야 한다.

(4) 기능발휘가 요구되는 다중계통이 필요할 경우, 각 계통은 계통 사이가 물리적으로 분리되어 하나의 기능불량이 하나 이상의 계통에 악영향을 미치지 않도록 서로 배합하고 간격을 두어야 한다.

(5) 각 조종석의 필요 비행계기를 운용하는 계통은 다음에 적합하여야 한다.

(i) 주 조종사용 필요 비행계기만이 그 운용계통에 연결되어야 한다.

(ii) 발생 가능성이 아주 없을 것임을 입증하지 못한 추가 계기, 계통이나 장비에 기능불량이 발생하는 경우 필요계기의 계속적이고 정상적인 성능발휘를 보증할 수 없다면 추가계기, 계통이나 장비는 부조종사의 운용계통에 연결될 수 없다.

(iii) 발생가능성이 아주 없을 것임을 입증하지 못한 단일 결함이나 결함의 조합이 발생한 후에 비행승무원에 의한 추가적인 조치가 없어도, 조종사가 계기에서 나타나는 비행안전 필수 정보를 계속 이용할 수 있도록 계기, 계통 및 장착설계를 하여야 한다.

(iv) 단일 조종사 형태의 경우 정적 공급원을 필요로 하는 계기는 보조 공급원을 선택할 수 있는 장치를 구비하여야 하고 그 공급원은 교정되어야 한다.

(6) 29.1351(d)(2)의 적합성 판단 시, 계기 비행(IFR flight)시 필요한 모든 계통에 대한 전력 공급을 평가하여야 한다.

(c) 썬더스톰 등(Thunderstorm lights). 29.1381(a)에 의해 요구되는 계기 등에 추가하여 기본 비행계기에 고광도의 백색 조명을 제공하는 썬더스톰 등(Thunderstorm lights)을 구비하여야 한다. Thunderstorm lights.는 29.1381(b)의 요구조건을 만족하도록 장치되어야 한다.

B29.IX 회전익 항공기 비행교범

회전익 항공기 비행 교범 또는 회전익 항공기 비행교범의 부록 “계기비행 방식”을 구비하여야 하며 다음을 포함하여야 한다.

(a) 제한사항. 승인된 계기비행(IFR flight) 포위선도, 계기비행 승무원 구성, 변경된 운용 종류 및 헬리콥터에 승인된 가장 급격한 계기비행(IFR flight) 정밀 접근 기울기.

(b) 절차. 계기비행 계통의 적절한 운용을 위해 필요한 정보 및 안정성 증가장치 또는 전기 계통 고장 시 권고 절차.

(c) 성능. 만약 VYI가 VY와 차이가 있다면 VYI 및 승인을 요청한 중량, 고도 및 온도 범위 전체에서의 최대연속 출력일 때의 상승 성능

부록 C 착빙 증명

C29.a 연속최대착빙 기상상태

연속최대착빙 기상상태란 착빙도가 구름속의 수분 구름입자의 평균직경 대기온도 및 이 부록의 그림1에 나타내는 3변의 상호관계로서 정의되는 것이다. 고도와 온도에 의해 나타나는 제한착빙포위선은 부록의 그림2에 나타난다. 또 구름속의 수분과 입자의 직경 또는 고도와의 상호관계는 그림1과 그림2에 의해서 결정된다. 수평거리 32km(17.4 miles)인 점이외에서의 연속착빙 기상상태에서의 구름속의 수분은 그림1의 구름속의 수분에 그림3의 해당배율을 곱해서 결정되는 것으로 한다

C29.b 단속최대착빙 기상상태

단속최대착빙 기상상태란 착빙도가 구름속의 수분 구름입자의 평균유효직경 대기온도 및 이 부록의 그림4에 나타내는 3변수의 상호관계로서 정의되는 것이다. 온도와 고도에 의해 나타난 제한착빙포위선은 이 부록의 그림5에 나타난다. 또 구름의 수분과 입자의 직경 또는 고도와의 상호관계는 그림4와 그림5에 의해서 결정된다. 수평거리 4.8km(2.6 miles)인 점이외에서의 단속최대착빙 기상상태에서의 구름속의 수분은 그림4의 구름속의 수분에 그림6의 해당비율을 곱하여 결정되는 것으로 한다.

그림 1. 연속 최대착빙 기상상태(층운)

(구름 중의 수분 대 구름입자의 평균직경)

주 : 1. 기압고도 범위, 해면 - 6,700 m (22,000 ft)

그림 2. 연속 최대착빙 기상상태(층운)

(외기온도 대 기압고도)

그림 3. 연속 최대착빙 기상상태(층운)

그림 4. 단속 최대착빙 기상상태(적운)

(구름 중의 수분 대 구름입자의 평균직경)

주 : 1. 기압고도 범위, 1,200 m (4,000 ft) - 6,700 m (22,000 ft)

그림 5. 단속 최대착빙 기상상태(적운)

(외기온도 대 기압고도)

그림 6. 단속 최대착빙 기상상태(적운)

부록 D 29.803에 따른 비상 탈출 실증 기준

D29.a

실증은 어두운 밤에 실시하여야 하며 낮에 실시하려면 어두운 밤처럼 꾸민 상태에서 실시한다. 낮 시간에 실내에서 시험을 실시하려면 창문이나 문이 닫혀 있는 어두운 행거 내에서 행하여야 한다. 만약 행거 내 조명이 달이 비치지 않는 야간의 조병을 초과할 경우 추가로 회전익 항공기의 문과 창문을 가려야 한다. 바닥이나 지면에서 조명을 사용할 수 있으나 회전익 항공기의 창문이나 문으로 비치지 않도록 낮게 설치하거나 차단하도록 한다.

D29.b

회전익 항공기는 정상적인 자세에서 착륙장치를 내린 상태이어야 한다.

D29.c

매트리스나 뒤집은 구명보트 같은 안전 장비를 바닥이나 지상에 깔을 수 있다. 회전익 항공기의 비상대피 장비가 아닌 장비는 보조장비로 사용할 수 없다.

D29.d

이 부록의 (a)항의 것 이외에 회전익 항공기의 비상등 만을 조명으로 사용할 수 있다.

D29.e

회전익 항공기의 계획적인 운용을 위해 필요한 모든 비상장비가 장착되어 있어야 한다.

D29.f

외부 문이나 출구, 각 내부 문이나 커튼은 이륙 형상에 두어야 한다.

D29.g

모든 승무원은 이륙 시에 지정된 좌석에 앉아야 하고 시험 시작 신호를 받을 때까지 계속 앉아 있어야 한다. 이 절에 적합하기 위해 모든 승무원은 다음과 같아야 한다.

(1) 정규 정기항공회사의 직원이어야 한다.

(2) 출구, 비상 장비 등에 대한 작동 지식을 가지고 있는 자이어야 한다.

D29.h

건강한 사람들로 이루어진 대표적인 승객 하중은 다음과 같이 정한다.

(1) 적어도 25%가 승객 하중은 50대 이후이며 이 중 적어도 40%의 승객 하중은 여성이어야 한다.

(2) 나머지 75% 이하의 승객 하중은 50대 이전이어야 하고 이 중 적어도 30%의 승객 하중은 여성이어야 한다.

(3) 두 살 이하의 유아를 모방하기 위해 총 승객하중에는 속하지 않는 세 개의 실제 크기의 인형을 승객이 가지고 있어야 한다. 단 전체 승객 하중이 19명 이상 44명 이하인 경우 하나의 인형만 포함하면 된다. 19명 이하의 승객 하중시 에는 인형이 필요치 않다.

(4) 정상적인 임무 위치에서 항공사를 유지하고 운용하고 있는 승무원, 정비사, 훈련요원 등을 승객으로 쓰면 안 된다.

D29.i

국토교통부장관이 요구하는 경우를 제외하고는 승객을 특정한 좌석에 배정해서는 안 된다. 이 부록의 (1)항의 예외를 제외하고 신청자의 직원은 국토교통부장관에 의해 허용되지 않았을 경우에 비상출구 옆자리에 앉아서는 안 된다.

D29.j

좌석 벨트와 어깨 멜빵(필요한 경우)을 채워야 한다.

D29.k

시험을 시작하기 전에 기내 휴대 수화물, 담요, 베개 그리고 다른 비슷한 물품들의 전체 양의 약 절반 정도를 통로와 비상 출구로 향하는 길에 방해물로 흩어놓아야 한다.

D29.l

시험에 사용될 특정 출구를 승무원이나 승객에게 사전에 알려주지 않아야 한다.

D29.m

신청자는 시험 6개월전 이후의 기간 동안에 연습이나 예행, 참가자들을 상대로 한 시험에 대한 설명 등을 수행해서는 안되며 참가자들을 이러한 시험에 참가시키지 않아야 한다.

D29.n

이륙 전에 승객에 대한 설명은 행하여야 한다. 승객은 승무원의 지시를 따르도록 충고 받을 수 있으나 시험 중에 따를 절차에 대한 지시를 받아서는 안 된다.

D29.o

이 부록의 (c)항에서 허용된 안전 장비가 준비되면, 모든 객실의 창문과 조종석의 창문을 막아 어둡게 하거나 이용 가능한 비상 출구의 노출을 막기 위해 모든 비상출구에 안전 장비를 갖추어 둔다.

D29.p

시험에서는 해당 회전익 항공기 비상출구에 대한 요구조건을 충족하는 동체 옆면 비상출구 중 50% 이하만 사용한다. 시험에 사용되지 않는 출구의 손잡이는 작동이 되지 않도록 하거나 빨간 등이나 테이프 혹은 화재나 다른 사용할 수 없는 이유를 출구에 부착해 둔다. 사용되는 출구는 회전익 항공기의 비상출구를 대표하는 것으로 신청자가 지정하되 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다. 만약 설치되었다면 적어도 하나의 바닥높이 출구(Type I ; 29.807(a)(1))를 29.807(c)의 요구에 따라 사용해야 한다.

D29.q

모든 대피자는 회전익 항공기의 장비를 사용하여 회전익 항공기에서 빠져나가야 한다.

D29.r

승인된 절차는 시범 동안 완전히 이행하여야 한다.

D29.s

대피시간은 마지막 사람이 회전익 항공기로부터 대피하여 지상에 도달할 때까지의 시간이다.

부록 E 고강도전자기장(HIRF) 환경 및 장비품에 대한 고강도전자기장 시험수준

이 부록은 §29.1317에 의거하여 전기 및 전자 시스템에 대한 고강도 전자기장(HIRF) 환경과 장비품에 대한 시험수준을 규정한다. 고강도 전자기장(HIRF) 환경과 장비 고강도 전자기장(HIRF) 시험수준에 대한 전계 강도 값은 변조 주기의 최고점에서 측정되는 실효치로 표현한다

(a) 고강도 전자기장(HIRF) 환경 I은 다음 표와 같다:

표 I. 고강도 전자기장(HIRF) 환경 I

Frequency | Field strength(volts/meter)

Peak | Average

10 kHz–2 MHz | 50 | 50

2 MHz–30 MHz | 100 | 100

30 MHz–100 MHz | 50 | 50

100 MHz–400 MHz | 100 | 100

400 MHz–700 MHz | 700 | 50

700 MHz–1 GHz | 700 | 100

1 GHz–2 GHz | 2,000 | 200

2 GHz–6 GHz | 3,000 | 200

6 GHz–8 GHz | 1,000 | 200

8 GHz–12 GHz | 3,000 | 300

12 GHz–18 GHz | 2,000 | 200

18 GHz–40 GHz | 600 | 200

이 표에서 주파수대 끝에서 더 높은 전계 강도를 적용한다.

(b) 고강도 전자기장(HIRF) 환경 II는 다음과 같다:

표 II. 고강도 전자기장(HIRF) 환경 II

Frequency | Field strength(volts/meter)

Peak | Average

10 kHz–500 kHz | 20 | 20

500 kHz–2 MHz | 30 | 30

2 MHz–30 MHz | 100 | 100

30 MHz–100 MHz | 10 | 10

100 MHz–200 MHz | 30 | 10

200 MHz–400 MHz | 10 | 10

400 MHz–1 GHz | 700 | 40

1 GHz–2 GHz | 1,300 | 160

2 GHz–4 GHz | 3,000 | 120

4 GHz–6 GHz | 3,000 | 160

6 GHz–8 GHz | 400 | 170

8 GHz–12 GHz | 1,230 | 230

12 GHz–18 GHz | 730 | 190

18 GHz–40 GHz | 600 | 150

이 표에서 주파수대 끝에서 더 높은 전계 강도를 적용한다.

(c) 고강도 전자기장(HIRF) 환경 III는 다음과 같다:

표 III. 고강도 전자기장(HIRF) 환경 III

Frequency | Field strength(volts/meter)

Peak | Average

10 kHz–100 kHz | 150 | 150

100 kHz–400 MHz | 200 | 200

400 MHz–700 MHz | 730 | 200

700 MHz–1 GHz | 1,400 | 240

1 GHz–2 GHz | 5,000 | 250

2 GHz–4 GHz | 6,000 | 490

4 GHz–6 GHz | 7,200 | 400

6 GHz–8 GHz | 1,100 | 170

8 GHz–12 GHz | 5,000 | 330

12 GHz–18 GHz | 2,000 | 330

18 GHz–40 GHz | 1,000 | 420

이 표에서 주파수대 끝에서 더 높은 전계 강도를 적용한다.

(d) 장비 고강도 전자기장(HIRF) 시험수준 I

(1) 10kHz에서 400MHz에서는 90퍼센트 이상으로 변조된 연속파(CW)로 1kHz의 구형파로 전도내성 시험한다. 전도내성 전류는 10kHz에서 최소 0.6mA로 시작하고 500kHz에서 최소 30mA까지 10 주파수당 20dB로 증가시킨다.

(2) 500kHz부터 40MHz까지는 전도내성 전류는 적어도 30mA여야 한다.

(3) 40MHz부터 400MHz까지는 40MHz에서 최소30mA로 시작하여 400MHz에서 최소 3mA로 10 주파수당 20dB로 감소시키면서 전도내성 시험한다.

(4) 100MHz부터 400MHz까지는 연속파(CW)로 90퍼센트 이상으로 변조된 1kHz의 구형파 20V/m 크기로 방사내성 시험한다.

(5) 400MHz에서 8GHz에서 1kHz의 펄스 반복주기를 갖는 4퍼센트의 듀티 사이클(duty cycle)의 펄스 변조로 최소 150V/m의 크기로 방사내성 시험한다. 이 신호는 50퍼센트의 듀티 사이클로 1Hz의 비율로 온/오프 절환되어야 한다.

(e) 장비 고강도 전자기장(HIRF) 시험수준 2

장비 고강도 전자기장(HIRF) 시험수준 2는 수락 가능한 항공기 전달 함수와 감쇄 커브로 감소된 값으로서 이 부록의 표 II의 고강도 전자기장(HIRF) 환경 II이다. 시험은 10kHz에서 8GHz까지의 주파수대를 포함한다.

(f) 장비 고강도 전자기장(HIRF) 시험수준 3.

(1) 10kHz부터 400MHz까지는 10kHz에서 최소 0.15mA에서 시작하여 500kHz에서 최소 7.5mA까지 10 주파수 당 20dB 로 증가시키면서 전도내성 시험한다.

(2) 500kHz부터 40MHz까지 최소 7.5mA로 전도내성 시험한다.

(3) 40MHz부터 400MHz까지 40MHz에서 7.5mA로 시작하여 400MHz에서 최소 0.75mA로 10 주파수당 20dB로 감쇄하면서 전도내성 시험한다.

(4) 100MHz부터 8GHz까지 최소 5V/m의 전계강도로 방사내성 시험한다.

[압축 안 파일: 09 항공기기술기준 Part 30 비행선.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 30

비행선에 대한 기술기준

제정: 1993.08.24 30 - 개정: 2017.06.02항공기기술기준 KAS Part 30 비행선 기술기준목 차

제정: 1993.08.24 30 - 개정: 2017.06.02

항공기기술기준 KAS Part 30 비행선 기술기준

Subpart A 일반

page

Subpart B 비행

일반

성능

비행성

조종성 및 기동성

트림(Trim)

안정성

기타 비행 요구조건

Subpart C 구조

일반

비행하중

조종면 및 조종계통 하중

지상하중(Ground Loads)

비상착륙조건(Emergency Landing Conditions)

Subpart D 설계 및 구조

조종계통

착륙장치

승객, 승무원 및 화물을 위한 설비

화재 보호와 낙뢰 평가

기낭

기타 요건

Subpart E 동력장치

일반

연료계통

연료계통 구성품

오일 계통

냉각

냉각액 계통

흡기계통

배기 계통

동력장치 제어 및 보기류

동력장치의 방화설비

Subpart F 장비

일반

계기: 장착

전기 계통 및 전기 장비

등화

안전 장비

기타 장비

Subpart G 운용제한사항 및 정보

운용 제한사항

표시 및 플래카드

비행선 비행 교범

부록 A 테어링 강도82

Subpart A 일반

(a) 이 규정은 조종석을 제외한, 9석 이하의 좌석 배열을 가진 연식(nonrigid), 근평형(near-equilibrium)의 전형적인 보통급 범주의 비행선에 대한 형식증명서 발행 및 변경에 적합한 감항기술기준을 규정하고 있다.

(b) 비행선의 형식 증명을 신청 또는 변경을 하고자 하는 자는 본 규정의 해당 요구조건에 대한 적합성을 입증하여야 한다.

(c) 본 규정에서 기술되어 있지 않은 비행선 설계 특성 또는 운용 특성의 경우 추가적인 요구조건을 통하여 적합성 입증을 요구할 수도 있다.

이 규정에서 사용하는 용어의 정의는 다음과 같다.

(a) 비행선이란 조종 가능한 엔진 구동방식의 공기보다 가벼운 항공기를 말한다.

(b) 연식(nonrigid) 비행선이란 기낭내의 부양 가스의 압력에 의해 외형이 유지되는 비행선을 말한다.

(c) 근 평형 비행선이란 정상 비행 운용 동안 “0” 정적 중량을 이룰 수 있는 비행선을 말한다.

(d) 곤돌라는 승무원, 승객, 화물, 장비 또는 추진계통을 운반하기 위한 것으로서 구조물 또는 기낭에 매달려 있거나 부착되어 있는 구조물이다.

(e) 압력 고도란 보조기낭이 완전히 수축된 상태의 기낭이 부양가스로 채우지는 고도이다.

(f) 압력 29.92 in Hg 와 15℃ 온도의 표준 해면고도 대기 조건에서의 순수한 가스의 중량

(1) 건조 공기 0.0012249 g/cm3 (0.07647 lb/ft3)

(2) 건조 헬륨 0.0001688 g/cm3 (0.01054 lb/ft3)

(g) 단위 양력 - 사용된 값은 설계 해석 시 정의되어야 한다. 만약 합리적인 해석이 없는 경우에, 헬륨에 대하여 0.001017 g/cm3 (0.0635 lb/ft3) (96퍼센트의 순도)을 단위 양력값으로 사용하여야 한다.

(h) 보조기낭(Ballonet) 이란 가스 체적의 변화를 보상하기 위해 기낭 내에 포함되어 있는 유연하고 접을 수 있는 공기낭으로 기낭의 내부 압력을 유지하고 비행선의 트림을 돕는다.

(i) 가상 관성이란 물체에 의한 유체의 움직임으로 인하여 유체 내에서 움직이고 있는 물체에 추가되는 관성.

속도는 달리 정의되어 있지 않다면 등가대기속도(EAS)로 한다.

(a) VB : 최대 돌풍강도에 대한 설계 속도

(b) VD : 설계 강하 속도

(c) VH : 해면 고도에서 최대 수평비행 속도

(d) VMO : 최대 운용제한 속도 (지시대기 속도임, IAS)

(e) VL : 최대 착륙장치 운용 속도

Subpart B 비행

일반

(a) 이 규정의 각 요구조건에 대한 적합성은 인증을 신청한 하중조건 범위 내의 해당 중량과 무게중심 위치에서 입증되어야 한다. 이는 인증을 신청한 비행선 형식에 대한 시험 또는 시험 결과에 기초를 두고 시험과 동등한 정밀성을 갖는 계산에 의해 증명되어야 한다.

(b) 다음과 같은 일반 공차는 비행시험 중에 인정된다. 그렇지만 특정시험에 있어서는 이보다 더 큰 공차를 인정할 수 있다.

항 목 | 공 차

중량 | +5 % ~ -10 %

중량에 의해 영향을 받는 주요 항목 | +5 % ~ 1 %

무게중심 | 허용범위의 ±7 %

비행선이 안전하게 운용될 수 있는 중량 및 무게중심 범위를 설정하여야 한다.

(a) 최대 중량. 최대 중량이란 이 규정의 각 해당 요구조건에 대한 적합성이 입증된 가장 무거운 중량을 의미한다. 최대 중량은 다음을 만족하도록 설정되어야 한다.

(1) 다음 (ⅰ), (ⅱ), (ⅲ) 보다 큰 값이어서는 안 된다.

(ⅰ) 신청자가 선정한 최대중량.

(ⅱ) 설계최대 중량. 이 규정의 각 해당 구조하중조건에 대한 적합성이 입증된 가장 무거운 중량. 또는

(ⅲ) 각 비행 요구조건에 대한 적합성이 입증된 가장 무거운 중량.

(2) 좌석 당 각 승무원의 무게를 77 kg (170 lb)로 가정하였을 때 다음의 중량보다 큰 값이어야 한다.

(i) 모든 좌석에 승무원이 탑승하고, 최대 탱크 용량의 오일이 채워져 있고, 정격 최대 연속출력으로 적어도 30분간 운용이 가능한 연료량을 탑재한 경우의 중량. 또는

(ⅱ) 최소 필요 승무원과 최대용량의 연료와 오일을 탑재한 중량.

(3) 곤돌라의 최대 설계중량까지 곤돌라에 중량을 탑재할 경우 도달하는 중량보다 큰 값이어야 한다.

(b) 최소 중량. 설계 최소 중량은 다음의 합을 초과하지 않도록 설정하여야 한다.

(1) 30.29항의 규정에 따라 결정된 공허 중량

(2) 최소 필요 승무원들의 무게(각 승무원당 77 kg (170 lb)으로 가정).

(3) 최대연속출력으로 30분간 운용 시 필요한 연료의 무게

(a) 공허 중량과 이에 해당하는 무게중심 위치는 다음 사항을 포함한 모든 항목의 중량에 의하여 결정되어야 한다.

(1) 수축된 기낭의 중량

(2) 고정된 밸러스트

(3) 30.959항의 규정에 의하여 결정된 사용할 수 없는 연료량

(4) 다음 (ⅰ), (ⅱ)를 포함한 모든 작동유

(ⅰ) 오일

(ⅱ) 유압 작동유

(b) 공허 중량을 결정할 때의 비행선의 조건은 명확하게 정의되어야 하고 용이하게 반복될 수 있어야 한다.

(a) 일반. 프로펠러 회전속도와 피치는 정상작동 조건하에서 안전한 운용을 보장할 수 있는 값으로 제한되어야 한다.

(b) 비행 중 조종이 불가능한 프로펠러. 비행 중 피치조종이 불가능한 프로펠러의 경우, 이륙하여 최대 상승률 속도로 초기 상승 동안, 프로펠러는 스로틀을 완전히 개방한 상태 또는 최대 이륙 다기관 압력 상태에서 엔진 회전수가 허용 가능한 최대 이륙 회전수를 초과하지 않도록 제한하여야 한다.

(c) 조속기가 없는 피치조종이 가능한 프로펠러. 비행 중 피치조종이 가능하지만 조속기가 없는 프로펠러의 경우, 가능한 가장 낮은 피치가 (b)항에 적합하도록 피치 범위를 제한하는 수단이 있어야 한다.

(d) 조속기가 있는 피치조종이 가능한 프로펠러. 조속기가 있는 피치조종 프로펠러는 다음을 만족하여야 한다.

(1) 조속기가 작동상태에 있을 때 조속기에는 최대엔진 회전수를 최대 허용이륙회전속도까지 제한하는 수단이 있어야 한다.;

(2) 조속기가 비작동 상태에 있을 때는 프로펠러 블레이드가 가능한 가장 낮은 피치상태이고 이륙 다기관 압력 상태로 비행선이 정지되어 있고 바람이 없는 상태에서 최대 엔진 회전수를 최대 허용 이륙 회전속도의 1.03배로 제한하는 수단이 있어야 한다.

성능

(a) 다른 규정이 없는 한, 정지상태의 대기 및 다음의 대기조건 또는 표준조건이 적합하지 않을 경우에는 신청자가 제시한 조건에 대하여 이 기준의 성능 요구조건을 만족하여야 한다.

(b) 성능 자료는 특정 대기조건에서 이용 가능한 추력 방향과 추력에 상응하는 것이어야 한다.

각 비행선에 대하여 이륙 후 15 m(50 ft) 장애물 위에 상승하는데 필요한 거리를 다음에 대하여 결정하여야 한다.

(a) 최대 정적 중량의 비행선

(b) 승인된 운용 한계 내에서의 엔진 작동

(c) 정상 이륙 상태에서 엔진 냉각공기의 공급을 조절하는 카울 플랩 또는 다른 수단의 사용

(d) 이륙 승인을 신청한, 추력 방향이 조정된(만약 장치되어 있는 경우) 각 상태의 엔진 또는 프로펠러

(e) 이륙 면으로부터 15 m(50 ft) 높이에 도달할 때 까지 비행선은 권장된 상승속도에 도달하여야 한다. 그리고

(f) 이 항에서 요구하는 자료를 결정하기 위해 행하여지는 이륙은 예외적인 조종 기술 또는 예외적인 유리한 조건을 요구하지 않아야 한다.

(a) 비행선은 다음의 조건으로 해면 고도에서 적어도 분당 91m (300 ft)의 정상 상승률과 1:12의 정상 상승각을 가져야 한다.

(1) 각 엔진이 최대 연속출력 이하인 조건

(2) 보조 추력 및 양력 조절장치가 정상적인 상승 위치에 있는 조건

(3) 착륙장치의 올림상태

(4) 엔진 냉각공기의 공급을 조절하는 카울 플랩 또는 다른 장치가 30.1041항에서부터 30.1046항 까지에서 요구되는 냉각시험 때 사용되는 위치에 있는 상태

(b) 모든 운용 조건에서 사용되는 최대 상승 및 하강율은 최대 연속 전진 추력을 사용하는 모든 조건에 대하여 설정되어야 한다. 최대 상승 및 하강율로 상승, 하강하는 동안 기낭의 압력은 승인된 최대, 최소 압력범위내로 유지됨을 증명하여야 한다.

다수의 엔진을 장착한 비행선은 다음의 조건으로 해면고도에서 적어도 분당 30 m(100 ft)의 정상 상승율을 가져야 한다.

(a) 하나의 엔진이 부작동 상태이고 프로펠러는 최소 항력 위치에 있을 때;

(b) 작동 중인 엔진은 최대 연속출력 이하이고 모든 보조 추력 및 양력 조절장치가 가장 유리한 설정상태일 때;

(c) 착륙장치는 접은 상태;

(d) 엔진 냉각공기의 공급을 조절하는 카울 플랩 또는 다른 장치가 냉각시험 시의 위치에 있는 상태

착륙 면으로부터 15 m(50 ft) 고도에서 착륙 후 완전히 정지하는데 필요한 수평 거리는 착륙 시 가장 위험한 비행선 형상에 대하여 결정되어져야 한다.

비행선은 임의의 비행 상태에서 임의의 엔진 고장 시에도 스스로를 평형 상태로 빠르게 복원할 수 있는 능력이 있어야 한다. 지정된 밸러스트만 사용할 수 있다.

(a) 각 비행선은 최대 착륙 중량으로 하강하여 착륙시도 상태에서 착륙 실패 후 상승 상태로 전환하는 능력을 실증하여야 하며 이러한 전환과정은 과도한 하강 또는 과도한 조종 기술이 필요하지 않아야 한다. 비행선의 형상은 다음과 같아야 한다.

(1) 기낭이 하강 착륙을 위해 트림된 상태

(2) 착륙장치는 펼친 상태

(3) 보조 추력과 양력 조종장치는 착륙을 위해 정상적으로 사용되는 초기 위치.

(b) 부적절한 비행 특성을 유도하거나 과도한 조종 업무 부하를 초래하지 않는다면, 이 요구 조건에 대한 적합성 입증을 보조하기 위해 보조 추력 및 양력 조종장치를 사용하여도 된다.

비행성

비행선은 특별한 조종기술이나, 주의력 또는 체력이 없이도 통상적으로 예상되는 운용 고도에서 30.143항에서부터 30.255항 까지의 요구조건을 만족하여야 한다.

조종성 및 기동성

(a) 비행선은 다음의 상태 중에 안전하게 조종할 수 있고 기동할 수 있어야 한다.

(1) 이륙

(2) 상승

(3) 수평비행

(4) 하강

(5) 착륙

(6) 하나의 엔진이 부작동 상태이고 나머지 엔진은 허용되는 위치로 추력방향이 조절된 상태에서의 수평비행.

(b) 엔진 출력 없이 30.561항의 조건으로 안전하게 하강하여 착륙할 수 있음을 입증하여야 한다.

(c) 갑작스러운 임의의 엔진 고장을 포함한 임의의 예상 가능한 운용조건에서 제한하중계수를 초과할 위험 없이, 그리고 특별한 조종 기술, 주의력 또는 체력이 필요 없이 하나의 비행 상태에서 다른 비행 상태로 부드럽게 전환할 수 있어야 한다.

(d) 이 항의 (c)조항에서 요구하는 시험 중 필요 조종 강도에 관한 한계 조건이 존재하다면, 조종력은 다음 표에 명시된 제한 범위를 초과하지 않아야 한다.

조종륜 또는 방향타에 가해지는 힘 | 피치(Pitch) | 요우(Yaw)

(a) 단시간 조타 조종간(Stick) 조종륜(Wheel) 캡스턴형 조종륜(Capstan wheel) 러더 페달(Rudder pedal) (b) 장시간 조타 조종간 또는 조종륜 캡스턴형 조종륜(Capstan wheel) 러더 페달(Rudder pedal) | 60 75 60 - 10 10 - | 30 60 - 150 5 - 20

(e) 주 또는 보조 조종장치의 단일 고장이 발생하더라도 착륙을 통어할 수 있는 고도에서 “0” 하강율을 설정할 수 있어야 한다. 조종장치는 다음과 같은 기계적 및 전기적인 장치를 포함한다.

(1) 공력 조종면

(2) 추력 방향 조절계통

(3) 밸러스트

(4) 헬륨/공기 밸브

(5) 전기식 또는 유압식 엑츄레이터

(6) 관련된 배선 또는 유압 배관

(7) 출력원;

(8) 조종계통 부스터.

(f) 다음 경우의 다중 고장(Multiple failures)은 통지되어야 한다.

(1) 결함이 공용 동력 공급원에서 발생한 경우.

(2) 내재된 위험 정도에 따라 설정된 주기적인 점검을 포함한 정상적인 운용 동안 초기 고장이 감지되지도 않고, 통지되지도 않을 경우.

(3) 초기 고장이 다른 고장을 필연적으로 유발할 수 있을 때.

모든 엔진이 최대 연속 출력으로 작동하고 있고, 양력 조종장치가 적절히 설정되어 있고, 비행선이 적절하게 트림되어 있는 상태에서 다음의 상태가 가능하여야 한다.

(a) 기수를 30° 올린 상태의 안정적인 상승에서 기수를 내리는 피치의 변화

(b) 기수를 30° 내린 상태의 안정적인 하강에서 기수를 올리는 피치의 변화

정상적인 접근, 착륙 조건에서 조종사가 원하는 자세를 취할 수 있도록, 충분한 피치 조종 능력이 있어야 한다. 그런 기술 및 제한 사항은 비행 교범에 포함되어 있어야 한다.

트림(Trim)

정적 트림 및 평형 상태의 비행선이 엘리베이터를 거의 중립상태로 조종한 상태로, 정지 공기 중을 모든 속도에서 수평 비행을 할 수 있음을 실증하여야 한다.

안정성

비행선은 적절한 운용 속도로 트림된, 상승, 하강 및 수평 비행 상태의 안정적인 비가속 비행 동안 피치 및 요우 축 모두에서 충분히 안정적이어야 한다. 비행선의 보조 추력 및 양력 조종장치의 사용은 조종사를 과도하게 피로하게 하거나 그의 정상적인 업무를 방해하지 않도록 일관성이 있어야 한다.

기타 비행 요구조건

비행선의 모든 부분은 VD까지의 모든 적절한 속도와 출력 상태하에서 과도한 진동이 없어야 한다. 또한 모든 정상 비행상태에서 승무원에게 과도한 피로를 주거나 또는 구조에 손상을 끼치게 하며 비행선의 만족스러운 조종을 방해하기에 충분한 버피팅이 있어서는 안된다.

기낭의 변형이 정상적인 비행에 사용되는 속도, 출력 및 기낭 압력의 모든 범위에서 비행 경로 조종을 방해하지 않음을 입증하여야 한다. 또한 다음의 사항을 만족하여야 한다.

(a) 조종사가 기낭의 압력을 판단하고 설계 압력범위 내에서 기낭 압력을 조절할 수 있는 수단이 장치되어야 한다.

(b) 운용 절차를 규정하고, 이를 비행선의 비행 매뉴얼에 기재하여야 한다.

(c) (a)항에 적합하기 위해 필요한 절차 및 조종장치의 부주의한 사용이 기낭의 강건성에 해를 미쳐서는 안 된다.

(a) 구체적인 최소 지상 승무원, 모든 예상되는 비행선 중량 및 부력 조건, 풍향 조건을 가정하여 만족스러운 지상 조종절차를 개발하여야 한다.

(b) 고정식 계류주(Mast) 및 이동식 계류주 모두에 대한 계류(mooring) 절차를 개발하여야 한다.

Subpart C 구조

일반

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

(b) 별도의 규정이 없는 한 비행 및 지상 하중은 비행선의 각 부품의 질량 및 해당될 경우, 비행선의 가상 관성력(virtual inertia)의 영향을 고려한 관성력과 평형상태이어야 한다.

(c) 구조 요구조건에 대한 적합성은 최소 설계중량에서부터 최대 설계 중량까지의 임의의 중량과 인증이 신청된 범위 내의 가장 위험한 무게중심 위치의 조합에서 증명되어져야 한다.

(d) 만약 하중을 받은 변형이 외부하중 또는 내부하중의 분포를 심각하게 변화시킨다면 이 변화를 고려하여야 한다.

특별한 규정이 없는 한 1.5의 안전계수를 사용하여야 한다.

(a) 구조는 해로운 영구 변형없이 제한하중을 지지할 수 있어야 한다. 제한하중까지의 모든 하중에서 변형은 안전운항에 지장을 주어서는 안된다.

(b) 구조는 적어도 3초 동안 파괴되지 않고 극한하중을 지지할 수 있어야 한다. 그러나, 실제하중조건을 모사한 동적실험에 의하여 강도의 실증이 증명된 경우 3초의 제한사항은 적용되지 않는다.

강도와 변형 요구조건에 대한 적합성은 각 임계 하중 상태에서 증명되어야 한다. 만일 구조가 신뢰할 수 있는 수단으로 입증된 경험을 바탕으로 한 경우, 구조 해석만을 사용하여 안전성을 입증할 수도 있다. 다른 경우에는, 구체적인 하중 시험을 하여야 한다. 만일 설계 하중 조건이 유사하게 갖추어진 경우라면 구조의 비행 시험을 포함한 동적 시험도 허용될 수 있다.

비행선의 중량은 최대 설계 정적 부력과 (적절한 방법으로 기낭과 미익부에 분포된) 동적 양력 또는 추력 방향에 의해 수반되는 추가 중량의 합과 동일하여야 한다.

(a) 최대 설계 중량. 다음의 최대 중량에 대해 각 해당 구조 및 비행 요구조건에 대한 적합성을 입증하여야 한다.

(1) 설계 최대 평형중량 W0

(2) 최대 정적 중량 Wsh (부력 용량을 초과하는 비행선의 중량)

(3) 최대 착륙 중량 W1

(4) 최대 이륙 중량 Wt = W0 ＋ Wsh

(5) 최대 곤돌라 중량

(b) 최소 설계 중량. 다음의 최소 중량에 대해 각 해당 요구조건에 대한 적합성을 입증하여야 한다.

(1) 설계 최소 중량 Wm

(2) 최대 정적 경량 Wsl (부력 용량보다 적은 비행선의 중량)

특정 요구조건에서 규정된 경우를 제외하고, 선정된 설계 대기속도는 등가대기속도(EAS) 이다.

(a) 설계 최대 수평비행 대기속도 VH. VH는 모든 엔진이 최대 연속출력으로 작동되고 비행선의 중량이 부력과 평형을 이루거나 또는 최소 항력을 발생토록 적재된 상태의 수평비행 중 얻을 수 있는 최대속도이다.

(b) 최대 돌풍 강도에 대한 설계 대기속도 (VB). VB은 65 km/h(35 knot) 또는 0.65 VH 중 더 작은 값보다 작지 않아야 한다.

(c) 설계 급강하 대기속도 VD. VD는 다음의 값보다 작지 않아야 한다.

(1) VH

(2) 모든 엔진이 최대 연속출력으로 작동되고 비행선이 최소 항력 형상인 상태에서 급강하 시 얻을 수 있는 최대 속도.

비행하중

비행하중요건에 대한 적합성은 다음 각 경우에 대하여 증명되어야 한다.

(a) 비행선이 운용될 것으로 예상되는 범위내의 각 임계고도에서

(b) 설계 최소중량에서부터 설계 최대중량까지의 모든 중량에 대하여

(c) 모든 요구되는 고도와 질량에 대하여 30.1583항에서 30.1589항까지에 규정된 운용한계 내에서 처분할 수 있는 하중의 실용적인 모든 분포에서

(a) 조종면을 포함하여 비행선은 다음의 표에 나열되어 있는 기동 조건으로부터 유발되는 하중을 받는 것으로 고려하여야 한다. 제어되거나 제어되지 않은 기동 중의 정상 상태와 과도 상태의 영향을 고려하여야 한다.

순번 | 비행 상태 | 속도 | 중량 | 자세 | 추력방향 | 조종면 위치

러더 | 엘리베이터

1 | 수평비행 | VH | Wt | (2) | 전방 | 중립 | (2)

2 | 수평비행 | 0.71 VH | Wl | (2) | 후방 | 중립 | (2)

3 | 기수 내림 | VH | W0 | +30° | 전방 | 중립 | (2)

4 | 기수 올림 | VH | W0 | -30° | - | 중립 | (2)

5 | 하강 후 조종간 당김 | VH | Wt | (2) | 전방 | 중립 | (2)

6 | 선회 진입 | VH | W0 | 수평 | 전방 | 최대값 | 중립

7 | 선회 후 배면비행 | VH | W0 | 수평 | 전방 | (3) | 중립

8 | 급강하 진입 | VH | W0 | 수평 | 전방 | 중립 | 완전히 내림

9 | 상승 진입 | VH | W0 | 수평 | 전방 | 중립 | 완전히 올림

10 | 선회 후 상승 | VH | W0 | 수평 | 전방 | 최대값 | 완전히 올림

11 | 선회 후 급강하 | VH | W0 | 수평 | 전방 | 최대값 | 완전히 내림

12 | 선회 | (1) | W0 | 수평 | 전방 | 최대값 | 중림

13 | 선회 회복 | (1) | W0 | 수평 | 전방 | (3) | 중림

14 | 선회 회복 후 상승 | (1) | W0 | 수평 | 전방 | (3) | 완전히 올림

15 | 선회 회복 후 급강하 | (1) | W0 | 수평 | 전방 | (3) | 완전히 내림

16 | Light Flight | VH | (2) | (2) | 전방 | 중립 | (2)

주 - (1) 속도는 정상 상태 조건에서 결정되어야 한다.

(2) 최대 하중조건을 생성하기위해 필요한 중량/자세

(3) 최대 러더값으로 75° 선회 후 반대 방향의 최대 러더값을 적용하여야 한다.

(b) 기동 조건으로 러더와 엘리베이터 조종장치의 독립적인 영향과 결합된 영향 둘 다에 대해 고려하여야 한다.

(a) 비행선은 수평 비행 중 다음의 대기 돌풍에 의해 초래되는 하중을 받는 것으로 가정하여야 한다.

(1) v=VH(m/s) 속도로 비행 중 Um=7.6 m/s(25 ft/s) 속도의 불연속적인 돌풍.

(2) v=VB(m/s) 속도로 비행 중 Um=10.7 m/s(35 ft/s) 속도의 불연속적인 돌풍.

(3) 돌풍 형태와 강도(u)는 다음과 같이 정의된다.

Um : 돌풍 속도(m/s)

X : 돌풍 속으로 침투한 거리(m), 0 ≤ X ≤ 2H

H : 돌풍 경사길이(m), L/4 ≤ H ≤ 244 m (800 ft)

L : 비행선 길이(m)

(4) 정상상태 하중뿐 만 아니라 설계 돌풍에 대한 비행선의 동적 응답도 고려하여야 한다.

(b) 조종면이 돌풍에 대해 반작용하는 최대 유효각 위치와 중립 위치 일 때에 대하여 비행선의 축에 평형한 방향을 포함한 임의의 방향에 돌풍을 가하여야 한다.

(c) 더 합리적인 해석이 없는 경우에는, 기낭에 가해지는 최대 공기역학적 굽힘 모멘트 M(lb×ft)은 다음과 같이 계산되어야 한다,

f : 세장비(envelope ratio), f = L/D, f ≥ 4

Um : (a)항의 돌풍 속도(ft/s)

q : 고려 중인 속도 v(ft/s)에서의 동압(lb/ft2), q=rv2/2

L : 비행선의 길이(ft)

D : 기낭의 최대 직경(ft)

r : 공기 밀도 (slugs/ft3)

v : (a)항의 비행선 등가대기속도(ft/s)

V : 전체 기낭 체적 (ft3)

(d) 미익은 다음 조건에서 적용되는 (a)항에 정의되어 있는 불연속적인 돌풍을 받는 것으로 가정하여야 한다.

(1) 비행선은 직선 수평 비행상태에 있다.

(2) 돌풍은 수직 미익 표면 중 어느 쪽의 변의 90° 방향에 가해진다.

(3) 조종면은 돌풍에 대해 반작용하는 최대 유효각 위치와 중립 위치에 있는 두 경우 모두를 고려하여야 한다.

(4) 유효 받음각은 다음으로 가정한다.

(5) 조종면 하중과 미익에 의해 기낭에 유발되는 선미의 공기역학적 힘의 합은 최대 중량 상태의 비행선에 대하여 합리적 또는 보수적인 방법으로 대응되는 관성력과 평형을 이루어야 한다.

(a) 각 엔진 마운트와 그 지지 구조물은 다음의 영향을 고려하여 설계하여야 한다.

(1) 이륙 출력과 프로펠러 회전속도에 해당하는 제한 엔진 토오크가 30.333항의 설계 기동조건의 제한 하중의 75%에 해당하는 하중과 동시에 작용하는 경우

(2) 최대 연속 출력과 프로펠러 회전속도에 해당하는 제한 엔진 토오크가 30.333항의 설계 기동조건의 제한 하중과 동시에 작용하는 경우

(3) 터어보 프로펠러를 장착한 경우, (a)(1)항과 (a)(2)항에 규정된 조건 이외에도, 이륙 출력과 프로펠러 회전속도에 해당하고, 빠른 페더링(Feathering)을 포함한 프로펠러 조종장치의 고장을 고려하는 계수를 곱한 제한 엔진 토오크가 1g의 수평비행 하중과 동시에 작용하는 경우. 합리적인 해석이 없는 경우에, 1.6의 계수를 사용하여야 한다.

(b) 터어빈 엔진을 장착한 경우 엔진 마운트와 그 지지 구조물은 다음 각 사항에 견디도록 설계되어야 한다.

(1) 압축기 막힘과 같은 고장이나 구조 파손으로 인한 엔진의 급정지에 의해 발생하는 제한 엔진 토오크 하중

(2) 엔진의 최대 가속에 의해 발생하는 제한 엔진 토오크 하중

(c) 상기 (a)항에서 고려되는 제한 엔진 토오크는 평균 토오크에 다음의 계수를 곱하여야 한다.

(1) 출력의 과도현상이 더 큰 제한 토크를 초래하지 않는다면, 터보 프로펠러를 장착한 경우 1.25.

(2) 5개 이상의 실린더를 갖는 엔진에 대해서는 1.33

(3) 4개, 3개, 2개의 실린더를 갖는 엔진에 대하여서는 각각 2, 3, 4

(d) 비행선의 요우잉과 피칭 또는 엔진의 추력방향으로 인해 프로펠러를 통과하는 기류가 대칭이 아닐 때는 추가적인 힘을 고려하여야 한다.

(a) 각 엔진 마운트와 그 지지 구조물은 엔진 마운트에 작용하는 측방 하중에 대하여 다음 값보다 작지 않는 가로 방향의 제한 하중계수에 대하여 설계되어야 한다.

(1) 1.33; 또는

(2) 30.333 항에 기술된 설계 기동 조건에 대한 제한 하중계수의 1/3

(b) 상기 (a)항에 규정된 측방 하중은 다른 비행조건과 독립된 것으로 가정하여야 한다.

터보 프로펠러로 추진되는 비행선의 경우, 엔진 마운트와 지지 구조는 프로펠러 항력 제한 계통의 단일 고장과 결합된 임의의 하나의 엔진 고장으로 인해 초래되는 하중에 대하여 설계되어야 한다. 다음 조건을 적용한다.

(a) 연료 흐름의 방해로 인한 출력감소에 의해 발생하는 하중을 제한하중으로 간주한다.

(b) 엔진 압축기와 터어빈의 분리 또는 블레이드의 손실에 의한 하중은 극한하중으로 간주한다.

터빈엔진을 장착한 비행선의 경우, 각 엔진 마운트와 그 지지 구조는 최대 연속 회전수의 엔진과 추력 방향의 최대 각 변화율이 결합된 기동 하중으로 인해 발생되는 자이로 효과에 의한 하중에 대하여 설계되어야 한다,

조종면 및 조종계통 하중

(a) 조종면은 30.333항과 30.341항에서 기술된 조건에서 발생하는 조종면 하중에 대하여 설계되어야 한다.

(b) 비행하중을 받는 상태에서 가동되는 조종면에 작용하는 공기력과 이에 대응하는 조종면 변위는 비행 중에 30.397(b)항에 기술된 범위내의 임의의 조종력을 가할 때 발생되는 것들을 초과할 필요는 없다. 그러나 이러한 조종력은 30.143(c)항의 입증 시 결정된 실제 최대 조종력보다 작지 않아야 한다. 이 기준을 적용함에 있어서, 조종 계통 부스터 및 서보 기구의 영향과 탭의 영향을 고려하여야 한다. 만일 자동 조종장치가 조종사 보다 더 큰 조종면 하중을 발생할 수 있다면 자동 조종력의 영향을 설계에 반영하여야 한다.

(a) 각 비행 조종계통과 그 지지 구조는 30.333항에서 30.341항까지에 규정된 상태 하에서 가동 조종면의 계산된 힌지 모멘트(Hinge Moments)의 최소한 125%에서 해당하는 하중에 대해서 설계되어야 한다. 그러나, 이 하중은 조종사에 의해 또는 자동 조종 장치에 의해 발생할 수 있는 하중 중 더 높은 하중을 초과할 필요는 없다.

(b) 조종계통은 조종사 또는 자동 조종장치 중 더 큰 최대 조종력에 대해 설계되어야 한다. 추가로, 만일 조종사와 자동 조종장치가 반대로 작동하는 경우, 그 둘 사이의 계통 부분은 더 작은 하중을 부과하는 쪽의 최대 조종력에 대해 설계할 수 한다. 설계에 사용된 조종력은 30.397(b)항에서 규정된 최대 힘을 초과할 필요는 없다.

(c) 어떤 경우에서든 설계는 운용 목적에 대해 튼튼한 계통을 제공하여야 한다. 이 항에 대한 적합성은 30.397(b)항에 규정된 최소 조종력을 적용한 결과 발생하는 하중에 대하여 설계함으로서 입증할 수 있다.

(a) 설계에 사용된 조종력은 실제 비행중에서와 같이 조종간 또는 페달의 적절한 위치에서 작용하고, 그리고 이 조종력은 조종계통의 부착부위에서 조종면의 호온(Horn)에 의해 반작용을 받는 것으로 가정한다.

(b) 조종력과 토오크는 다음의 표와 같다.

조종장치 | 조종력 또는 토오크

최대 | 최소

엘리베이터 캡스턴형 조종간(Capstan wheel) (1) 기둥에 지지된 조종륜(대칭형) 기둥에 지지된 조종륜(비대칭형) (2) 조종간 | 76 kg(167 lb) 91 kg(200 lb) - 76 kg(167 lb) | 45 kg(100 lb) 45 kg(100 lb) 45 kg(100 lb) 45 kg(100 lb)

러더 러더 페달 기둥에 지지된 조종륜 (3) 조종간 | 91 kg(200 lb) 22.7 D cm-kg(50 D in-lb) (4) 3 kg(67 lb) | 59 kg(130 lb) 18 D cm-kg(40 D in-lb) (4) 18 kg(40 lb)

주 - (1) 조종사 측면에 캡스턴(capstan) 조종륜이 장착된 경우 전후방 조종력은 조종륜 테의 가장 높은 부위에 가해야 한다.

(2) 비대칭 조종력은 통상적으로 조종륜을 손으로 잡는 부위 중 한 부위에 가해야 한다.

(3) 러더를 조종하는 조종장치가 조종사 전방의 기둥에 설치된 조종륜일 경우 하중은 조종륜의 테에 접선방향으로 가하여야 한다.

(4) D는 조종륜의 직경 cm(in).

(a) 각 이중 조종계통은 다음보다 작지 않은 각각의 조종력을 사용하면서 조종사가 반대 방향으로 작동시키는 것에 대해 설계되어야 한다.

(1) 30.391항에 의해 결정된 조종력의 0.75배 또는

(2) 30.397(b)항에 규정된 최소한의 조종력

(b) 각 조종계통은 30.391항에서 얻어진 조종력의 0.75배 이상의 개별 조종력을 이용하여, 같은 방향으로 같이 작용하는 조종력에 대하여 설계되어야 한다.

밸브, 댐퍼 조종장치와 같은 2차 조종계통은 조종사가 조종계통에 가할 수 있는 최대의 조종력에 대하여 설계되어져야 한다.

(a) 조종면 설계 조건에 대한 트림 탭의 영향은 조종면 하중이 최대 조종력에 의해 제한되는 경우에만 고려되어야 한다. 이 경우에, 탭은 조종사에게 이로운 방향으로 변위되는 것으로 간주한다.

(b) 조종면 탭은 얻어질 수 있는 비행 속도와 탭 변형의 가장 심한 조합에 대해서 설계 되어야 한다.

비행선의 조종면이 수평 및 수직 축에 대해서 상당한 각도로 기울어져 있거나 또는 중간에 조종면 지지대를 가지고 있는 경우, 조종면과 지지 구조는 개별 계통에 대하여 기술되어 있는 조합된 조종면 하중에 대하여 설계되어야 한다.

(a) 조종면 힌지와 조종계통은 다음과 같이 미익에 대한 바람의 하중(Tail-to-wind load)에 의해 발생하는 조종면 하중에 대하여 설계되어야 한다.

(1) 더 합리적인 해석이 없는 경우에, 가동 조종면에 대한 하중 분포는 힌지에서 0이고 조종면 끝단에서 최대치로 선형으로 변화하는 것으로 계산하여야 한다.

(2) 조종면 혼(horns)부터 하중에 반작용하는 위치(정지장치(stop), 조종계통 잠금장치(gust locks), 조종사 조종장치(pilot controls))까지의 조종계통은 (3)항의 힌지 모멘트(H)에 대응하는 하중에 대하여 설계되어야 한다.

(3) 다음의 수식으로부터 계산된 조종면 힌지 모멘트는 30.397(b)항의 최대 조종 하중에 대응하는 하중을 초과할 필요는 없다.

H : 제한 힌지 모멘트(ft×lb)

C : 힌지선 후방부의 조종면 평균시위(ft)

S : 힌지선 후방부의 조종면의 넓이(ft2)

q : 15 ft/s를 초과하지 않는 설계속도에 대한 동압(lb/ft2)

K : 힌지 모멘트계수 1.40

(b) 각 조종면에 작용하는 하중은 정지장치(stop)에 대하여 양의 위치, 음의 위치, 그리고 중립위치에서 고정되고 그리고 고정되지 않은 조종장치에 대하여 결정되어져야 한다.

지상하중(Ground Loads)

이 장에 규정되어 있는 제한 지상 하중은 비행선 구조에 작용하는 외부 하중으로 간주한다. 각 규정된 지상하중 상태에서 외부 하중은 합리적 또는 보수적인 방법으로 선형 관성력과 평형을 유지하여야 한다.

(a) 이 장의 지상 하중 요구조건은 30.479항의 표에서 보여지는 중량과 충격 흡수장치의 펼침 길이에 적합하여야 한다.

(b) 이 장에서 규정하는 착륙 하중 조건을 위하여 비행선의 무게 중심에서 선택된 제한 수직 관성하중 계수는 운용 중 발생이 예상되는 초당 0.9 m(3 ft) 보다 작지 않은 최대 하강 속도로 착륙 시 얻을 수 있는 것 보다 작지 않아야 한다. 곤돌라와 기낭 사이의 착륙 에너지 분배에 대하여 적절히 고려하여야 한다. 착륙 충격 동안 동적 양력은 허용되지 않는다. 제한 수직 관성 하중계수(n)는 비행선의 중량에 대한 외부적으로 가해진 수직력의 비를 나타낸다.

(c) 에너지 흡수시험은(요구되는 제한 강하속도에 해당하는 제한하중계수 n을 결정하기 위한) 30.723(a)항의 규정에 따라서 행해야 한다.

착륙장치와 비행선 구조는 다음의 표에 나열되어 있는 이륙 및 착륙 조건에서 발생되는 하중을 받는 것으로 고려하여야 한다. 착륙장치와 영향을 받는 지지 구조에 대한 지상하중 결정할 때에는 다음이 적용된다.

(a) 착륙 조건을 조사할 때, 착륙 속도까지 타이어와 바퀴를 가속시키는데 필요한 힘과 비슷한 항력 성분은 타이어의 미끄럼 마찰계수를 0.8로 가정한 상응하는 순간적인 수직 지상반력과 적절히 조합된 것이어야 한다. 접촉 속도는 최대 예상 전진 착륙속도의 비행선의 착륙에 적합하여야 한다. 바퀴 스핀-업 하중을 결정할 때에는 KAS Part 23 부록 D에 정의된 방법을 사용하여도 된다.

(b) 만일 회전식 착륙장치(고정장치, 조향 장치 또는 이상 진동 댐퍼가 없는)가 사용된 경우에는, 상기의 요구조건에 추가하여, 착륙장치는 비행선의 가로축에 대하여 90˚ 회전되어 있고 합성된 지상하중은 축을 통과하는 것으로 가정한다.

(c) 보조 착륙장치(테일 핀에 설치되어 있는 바퀴)는 예상되는 운용 중에 발생하는 하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

조건 | 자세 | 중량 | 충격흡수장치 펼침 길이 | 착륙장치 하중 (3)

수직 | 가로 (2) | 세로 (2)

이륙 수평 착륙 수평착륙 측방편류(side drify) 착륙 | 수평 수평 수평 수평 | Wt Wl Wl Wl | 정적 최대 최대 정적 | 1.5 Wsh n Wl n Wl Wl | 0 0 ±0.25 nWl 0 0.55 Wl | 0.275 Wsh (1) 0

주 - (1) 이 하중은 스핀-업 또는 스프링-백 조건에 근거한다.

(2) 가로방향 하중과 세로방향 하중은 수평으로 작용한다.

(3) 이중(dual) 바퀴를 장치한 착륙장치의 경우, 바퀴간의 하중을 60/40으로 배분한다.

(4) n은 30.473(b)에 따라 선택한 비행선의 무게 중심에 작용하는 제한 수직 관성하중 계수이다.

이 항에서 규정하는 제한 하중은 비행선 구조 및 운용 선에 작용하는 외부 하중으로 간주한다. 이 하중은 다음의 표에 나열되어 있는 계류 및 취급 조건에서 발생되는 하중이다. 이 조건에 대하여, 비행선은 착륙 형상을 고려하여야 한다.

조건 (6) | 중량 | 바람의 속도 | 바람의 각

대칭 계류 | Wt | 36 m/s (70 knots) | 0

비대칭 계류 | Wt | 36 m/s (70 knots) | (2)

계류대 취급-중(Heavy) (3) | Wt | (1) | (2)

계류대 취급-평형(Equilibrium) (3) | W0 | (1) | (2)

계류대 취급-보조 수동장치(Override) (4) | Wt | 0 | 0

운용선 취급 (3), (5) | Wt | (1) | (2)

운용선 취급 (3), (5) | W0 | (1) | (2)

주 - (1) 지상 취급동안 발생이 예상되는 최대 풍속은 설계자가 선정하여야 하고 비행선 운용 제한 사항에 기재하여야 한다. 그러나 5 m/s(10 knot)보다 적어서는 안된다.

(2) 바람의 각은 가로 방향의 바람의 힘과 세로 방향의 바람의 힘으로부터 결정되어져야 하며 이 힘들은 설계 최대 가스압력 상태의 기낭에 부과되는 것으로 가정하여야 한다. 이 바람의 힘은 양쪽 측면에 대해 순간적으로 방향이 변할 수 있다. 더 합리적인 해석이 없는 경우에, 10°의 바람 각을 사용한다.

(3) 지상 하중 선도는 가장 위험한 유효 상대 바람의 각에 근거하여 결정되어야 한다.

(4) 하중은 1.5 m/s(3 knots)의 속도 차에 의해 발생하는 계류대와 비행선 사이의 압축력에 근거하여 결정되어야 한다.

(5) 노즈 운용선의 경우, 비행선 축을 통과하는 수직면에 대해서 측면으로 0 ~ 120° 의 선과 비행선 축을 통과하는 수평면 아래로 30° 각의 계류 조건에 대하여 결정된 바람의 각을 사용한다. 꼬리 또는 후방부 운용선의 경우, 지상 하중 선도는 계류대 취급을 위해 설정된 바람의 각을 이용하여 결정되어야 한다. 더 합리적인 해석이 없는 경우에, 노즈 운용선의 경우처럼 같은 기준면에 대하여 60 ~ 120°의 선 각도를 이용한다. 선택된 선의 각도는 비행선 취급 절차에 나열하여야 한다.

(6) 모든 적용 가능한 계류 조건은 바람 속도의 갑작스러운 변화로 인한 비행선의 탄력적인 반동에 의해 발생되는 압축 하중을 고려하여야 한다.

비상착륙조건(Emergency Landing Conditions)

(a) 추진 계통을 포함한 비행선은, 비상 착륙 상태에서 손상을 입었을지라도 그러한 상태에서 각 탑승자를 보호하기 위하여, 여기에서 정하는 규정대로 설계되어야 한다.

(b) 구조물은 다음의 상태에서 소규모의 파괴 착륙을 했을 경우에 모든 탑승자가 중상을 입지 않도록 설계되어야 한다.

(1) 설계에서 규정된 안전벨트를 적절히 사용하였을 때

(2) 탑승자가 다음의 표에서 보여주게 되는 극한 관성력을 받을 때

윗 방향 | 관성력

아랫 방향 | 3.0 g

앞 방향 | 2.5 g

뒤 방향 | 1.0 g

옆 방향 | 1.0 g

(c) 지지 구조물은 소규모의 파괴 착륙 중 느슨해 질 경우 탑승객에게 상해를 가할 수 있는 각 질량 매체를 이 절의 (b)(2)항에 규정된 하중까지 지탱할 수 있도록 설계되어야 한다.

Subpart D 설계 및 구조

안전에 중요한 부품과 의심스러운 세부설계 내역의 적절성은 시험에 의하여 입증하여야 한다.

(a) 만일 파손되면 안전에 해로운 영향을 미치는 부품들에 사용된 재료들의 적합성과 내구성은 반드시 다음과 같아야 한다.

(1) 경험이나 시험에 의하여 입증되어야 한다.

(2) 그 재질이 설계 시에 가정된 강도와 그 밖의 다른 물성치 들을 가졌다고 보증할 수 있도록, 승인된 규격에 합당하여야 한다.

(3) 운용 중에 예상되는 환경 조건들의 영향을 고려해야 한다.

(b) 공작기술은 고도의 수준이어야 한다.

(a) 사용된 제작 방법은 일관된 튼튼한 구조물을 생산할 수 있는 것이어야 한다. 만일 제작 공정이 이러한 목적을 달성하기 위해 세밀한 관리가 요구된다면, 제작 공정은 인가된 공정 규격에 따라 실행되어야 한다.

(b) 새로운 비행기의 제작방법은 시험 계획을 통하여 입증되어야 한다.

구조에는 승인된 볼트, 핀, 스크루 및 리벳 만을 사용하여야 한다. 장착이 진동으로부터 자유롭지 않다면, 이들 볼트, 핀 및 스크루 모두에 승인된 고정 장치 또는 수단을 사용하여야 한다. 운용 중 회전하는 볼트에는 자폐 너트(Selflocking nuts)를 사용하여서는 안 된다.

비행선의 각 부분은 다음과 같아야 한다.

(a) 풍화, 부식, 마모 또는 다른 원인에 의한 운용 중 강도의 저하나 손실을 방지할 수 있도록 적절히 보호되어져야 한다.

(b) 환기와 배수를 위해 적당한 설비를 갖추고 있어야 한다.

검사, 정밀 검사, 수리, 정비를 필요로 하는 각 부품의 교환, 조정, 윤활 또는 정비가 가능하게 설비되어 있어야 한다.

(a) 통계적인 근거로 설계치를 설정하기 위한 재료 강도 특성은 규격에 적합한 재료에 대한 충분한 시험의 결과로 구해진 것이어야 한다.

(b) 설계치은 재질의 다양성 때문에 생길 수 있는 구조결함 가능성을 최소화하도록 선정하여야 한다.

(c) 설계치는 재료 및 구조에 대한 다음과 같은 기준 또는 규격에 의한 것이거나 국토교통부장관장이 승인한 것이어야 한다.

(1) MIL-HDBK-5, 비행체의 구조물에 대한 금속재료 및 요소(Metallic Materials and Elements for Flight Vehicle Structure)

(2) MIL-HDBK-17, 비행체의 플라스틱 재료(Plastics for Flight Vehicles)

(3) ANC-18, 목재 비행기 구조물의 설계(Design of Wood Aircraft Structures)

(4) MIL-HDBK-23, 복합재를 이용한 비행체의 구성(Composite Construction for Flight Vehicles)

(5) Federal Requirement 191-A, 직물 시험방법(Textile Test Methods"

(a) 다음을 만족할 경우 MIL-HDBK-5에 나열되어 있는 설계 특성을 사용할 수도 있다.

(1) 가해진 하중이 궁극적으로 조립품내의 한 부재에 분포하는 경우, 이것의 결함으로 인해 구성품의 구조적인 완전성을 상실할 수 있을 경우 MIL-HDBK-5에 나열된 최소 설계 기계적 특성(A 값)을 만족하여야 한다.

(2) 개별 부재의 부분 파손 시에도 가해진 하중이 다른 부재들에 안전하게 분산될 수 있는 이중 구조(redundant structure)는, MIL-HDBK-5에 나열된 "90% 가능성“(B 값)을 근거로 설계되어야 한다. 판재(sheet)와 보강재(stiffer)의 조합 및 다수 리벳 또는 볼트에 의한 연결 등이 이에 해당하는 이중구조이다.

(b) 특정품목의 실제 강도특성이 설계에서 사용한 값 이상이라는 것을 판정하기 위해 각 품목의 시편을 시험한 후, 해당 재료를 선정한 경우에는, (a)항의 최소치보다 큰 설계치를 사용할 수 있다.

(c) 판재, 판재-보강재 조합 및 리벳 연결부와 같은 구조물에 대한 재료 보정계수는 충분한 시험자료를 바탕으로 한 해석 결과, 90% 이상의 부재의 강도가 선택된 허용 설계치를 초과함이 입증된 경우 이를 생략할 수 도 있다.

강도가 다음과 같은 부재에 대해서는 30.303항에 규정된 안전계수에 30.621항에서 30.625항까지에서 설정되어 있는 특별계수 중 적합한 가장 큰 안전 특별계수를 곱하여야 한다.

(a) 실제 강도가 불확실한 부재

(b) 운용 중 정상적인 교환 시기 이전에 강도가 저하될 우려가 있는 부재

(c) 제조과정 또는 검사방법의 불확실성 때문에 강도에 상당한 변화가 생기는 부재

(a) 일반. 주물의 품질관리를 위해 필요한 것에 부가하여 (b)항에서 (d)항까지에서 규정한 계수, 시험 및 검사를 적용하여야 한다. 검사는 승인된 규격에 적합한 것이어야 한다. 유압계통 혹은 기타 유체계통의 부품으로서 압력시험을 수행하고 구조적인 하중을 지지하지 않는 주물 이외의 구조용 주물은 (c)항 및 (d)항의 기준을 적용한다.

(b) 면압응력(Bearing Stress) 및 표면. (c)항 및 (d)항에서 규정한 주물계수는 다음과 같아야 한다.

(1) 사용된 검사방법에 관계없이 면압응력의 관점에서 1.25를 초과할 필요가 없다.

(2) 적용되는 주물계수보다 면압계수가 더 큰 부품의 지지면에는 주물 계수를 사용할 필요가 없다.

(c) 치명성 주물. 파괴될 경우 비행선이 안전하게 비행을 계속하여 착륙할 수 없게 되거나 탑승자가 중상을 입을 염려가 있는 주물에 대해서는 다음의 기준을 적용한다.

(1) 모든 치명성 주물은 다음과 같아야 한다.

(ⅰ) 주물계수는 1.25 이상이어야 한다.;

(ii) 육안 검사, 방사선 검사 및 자분 탐상 혹은 침투 검사 방법을 사용하거나 또는 이것과 동등한 승인된 비파괴 검사 방법을 사용하여 100% 검사하여야 한다.

(2) 주물 계수가 1.50 미만인 치명성 주물은 3개의 시험 주물에 대하여 정적 시험을 실시하여, 주물계수 1.25에 해당하는 극한 하중에서 30.305항의 강도 요구조건과 제한 하중의 1.15배의 하중에서 30.305항의 변형 요구조건을 만족함을 입증하여야 한다.

(3) 이러한 주물의 예는 구조적인 장착 피팅, 비행조종계통의 부품, 조종면의 힌지(Hinge), 균형추 장착품, 좌석, 침대, 안전벨트, 연료탱크와 오일 탱크의 지지대 및 장착품, 객실여압밸브 등이다.

(d) 비치명성 주물. 이 절의 (c)항에서 규정하는 것 이외의 주물에 대해서는 다음의 기준을 적용한다.

(1) 이 항의 (2)조항 및 (3)조항에서 규정하는 경우를 제외하고 주물계수에 따른 검사 방법은 다음 표와 같아야 한다.

주물계수 | 검사방법

(2) 승인된 품질관리 절차가 설정되어 있는 경우, 육안검사가 아닌 방법에 의해 검사하는 주물의 비율은 이 항의 (1)조항에서 규정한 수치 이하로 줄일 수 있다.

(3) 주물재료의 기계적 특성을 보증하는 규격에 따라 획득된 주물과 표본 추출 방식으로 선정한 표본의 절단시험에 의해서 이러한 특성을 입증한 주물에 대해서는 다음을 적용한다.

(ⅰ) 주물계수 1.0을 사용할 수 있다.

(ii) 주물계수가 1.25에서 1.50인 경우 이 항의 (1)조항에서 제시된 바와 같이 주물을 검사하고 이 절의 (c)(2)조항에 따라 시험하여야 한다.

(a) 간격(헐거운 연결부위)이 있고 충격 또는 진동을 받는 모든 부품은 통상적인 상대운동의 영향을 고려하여 충분히 큰 베어링계수를 사용하여야 한다.

(b) 조종계통 연결부의 경우 각각 30.625항에 규정된 계수들과 적합하게 하면 이 절의 (a)항에 만족한다.

모든 피팅(하나의 구조 부재를 다른 부재에 연결시키는데 사용되는 부품이나 터미널 부위)에는 다음 사항을 적용하여야 한다.

(a) 피팅과 주변 구조에 실제의 응력 조건을 모의 실험하는 제한 및 극한 하중시험에 의해 강도가 증명되지 않은 모든 피팅은 최소한 1.15의 피팅계수를 다음의 각 부위에 적용하여야 한다.

(1) 피팅

(2) 부착 수단

(3) 이음이 있는 부재의 면압을 받는 부분

(b) 충분한 시험자료(예를 들면 금속 판재에서의 연속이음, 용접이음, 그리고 나무의 엇걸이 이음 등)에 근거한 이음설계에는 피팅계수를 사용할 필요가 없다.

(c) 구조부와 일체가 되는 피팅의 경우는 단면 특성이 부재의 전형적인 특성을 나타내는 지점까지의 부분을 피팅으로 취급하여야 한다.

(d) 각각의 좌석, 침대, 안전벨트, 구조물의 부착물은 30.561항에 규정된 관성력에 피팅계수 1.33을 곱한 값에 견딜 수 있다는 것을 해석이나 시험 또는 양자를 병용하여 증명하여야 한다.

조종계통

(a) 모든 조종장치는 그 기능이 적절한 성능을 충분히 발휘할 수 있도록 용이하고 부드럽고 확실하게 작동되어야 한다.

(b) 조종장치는 운용 시 혼동되거나 이로 인하여 잘못 조작될 가능성이 없고 운용의 편의성을 제공할 수 있도록 배치되고 쉽게 확인되어야 한다.

(a) 주 조종장치란 조종사가 피치, 롤을 직접 조종하는데 사용되는 장치를 말한다.

(b) 조종계통의 형식에 관계없이, 어떤 조종계통의 임의의 연결 또는 전달 요소가 파손되더라도 조종을 완전히 상실할 가능성이 최소화되도록 설계되어야 한다. 예비 계통이 제공되는 경우, 임의의 고장 시 조종사가 신속히 조종계통을 기능 정지 또는 연결 해제하고 예비 계통으로 변경할 수 있는 수단이 제공되어야 한다.

(c) 기낭이 팽창 또는 수축될 경우, 조종 케이블의 장력 또는 기계적 자유도가 해로운 영향을 받을 수 있는 위치에 기계적 조종계통(주 또는 예비)이 장착되어 있는 경우, 조종 케이블의 장력 또는 기계적인 자유도를 자동적으로 조절하고, 유지하기 위한 장치가 제공되어야 한다.

(d) 조종사의 주 조종장치와 조종면 사이에 직접적인 기계적 링크 기구가 없는 경우, 조종면을 조종할 수 있는 여분의 이중 장치가 구비되어 있어야 하고, 불안전한 비행 특성과 마주치거나 조종력을 완전히 상실할 가능성이 없도록, 조종면을 조종하는 주 장치로부터 예비 장치로 조종사가 쉽고 신속하게 변경할 수 있는 수단이 제공되어야 한다.

(i) 광섬유 데이터 버스(fiber optic data bus) 장치를 사용하는 경우에는 이 장치가 케이블의 주기적인 신축성과 진동 및 광학 연결부의 오염 등에 대하여 와이어 버스(wire bus) 장치 만큼이나 장착 수준에서 신뢰성이 있음을 입증하여야 한다.

(ii) 이러한 계통은 필요 시험 동안이나, 시험 이후에도 지속적으로 제 기능을 발휘할 수 있어야 한다.

(a) 각 조종계통은 이에 의하여 조종되는 각 가동 공기역학적 조종면의 작동범위를 확실하게 제한할 수 있는 정지장치를 갖고 있어야 한다.

(b) 정지장치는 마모, 느슨함 또는 조임 조절 등으로 인하여 조종면의 작동범위가 변화하여 비행선의 조종 특성에 나쁜 영향을 끼치지 않도록 위치해 있어야 한다.

(c) 각 정지장치는 조종계통의 설계조건에 해당하는 임의의 하중에도 견딜 수 있어야 한다.

(a) 트림계통은 보조 기낭(ballonets), 공기역학적인 조종면의 트림 탭 또는 비행선의 장주기(long-term), 비행 중 자세에 직접적으로 영향을 미치는 기타 임의의 계통을 포함한다. 부주의하거나 부적당하거나 갑작스러운 트림 조작을 방지할 수 있는 예방책이 마련되어야 한다.

(b) 트림을 위해 보조 기낭(ballonets)이 사용된 경우, 조종사는 보조기낭이 완전히 비어지고 완전하게 채워지는 때를 결정할 수 있어야 한다.

(c) 트림 탭이 사용된 경우, 비행선의 움직임과 연계되어 트림 조작 방향을 조종사에게 지시해 주는 장치가 있어야 한다. 또한, 작동 범위에 대한 트림 장치의 위치를 조종사에게 지시해 주는 장치가 있어야 한다. 이 장치는 조종사가 눈으로 쉽게 볼 수 있어야 하고 혼동을 일으키지 않도록 위치되고 설계되어져야 한다.

(d) 트림 탭이 적절하게 질량 평형되어 있고 탭 플러터 특성이 안전한 것으로 입증되지 않으면 탭 조종장치를 비가역식으로 하여야 한다. 트림 탭의 비가역식 조종장치는 탭으로부터 비행선 주 구조의 비가역장치 부착 위치까지 부분에서 충분한 강성과 신뢰성을 가져야 한다.

지상 또는 수면위에서 조종계통을 고정시키는 장치가 있으면 다음과 같은 수단이 마련되어져야 한다.

(a) 고정 장치가 잠겨 있을 때 조종사에게 분명하게 경고를 주는 수단

(b) 비행 중 고정장치의 작동을 해제하는 수단.

(a) 제한하중 요구조건에 대한 적합성은 시험에 의해 입증해야 한다. 시험은 다음 사항을 준수하여 실시하여야 한다.

(1) 시험하중의 방향은 조종계통에 가장 치명적인 하중을 줄 수 있는 방향일 것

(2) 계통을 주 구조물에 부착시킬 때 사용한 각 피팅, 풀리 그리고 브래킷 등을 포함하여 시험할 것

(b) 각 운동을 받게 되는 조종계통 연결부에 대해서는 규정된 특별계수 요구조건에 대한 적합여부를 해석적 또는 개별적인 하중시험을 통해 증명하여야 한다.

(a) 작동시험을 통하여 (b)항에서 서술된 바와 같이 계통에 하중이 가하고 조종실에서 조종을 할 때 이 계통이 다음과 같은 현상을 일으키지 않는다는 것을 보여야 한다.

(1) 재밍

(2) 과다한 마찰

(3) 과다한 변형

(b) 서술한 시험하중은 다음과 같다.

(1) 전체 계통의 경우, 해당 조종면에 작용되는 제한 공력하중에 해당하는 하중 또는 제한 조종력 둘 중에서 작은 것

(2) 2차 조종장치의 경우, 30.405항에서 설정된 최대 조종력에 해당하는 하중 이상의 하중

(c) 비 기계식 비행 조종계통의 경우, 이러한 고장이 발생할 가능성이 극히 희박함이 증명되지 않은 한, 과도 응답(hard-over)이 발생한 때와 조종사가 이를 인지하고 예비계통으로 전환한 때 사이에 불안전한 조건이 존재하지 않도록, 비행선이 임의의 축에서 과도 응답(hard-over) 이후에도 완전히 조종 가능함을 작동시험을 통하여 증명하여야 한다. 또한, 과도응답(hard-over)을 인지한 시간 이후, 조종사가 특별한 조종 기술, 기민성 또는 체력 없이 성공적이고, 안전하게 수동 계통으로 전환할 수 있음을 증명하여야 한다. 또한, 비행선은 계통의 임의의 단일 결함 후에도 충분히 조종 가능하여야 한다.

(a) 조종계통의 모든 부분은 화물이나 승객 또는 다른 고정되지 않은 물건, 습기의 결빙 등으로 인해 재밍, 마찰, 상호간섭 등이 일어나지 않게 설계되고 장치되어야 한다.

(b) 조종실 내에는 이물질이 유입되어 조종계통의 기능장애를 일으키는 것을 방지할 수 있는 유입방지 수단이 있어야 한다.

(c) 케이블이나 튜브가 비행기의 다른 부분에 닿는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다.

(d) 비행 조종계통의 각 요소들은 조종계통에 기능장애를 일으킬 수 있는 조립 실수의 가능성이 최소화되도록 설계특성을 갖거나 명확하고 영구적으로 표시되어야 한다.

조종계통에 사용된 스프링 장치의 신뢰성은, 스프링이 고장 나더라도 플러터 또는 위험한 비행 특성을 유발시키지 않는다는 것을 입증할 수 없다면, 실제 운용상태를 모의한 모의시험으로 그 신뢰성을 입증하여야 한다.

(a) 사용된 모든 케이블, 케이블 피팅, 죔쇠(Turn Buckle), 스플라이스, 풀리 등은 승인된 규격에 적합한 것이라야 한다. 또한

(1) 직경이 1/8인치보다 가는 케이블은 주 조종계통에 사용해서는 안 된다.

(2) 케이블 계통은 운용 조건 및 온도 변화의 모든 가동범위에서 케이블의 장력에 위험한 변화가 없도록 설계되어야 한다.

(3) 모든 페어리이드(Fairlead), 풀리, 단자, 죔쇠에 대한 육안검사가 가능하도록 방법이 강구되어 있어야 한다.

(b) 풀리의 각 종류와 치수는 이것이 사용되는 케이블에 일치하여야 한다. 모든 풀리는 케이블이 느슨해진 경우에도 케이블이 벗겨지거나 엉키지 않도록 하는 안전장치가 있어야 한다. 각 풀리는 케이블이 풀리 테두리에 마찰되지 않도록 케이블이 지나가는 평면 상에 있어야 한다.

(c) 페어 리드(Fairleads)는 케이블 방향을 3°이상 변화시키지 않도록 설치되어야만 한다.

(d) 하중을 받거나 운동을 하면서 단지 코터 핀에 의해 지지되는 클레비스 핀은 조종계통에 사용될 수 없다.

(e) 각 운동을 하는 부품에 부착되는 죔쇠(Turnbuckles)는 전 가동 범위에서 케이블의 운동에 방해되지 않도록 부착되어야 한다.

(f) 탭 조종 케이블은 주 조종계통에 속하는 요소는 아니다. 즉 탭이 가장 불리한 위치에 있는 상태에서도 안전하게 조종할 수 있는 비행선에서는 직경이 1/8인치이하의 케이블을 사용해도 무방하다.

(푸시-풀식 조종계통에서) 볼과 롤러 베어링이 사용된 경우 이외의, 각운동을 하는 조종계통 연결부는 베어링으로 쓰인 가장 연한 재질의 극한 베어링 강도에 대해 3.3이상의 특별안전계수를 적용하여야 한다. 케이블식 조종계통의 연결부에서의 특별안전계수는 2.0까지 감소될 수 있다. 볼이나 롤러 베어링의 경우 승인된 규정치 이상의 하중이 걸리지 않도록 해야 한다.

착륙장치

(a) 30.473항에 따라 설계 시 선택한 제한하중 계수를 초과하지 않음을 증명하여야 한다. 이것은 반드시 착륙장치의 에너지 흡수시험을 통해 입증되어야 한다. 다만 이전에 승인된 이착륙 중량에서 중량을 증가시킨 경우에는 동일한 에너지 흡수 특성을 가진 착륙장치 계통에 수행된 시험을 근거한 해석을 사용할 수도 있다.

(b) 제한 하강속도의 1.2의 하강속도를 모의 시험하는 에너지 흡수 능력의 보유를 증명하는 시험 시 착륙장치에 작용하는 응력은 항복응력을 초과하여도 무방하지만 착륙장치가 파손되어서는 안 된다.

(a) 일반. 인입식 착륙장치를 가진 비행선에는 다음과 같은 규정이 적용된다.

(1) 착륙장치의 인입 장치와 이를 지지하는 구조물은 착륙장치를 접은 상태에서 최대 비행 하중계수에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 또한 신청자가 선정한 VL 까지의 속도에서 착륙장치를 접는 동안 발생하는 마찰력, 관성력, 그리고 공력하중의 조합된 하중상태를 견딜 수 있게 설계되어야 한다.

(2) 착륙장치 덮개문을 포함한 착륙장치와 인입장치들은 VL 까지의 모든 비행속도에서 착륙장치를 펼친 상태에서 받을 수 있는 비행하중(구조 부분에서 명시한 모든 요우잉 상태로부터 야기되는 하중을 포함한)에 견딜 수 있어야 한다.

(b) 착륙장치 고정장치. 착륙장치가 계속 펼쳐진 상태로 있게 하는 확실한 수단(유압 사용이외)이 강구되어 있어야 한다.

(c) 비상시 조작. 수동으로 펼칠 수 없는 인입식 착륙장치를 가지고 있는 비행선의 경우, 착륙장치를 접은 상태로 안전한 착륙이 가능하다는 것이 증명되지 않는 다음의 어떤 경우에서 착륙장치를 펼칠 수 있는 방법을 강구하여야 한다.

(1) 정상 착륙장치 작동계통에 흔히 발생할 수 있는 고장. 또는

(2) 정상 착륙장치 작동계통의 작동을 못하게 하는 흔히 발생될 수 있는 동력원의 고장

(d) 작동시험. 인입장치가 적절히 기능을 발휘한다는 것을 작동시험으로 증명해야 한다.

(e) 위치 지시계. 만일 인입식 착륙장치가 사용된 경우, 착륙장치 위치 지시계(지시계를 작동시키는데 필요한 스위치도 포함) 또는 착륙장치가 펼친(또는 접은) 위치로 고정되었음을 조종사에게 알려 주는 다른 수단을 갖추어야 한다. 스위치가 사용되는 경우에는, 착륙장치가 완전히 펼쳐지지 않은 상태에서 ‘펼쳐지고 고정됨’ 또는 착륙장치가 완전히 접히지 않은 상태에서 ‘접히고 고정됨’ 등의 잘못된 표시를 방지할 수 있는 방법으로 착륙장치의 기계적 구조와 연동되도록 설치되어야 한다. 이 스위치는 실제 착륙장치를 고정하는 래치 또는 장치에 의해 작동되도록 위치하여야 한다.

(f) 착륙장치 경보. 다음과 같은 청각경보장치나 또는 이와 동등한 효과를 갖는 착륙장치의 경보장치가 있어야 한다.

(1) 만일 착륙장치가 완전히 펼쳐지고 고정되지 않았는데도 하나 이상의 스로틀이 닫힐 경우 지속적으로 경보하는 장치. 청각경보장치 대신에 스로틀 정지장치는 사용하여서는 안 된다. 만일 여기에 기술된 경보장치에 수동식 차단장치를 장착할 경우에는 하나 이상의 스로틀이 닫힌 이후에 경보가 일시 중지된 경우 정상 착륙 진입위치를 벗어나거나 또는 스로틀이 지연되었을 때 경보가 재작동되게 끔 경보장치를 설계하여야 한다.

(2) 착륙장치가 완전히 펼쳐지고 고정되지 않았는데 비행선의 고도가 지면으로부터 30 m(100 ft) 이내 일 때 지속적으로 경보하는 장치. 만일 경보계통의 고도 센서 일부가 고장 난 경우에도, 경보계통은 착륙장치가 완전히 펼쳐지고 고정될 때까지 작동하도록 설계되어야 한다.

(a) 각 착륙장치 바퀴는 승인된 것이어야 한다.

(b) 각 바퀴의 정격 최대 정하중은 최대 이륙 중량에서의 정적지면 반력에 해당하는 하중 이상이어야 한다.

(c) 각 바퀴의 정격 최대 제한하중은 30.471항에서 규정한 하중 조건에서 결정된 반경 방향의 최대 제한하중 이상이어야 한다.

(a) 각 타이어는 승인된 것이어야 한다.

(b) 타이어는 비행선의 바퀴에 설치되고, 권장 압력으로 부풀렸을 때 허용된 비행선의 운용을 견딜 수 있는 것이어야 한다.

(c) 특별히 제작된 타이어를 사용한 경우, 그 효과를 분명하고 뚜렷하게 바퀴에 표시하여야 한다. 표시는 그 타이어의 종류, 크기, 플라이의 수, 적절한 타이어의 식별 표시 등을 포함하여야 한다.

(d) 인입식 착륙장치에 장착되는 타이어는 사용될 수 있는 해당 형식 타이어의 종류 중 최대 크기의 타이어를 사용할 때에 그 타이어와 주위 구조 또는 계통의 일부분과 간섭이 일어나지 않도록 충분한 간격을 가져야 한다.

승객, 승무원 및 화물을 위한 설비

각 조종실은 다음과 같아야 한다.

(a) 조종실과 장비는 각 조종사가 부당한 정신집중이나 피로 없이 임무를 수행할 수 있어야 한다.

(b) 비행 승무원이 승객과 격벽으로 분리되어 있을 경우 비행 승무원과 승객사이의 의사교환이 가능하도록 열려진 또는 열 수 있는 창문이나 출입문이 있어야 한다.

(c) 케이블과 조종 장치 로드를 제외 한, 30.779항에 열거한 공기역학적 조종장치는 조종사 또는 조종장치의 어느 부분도 임의의 내측 프로펠러의 회전면과 프로펠러 허브 중심을 통하여 프로펠러 회전면의 전방 및 후방 5˚ 를 이루는 평면사이의 영역 내에 들지 않도록 위치하여야 한다.

(a) 각 조종실은 조종사의 시야를 방해할 수 있는 섬광과 반사로부터 자유로워야 하고 다음과 같이 설계되어야 한다.

(1) 조종사의 시야는 안전한 운용을 위해 충분히 넓고 명백하고 왜곡됨이 없어야 한다.

(2) 정상 강우 조건하에서의 비행 또는 착륙 중에 비행경로에 대한 조종사의 시계가 충분히 보호될 수 있도록 되어야 한다.

(3) 이 절의 (a)(1)항을 만족하여야 하는 창문의 경우, 수증기를 방지하는 장치가 없는 경우, 조종사에 의해 내부 수증기가 깨끗이 제거될 수 있어야 한다.

(b) 만일 야간 운용을 위한 증명이 신청된 경우, 이 절의 (a)항에 대한 적합성을 야간비행시험을 통하여 입증하여야 한다.

(a) 산산이 부서지지 않는 안전유리를 전면 창과 측면 창으로 사용하여야 한다.

(b) 조종사가 정상 비행자세로 앉아 있을 때 조종사 등보다 전방에 있는 측면 창과 전면 창은 70 %이상의 투광도를 가져야 한다.

(a) 조종실의 조종장치는 편리하게 운전할 수 있고 혼동과 부주의한 조작을 방지하도록 잘 배치되고 또 잘 식별할 수 있어야 한다.(기능이 분명한 경우는 제외)

(b) 조종장치는 조종사가 앉은 자세에서 그의 의복이나 조종실 구조물의 방해를 받지 않고 각 조종장치를 가능한 자유롭게 작동할 수 있도록 배치되어야 한다.

(c) 각 엔진에 대해서 형태가 동일한 엔진 조작장치는 엔진조작의 혼동을 피할 수 있도록 배치되어야 하고 다음의 순서로 왼쪽부터 오른쪽으로 정렬되어 있어야 한다..

(1) 스로틀 또는 출력 레버

(2) 프로펠러 피치 조종장치

(3) 연료 혼합비 조종장치/연료 차단 장치.

(d) 착륙장치 조종장치는 스로틀 중심선 또는 페데스탈 중심선의 왼쪽에 위치해야 한다.

(e) 각각의 연료공급 선택장치는 조종사의 좌석이 어떤 위치에 있더라도 좌석이나 주 조종장치의 움직임 없이 조종사가 보고 조작할 수 있도록 위치하고 배치되어야 한다.

조종실 조종장치는 다음의 표와 같이 작동되도록 설계되어야 한다.

조종장치 | 작동과 효과

엘리베이터 | 기수를 올리기 위해 뒷 방향으로 조작

러더 | 기수를 오른쪽으로 하기위해 오른쪽 페달을 앞으로 또는 조종륜, 조종간의 경우 오른쪽 러더를 위해서 오른쪽(시계 방향)으로 조작

스로틀 | 개방을 위해 앞으로 조작

실행 가능할 경우 다른 조종장치의 조작에 수반되는 움직임은 비행선 또는 운용되는 부품의 운용 효과에 대응 하여야 한다.

(a) 승객을 수용하는 폐쇄된 객실에는 적어도 하나의 적당하고 쉽게 접근할 수 있는 외부 출입문이 있어야 한다.

(b) 모든 승객 출입문은 그 문을 사용하는 승객을 위태롭게 할 수 있는 임의의 프로펠러 회전면 부위에 위치하지 않도록 배치하여야 한다.

(a) 모든 좌석, 침대와 그 지지 구조는 비상 착륙 조건을 포함한 규정된 비행 및 지상 하중 조건에서 발생할 수 있는 최대 하중계수 및 체중이 적어도 77 kg(170 lb)인 승객에 대하여 설계되어야 한다.

(b) 모든 좌석, 침대 및 안전벨트는 승인된 것이어야 한다.

(c) 각 조종사 좌석은 주 비행조종 장치에 가하는 조종력으로부터 발생하는 반력에 대하여 설계되어야 한다.

(d) 비행선의 세로축에 평행하게 장착된 침대는 침대의 전방 부분에 충격 방지 패드로 끝단을 덧대거나 캔버스 막(canvas diaphragm) 또는 동등한 장치를 장치하여 승객이 30.561항에 규정된 전방 관성력을 받을 때 승객의 정 하중 반작용을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 추가적으로

(1) 각 침대에는 승인된 안전벨트가 있어야 하고 비상착륙 시 이의 사용자에게 부상을 입힐 수 있는 모서리나 돌출물이 없어야 한다.

(2) 침대용 안전밸트 부착물은 비행 및 지상 하중 조건과 비상 착륙 조건에서 발생하는 임계하중(전방 하중을 제외한)을 견딜 수 있어야 한다.

(e) 형식설계의 일부로 승인된 좌석과 침대 그리고 좌석 및 침대의 장착에 대해서 이 절에서 규정된 강도 및 변형 요구조건에 대한 적합성은 다음사항에 의하여 입증하여야 한다.

(1) 기존 방식으로 신뢰성 있게 해석할 수 있다고 이미 알려진 통상의 비행기 형태에 부합되는 구조일 경우 구조해석

(2) 구조해석과 제한하중까지의 정적하중 시험을 병용

(3) 극한하중까지의 정적하중 시험

(f) 승객이 각 좌석의 안전벨트에 의해서 30.561항에서 규정하는 관성력을 받을 때 모든 승객은 심각한 상해로부터 보호되어야 하다.

(g) 각 안전벨트를 사용하지 않을 때, 비행기의 운영 및 비상시 승객의 신속한 탈출에 방해가 되지 않도록 안전벨트를 고정하는 수단이 있어야 한다.

(h) (안전벨트 착용 시에) 승객의 머리 또는 몸에 닿을 수 있는 거리 내의, 구조물, 내부 벽, 계기판, 조종륜, 페달과 좌석을 포함하는 각 좌석을 둘러싸고 있는 객실 영역은 상해를 가할 수 있는 물건, 날카로운 끝단, 돌출부와 단단한 표면이 없어야 한다. 만일 이 요구조건을 만족시키기 위해 에너지 흡수 설계 또는 장치를 사용하는 경우, 이들 장치는 승객이 30.561항에 규정되어 있는 극한 관성력을 받을 때 승객을 심각한 상해로부터 보호할 수 있어야 한다.

(i) 각 좌석 트랙은 좌석이 트랙으로부터 미끄러지는 것을 방지하도록 정지장치로 고정되어야 한다.

각 화물실은 다음과 같아야 한다.

(a) 각 화물실은 게시된 적재물의 최대중량과 이 기준의 비행 하중 및 지상 하중조건에서 발생하는 최대 하중계수 상태의 임계하중분포에 대하여 설계되어야 한다.

(b) 화물실에는 그 적재물이 움직임으로써 발생하는 위험을 방지하고 손상이나 고장이 안전운항에 영향을 미치는 조종장치, 전선, 계통선, 장비 또는 보기류를 보호하는 방법이 갖추어져 있어야 한다.

(c) 최소한 내염성 물질로 만들어져야 한다

(d) 객실 근처에 있거나 객실내의 화물실은 30.561항에 규정된 극한 관성력을 받을 때 승객이 다치지 않도록 설계되어야 한다.

(e) 램프가 설치된 곳에서는, 각 램프는 램프 전구와 화물 사이에서 접촉이 일어나지 않도록 설치되어야 한다

(f) 비행 중 승무원이 접근할 수 없는 공간은 계속적인 안전한 비행과 착륙을 가능하도록 화재를 봉쇄하는 장비가 갖추어져 있어야 한다.

(a) 수와 위치. 비상 탈출구는 모든 예상되는 불시착 자세에서도 혼잡함이 없이 탈출할 수 있도록 위치하여야 한다. 비행선은 최소한 다음과 같은 비상 탈출구가 있어야 한다.

(1) 5인 이하의 좌석 정원을 가진 곤돌라의 거의 중앙 위치에 모든 엔진이 장착되어 있는 비행선을 제외한 모든 비행선은 30.783항에 규정된 주 출입문으로부터 객실의 반대쪽 면에 적어도 하나의 비상구를 가져야 한다.

(2) 경미한 파손이 따르는 착륙에 있어서 조종사의 탈출을 방해할 수 있는 문으로 조종실이 승객실과 분리되어 있을 경우 조종실에 비상 탈출구가 있어야 한다. 객실의 경우, (1)항에 의해 요구되는 탈출구의 수는 객실의 좌석 수를 고려하여 객실에 대해 따로 결정하여야 한다.

(b) 형식과 작동. 비상구는 쉽게 열 수 있는 창문, 판넬 또는 외부 문으로서 48 × 66 cm (19 × 26 in)의 타원이 충분히 들어갈 수 있는 크기의 확실하고 방해받지 않는 통로를 마련해 주는 것이어야 한다. 추가적으로 모든 비상구는 다음과 같아야 한다.

(1) 비상시 특별한 민첩성을 필요로 하지 않고 쉽게 도달할 수 있어야 한다.

(2) 간단하면서도 분명한 개방 방법이 있어야 한다.

(3) 어둠속에서도 쉽게 찾을 수 있고 작동시킬 수 있도록 배열되고 표시되어야 한다.

(4) 곤돌라 변형 시에도 비상 탈출구가 걸려서 안 열리거나 하는 일이 없도록 적당한 방법이 강구되어야 한다.

(c) 각 비상 탈출구의 적절한 기능은 시험에 의해 입증되어야 한다.

각 객실 및 승무원실은 적절히 환기되어야 한다.

(a) 일산화탄소 농도는 공기의 1/20,000(용적비)을 초과하지 않아야 한다.

(b) 위험한 농도의 연료 증기가 없어야 한다.

화재 보호와 낙뢰 평가

승무원 또는 승객이 이용하는 객실의 내부에 대해서는 다음의 규정을 적용한다.

(a) 재질은 적어도 방염재(내화성 재료)이어야 한다.

(b) 적어도 하나 이상의 승인된 휴대용 소화기를 비치하여야 하며 소화기에는 적절한 표시가 되어 있어야 한다.

(c) 흡연을 금지하는 경우 그것을 나타내는 표시가 있어야 하고 흡연을 허용하는 경우에는 다음을 적용하여야 한다.

(1) 적당한 수의 분리 가능한 밀폐식 재떨이가 있어야 한다.

(2) 승무원실이 객실과 격리되어 있을 경우 흡연이 금지될 때를 모든 승객에게 알리기 위한 조명표시판(문자 또는 기호를 사용한)이 적어도 하나는 있어야 한다. 흡연이 금지됨을 나타내는 기호는

(i) 조명되었을 때 모든 가능한 조명 조건하에서 객실에 앉은 각 승객이 볼 수 있어야 한다.

(ⅱ) 승무원이 조명을 켜고 끌 수 있도록 설치되어야 한다.

(d) 계통관, 탱크 또는 연료, 오일 혹은 그 밖의 가연성 유체가 담긴 장비는 적절히 보호되고 격리되지 않는 한 또는 그러한 품목의 손상 또는 파손이 위험을 초래하지 않도록 보호되지 않는 한 객실 내부에 설치되어서는 안 된다.

(e) 방화벽의 객실 면에 사용된 재질은 불연성 소재이거나 방화벽으로부터 일정 거리만큼 떨어져 위치해야 한다. 또는 방화벽이 15분 동안 1,093 ℃(2,000 ℉) 이상의 화염 온도에 노출될 때 발화가 발생하지 않도록 달리 보호되어야 한다. 불연성 소재(전선 및 케이블 절연체와 감항당국이 화재의 진행에 크게 기여하지 않는다고 판단한 작은 부품을 제외한)의 경우, KAS Part 23 부록 F 또는 감항 당국에서 승인한 대등한 방법에 따라 수직 자기소화성 시험을 수행하여야 한다. 재료의 평균 연소 길이는 15 cm(6 in)를 초과하지 않아야 하고 화염원을 제거한 후의 평균 화염시간은 15초를 초과하지 않아야 한다. 재료 시험 시편에서 떨어져 나온 파편은 떨어진 후 평균 3초 이상의 화염을 내어서는 안 된다.

(a) 유체계통의 누출로 인해 가연성유체나 증기가 새어 나올 수 있는 장소에는 유체나 증기의 발화 가능성과 발화되었을 경우의 위험을 최소로 할 수 있는 방법이 있어야 한다.

(b) 해석이나 시험을 통하여 (a)항에 적합함을 보여야 하고 다음 사항을 고려하여야 한다.

(1) 유체 누출이 가능한 출처와 경로 그리고 누출 검출방법

(2) 가연성 혹은 흡수성 물질의 영향을 고려한 유체의 인화 특성

(3) 누전, 장비의 과열, 보호장비의 고장을 포함한 가능한 점화원

(4) 유체흐름의 차단, 장비품의 작동정지, 내화성 재료에 의한 봉쇄 또는 소화제 사용 등의 화재를 제어하거나 진화하는데 이용 가능한 장치

(5) 비행 안전에 필수적인 비행선 구성품의 내화 및 내열 능력

(c) 유체에 의한 화재에 대처하거나 방지하기 위해 비행 승무원의 활동이 필요한 경우(장비품의 작동정지 또는 소화기 작동), 승무원에게 화재를 신속하게 경보하는 장치가 구비되어야 한다.

(d) 유체 계통의 누설로 가연성 유체나 증기가 새어나올 수 있는 각 장소는 식별되고 명시되어야 한다.

비행 조종장치, 엔진 마운트 및 엔진실 내에 위치해 있는 다른 구조물은 내화성 재질로 구성되거나 또는 화재의 영향에 견디도록 보호되어야 한다.

(a) 비행선은 낙뢰로 인한 재해로부터 보호되어야 한다. 정 전하의 집적과 방전에 의하여 전기적 충격의 위험, 가연성 증기의 발화, 중요 장비와의 간섭을 초래할 수 있는 모든 품목은 주요 접지계통에 적절히 전기적으로 연결되어야 한다.

(b) 지상 또는 비행 중에 낙뢰 타격을 받은 경우에도 비행선 구조의 손상을 최소로 하고, 승객이 다치지 않도록 하는 장치를 구비하여야 한다.

기낭

(a) 기낭은 배튼 끝의 주름이 허용되는 계류 및 취급 조건을 제외한 모든 비행 조건과 지상 조건에서의 제한 설계하중을 견디고 팽창력을 유지할 수 있도록, 충분한 초과 압력(대기압을 초과하는 기낭의 압력량)으로 가압되고 이를 유지할 수 있도록 설계되어야 한다. 기낭 직물의 제한 강도 요구조건에서의 응력 측정시, 모든 지엽적인 공기역학적 압력(추력 후류 충격을 포함한)과 피치각의 영향을 고려하여야 한다.

(b) 기낭 직물은 제한 하중의 4배 이상의 극한 강도를 가져야 한다. 이때 제한 하중은 여기에 규정된 요구조건으로 인해 발생하는 최대 하중과 최대 설계 내압과의 조합으로 결정되어야 한다.

(c) 직물 또는 비 금속 재료로 만들어진 서스펜션 계통(Suspension system)의 구성품은 규정된 제한 하중의 4배 보다 큰 극한 강도를 가져야 한다.

(d) 기낭 직물(날실과 씨실(충분) 양 방향으로)이 제한 설계 하중에서 더 찢어지지 않고 견딜 수 있음을 부록의 테어링 강도(Tearing Strength)에 따라 시험에 의해 입증되어야 한다.

(e) 보조 기낭(Ballonets)은 용량의 중심이 기낭의 부력 중심과 세로축 방향으로 일치하도록 설계되고 장치되어야 한다. 보조 기낭계통은 비행선의 부력 중심에 대한 보조기낭계통의 정적 균형 능력이 전방과 후방 보조 기낭 사이에서 동일하게 배분되도록 설계되어야 한다. 보조 기낭의 유효한 트림 능력은 보조기낭의 0에서 100% 충만도 범위 내에서 거의 동일하게 유지되어야 한다. 부분적으로 보조기낭을 수축시켰을 때 공기의 방출을 방지하기 위한 충분한 장치가 제공되어야 한다.

(f) 만일 계류 중 비행선이 계류주에서 풀릴 경우 신속하게 기낭에서 가스를 방출할 수 있는 장비가 유지되어야 한다. 만일 비행선에 수행원이 없는 상태라면, 자동으로 가스를 방출하는 장치를 구비하여야 한다. 비상 가스방출 계통은 부주의한 사용으로부터 보호되어야 하고 승무원이 정확히 알 수 있고 사용 가능하여야 한다.

(g) 승객의 비상 탈출 시 지상에서 기낭의 비상 가스방출을 위한 장치가 제공되어야 한다. 통상적인 헬륨 밸브는 이 요구조건을 만족하도록 고려되어야 한다. 비상 탈출 중 승객이 비행선을 탈출하는 것을 방해할 정도까지 비행선을 방치하지 않아야 하고 기낭은 승객의 탈출을 방해하는 정도까지 수축되지 않아야 한다.

(h) 곤돌라 같은 지지 구성품에 대한 내부 및/또는 외부의 서스펜션 계통은 모든 비행 조건에 대하여 동일한 방법으로 기낭에 합성 하중을 전달하고 분포시키도록 설계되어야 한다. 그런 계통의 직물 부품과 기낭과의 연결부는 접합부가 벗겨지는 하중(peeling loads)을 받지 않는 방법으로 설계되고 구성되어야 한다. 서스펜션 계통의 구성품과 공기 계통 구성품 간의 마찰을 방지하기 위한 설비가 갖추어 져야 한다. 서스펜션 계통 케이블은 적절한 하중 분포를 보장하기 위해 필요시 조절이 가능한 것이어야 한다.

(i) 기낭의 앞 부분은 고속 비행 또는 제한 계류 하중에 의하여 주름지지 않도록 설계되어야 한다.

기낭의 내부 압력을 조절하고 보조 기낭에 공기를 공급할 수 있는 장치가 제공되어야 한다. 이 장치는 적어도 다음의 구성품을 포함하여야 한다.

(a) 헬륨 밸브. 적어도 하나의 밸브가 장치되어야 한다. 밸브는 기낭의 평분선 위쪽으로 10° 이하의 기낭에 위치되어야 한다. 밸브는 수동 조작 및 자동 조작 등 둘 다 가능하도록 설계되어야 하며, 모든 운용 속도의 규정된 압력 설정값에서 작동되어야 한다. 밸브는 확실하게 열리고 닫히도록 설계되어야 한다. 밸브는 헬륨을 곤돌라 내부, 엔진 흡입 계통 또는 보조 기낭으로 방출해서는 안된다. 밸브는 헬륨 압력이 최대 운용압력의 1.25배를 초과하지 않고 설계 최대 상승률로 압력 고도 이상으로 상승할 수 있는 충분한 성능이어야 한다.

(b) 공기 밸브. 보조 기낭에서 공기를 방출하는 공기 밸브가 적어도 하나는 장치되어야 한다. 밸브는 기낭 내에 위치하거나 적절한 도관에 의해 연결되어야 한다. 밸브는 수동 및 자동 조작이 가능하여야 하고, 모든 운용 속도의 적절한 압력 설정값에서 작동되어야 한다. 밸브는 확실하게 열리고 닫히도록 설계되어야 한다. 밸브는 헬륨 압력이 최대 운용압력의 1.15배를 초과하지 않고 설계 최대 상승률로 압력 고도 이하로 상승할 수 있는 충분한 성능이어야 한다.

(c) 보조 기낭 공기흡입 계통. 스쿠프, 도관, 송풍기 또는 이것들의 조합은 기낭 압력을 규정 설계 값 이하로 감소시키지 않고 설계 최대 하강율로 하강시킬 수 있어야 한다. 보조 기낭의 여압이 엔진에 의존하는, 다수 엔진을 장착한 비행선의 경우 하나의 엔진 부작동 상태에서도 보조 기낭에 압력을 가하는 수단이 장치되어야 한다.

(d) 공기 공급원. 보조 기낭에 공기를 공급하는 신뢰할 수 있는 수단을 장치하여야 하고 이 수단은 비행 중 낮은 엔진 출력과 전진 속도, 그리고 해당 될 경우 조절된 추력 방향이 공기를 공급하고 있는 엔진의 효율을 감소시키고 있을 때에도 기낭의 압력을 유지할 수 있는 능력이 있어야 한다. 그 수단은 모든 엔진이 고장 난 경우에도 착륙하기 위한 충분한 시간 동안 기낭의 형상을 유지시켜, 기낭 형상에 의존하는 계통이 작동될 수 있도록 하여야 한다.

(e) 과도하게 헬륨이 손실된 경우에 헬륨 공간으로 공기를 불어 넣어 보조 기낭을 보충할 수 있는 설비가 갖추어져 있어야 한다. 이 계통의 조종장치는 승무원이 쉽게 접근하여 재빨리 작동할 수 있어야 한다. 1.5 m/s(5 ft/s)의 강하율에서 0.25 VH 속도로 전진 시에도 기낭이 주름지는 것을 방지하기에 충분한 헬륨 압력이 유지되어야 한다.

지상 취급을 위한 설비가 장치되어 있어야 한다. 취급 밧줄은 비전도성 물질로 제작되어야 한다. 지상 취급 밧줄의 모든 직물 패치 및 피팅은 부착된 케이블 또는 밧줄 조립품 강도의 규정된 파괴강도를 최소한 15% 초과하는 파괴 강도로 설계되어야 한다.

기낭과 모든 고정되어 있거나 움직이는 조종면은 비행선 속도에 30.341항의 정면에서 부는 돌풍, 계류 중 풍속 또는 VD 중 가장 큰 값을 더한 속도에 의해 발생하는 최대 속도까지의 모든 속도 영역에서 플러터가 발생하지 않음을 해석 또는 비행 시험을 통하여 입증하여야 한다.

기타 요건

부양 가스는 불연성이어야 한다.

만일 밸러스트 계통이 설치되어 있는 경우 다음을 적용한다.

(a) 일반. 모든 조종장치 및 관련된 구성품을 포함하여 밸러스트 계통은 모든 정상 운용 조건에서 조종사가 확실하게 밸러스트의 처리를 통제할 수 있도록 설계되고 설치되어야 한다.

(b) 용량. 비행선은 다른 설비와 함께 사용 시 정상 비행 운용동안 언제든지 평형상태로 비행선이 복원될 수 있는 충분한 밸러스트 용량을 보유하여야 한다. 모든 설계 하중조건에서 밸러스트를 안전하게 보관하는 적절한 설비를 장치하여야 한다.

(c) 밸러스트 재료. 밸러스트는 물 또는 모래 또는 쇼트(shot) 같은 다른 처분할 수 있는 물질의 형태로 이루어 져야 한다. 밸러스트는 지상의 사람 또는 자산에 해를 초래하지 않고 쉽게 흩뜨리게 되어야 한다. 만일 물이 사용되면, 결빙을 방지하는 수단이 장치되어야 한다.

(d) 방출율. 분당 100 갤런 이상의 비율로 액체상태의 밸러스트를 방출할 수 있는 수단이 장치되어야 한다. 밸러스트 탱크 배출구는 이 방출율에 적합하도록 설치되어야 한다. 정상 비행 자세에서 탱크 또는 배출구로부터의 누출이 존재해서는 안된다. 액체방출 밸브는 방출 조작 중 언제든지 승무원이 밸브를 닫을 수 있게 설계되어야 한다.

(e) 밸러스트 배출구 위치. 밸러스트 방출 포트 또는 배출구는 엔진, 공기 흡입구 근처나 비행선에 충돌할 수 있는 곳에 위치해서는 안된다.

(f) 조종장치 및 계기. 조종사가 밸러스트 배출을 통제하는 조종장치와 계기를 장치하여야 한다. 그러한 조종장치와 계기는 조종사의 과도한 집중 또는 피로 없이 정확한 방법으로 조종사에 의해 조작되도록 위치하고 배열되어야 한다. 만일 전기적으로 작동되는 덤프(dump) 밸브가 사용된 경우에는, 기계적인 예비 계통이 장치되어야 한다.

지상에서 비행선이 수평위치에 있는 때를 결정하는 수단이 있어야 한다.

Subpart E 동력장치

일반

(a) 이 규정의 비행선 동력장치는 다음의 구성품을 포함한다.

(1) 추진에 필요한 구성품

(2) 주 추진장치의 조종과 안전성에 영향을 미치는 구성품

(b) 각 동력장치는 다음에 열거된 사항에 맞게 제작되고 배치 및 장착되어야 한다.

(1) 승인된 최대고도에서 안전한 운항이 보장되어야 한다

(2) 검사 및 정비에 필요한 접근성을 가지고 있어야 한다.

(c) 엔진의 카울과 나셀은 조종사가 비행 전 점검 시 엔진 구성품에 적절히 접근하여 볼 수 있도록 쉽게 열리고 조작될 수 있어야 한다.

(d) 설비는 다음의 사항에 적합해야 한다.

(1) KAS Part 33의 33.5항에서 규정한 장착 지침

(2) 이 기술기준에서 적용되는 기준

(a) 엔진 형식증명

(1) 모든 엔진은 승인된 것이어야 하고 다음에 적합하여야 한다.

(i) 형식증명을 받은 것이어야 한다.; 또는

(ii) 비행선의 일부로서 증명받아야 한다. KAS Part 33을 인증 기준에 대한 참고기준으로 사용할 수 있다.

(2) 각 터빈 엔진은 다음 중 하나에 적합하여야 한다.

(i) KAS Part 33의 33.77항에 적합하여야 한다.

(ii) 유사한 장착 위치에서 외부물질의 유입으로 불안전한 상태가 초래된 적이 없음을 입증하여야 한다

(b) 터빈 엔진 장착. 터빈 엔진 장착은 다음과 같아야 한다.

(1) 엔진-로터가 파손되거나 엔진 내부에서 발생한 화재가 엔진 덮개를 통과하여 진전되는 경우에 대비하여 비행선의 피해를 최소화 할 수 있도록 설계상의 예방책을 강구하여야 한다.

(2) 엔진제어장치, 제어계통 그리고 계기장치에 관련된 동력 계통들은 운항 중에 터빈 로터 구조강도에 악영향을 미치는 엔진의 운용한계를 초과하지 않도록 설계되어야 한다.

(c) 임의의 엔진의 파손이나 고장 또는 (한 개의 연료탱크만을 장착한 경우에는 해당 연료탱크를 제외하고) 엔진에 영향을 미치는 임의의 계통의 파손이나 고장(엔진실의 화재로 인한 파손을 포함)으로 다음의 상태가 발생하지 않도록 적어도 한 가지 형태로 작동되도록 배치되고 상호간에 독립적으로 배열되어야 한다.

(1) 남아있는 엔진의 계속적인 안전운항을 방해하는 상태.

(2) 남아있는 엔진의 계속적인 안전운항을 위하여 승무원의 신속한 조작을 요구하는 상태.

(d) 시동 및 정지(왕복 발동기). 왕복엔진의 장착 엔진 시동으로 인하여 엔진 또는 비행선에 대한 화재의 위험 또는 기계적 손상이 최소화되도록 설계 하여야 한다. 엔진의 시동 방법과 관련된 제한사항을 설정하고 이를 비행선 비행 교범, 승인된 교범류 또는 적절한 운용 플래카드에 포함시켜야 한다. 비행 중에 각 엔진을 정지시키거나 재시동할 수 있는 수단이 장치되어야 한다.

(e) 시동 및 정지(터빈 발동기). 터빈 엔진 장착은 다음에 적합하여야 한다.

(1) 엔진의 장착 엔진 시동으로 인하여 엔진 또는 비행선에 대한 화재의 위험 또는 기계적 손상이 최소화되도록 설계 하여야 한다. 엔진의 시동 방법과 관련된 제한사항을 설정하고 이를 비행선 비행 교범, 승인된 교범류 또는 적절한 운용 플래카드에 포함시켜야 한다.

(2) 임의의 엔진의 연소와 회전을 정지시키는 수단을 장치하여야 한다. 이 규정을 만족시키기 위해 장치된, 엔진실 내의 방화벽의 엔진 부분에 위치해 있는 모든 구성품은 적어도 내화성이 있는 것이어야 한다.

(3) 비행 중에 엔진을 재시동할 수 있어야 한다. 재시동 방법 및 관련된 제한사항을 설정하고 이를 비행교범, 승인된 교범류 또는 적절한 운전 플래카드에 기재하여야 한다.

(4) 시동에 실패한 후 재시동을 할 때 화재가 일어나지 않도록 모든 연료 혹은 연료증기가 배출됨을 비행시험에서 입증하여야 한다.

(f) 재시동 능력. 비행선의 비행 중 엔진 재시동에 대한 고도 및 속도 포위선도를 설정하고 각 장착된 엔진은 이 포위선내에서 재시동 능력을 갖추어야 한다.

(a) 일반

(1) 모든 프로펠러는 승인 된 것 이어야하고 다음에 적합하여야 한다.

(i) 형식 증명을 받은 것이어야 한다.

(ii) 비행선의 일부로서 증명 받아야 한다. KAS Part 35를 인증 기준에 대한 참고기준으로 사용할 수 있다.

(2) 엔진출력 및 프로펠러축 회전속도는 프로펠러에 대하여 승인된 한계를 초과해서는 안된다.

(3) 페더링이 가능한 각 프로펠러는 비행 중에 페더링되지 않도록 하는 수단을 강구하여야 한다.

(b) 프로펠러 진동. 금속제 블레이드나 고 응력 금속부품을 가진 각 프로펠러 및/또는 덮개(shroud)는 정상 상태에서 프로펠러 제조자가 연속 운행 시에도 안전하다고 증명한 진동 응력 값을 초과하지 않음을 입증하여야 한다. 이는 다음에 의하여 증명되어야 한다.

(1) 모든 예상 임무 형태에서 프로펠러와 덮개에 대한 직접적인 시험을 통한 응력의 측정. 또는

(2) 이러한 측정이 이루어졌던 유사 장비와의 비교. 또는

(3) 장비들의 안전성을 증명할 만한 어떠한 적절한 시험 방법이나 운용 경험

(4) 필요한 경우 모든 형식의 프로펠러는 필요한 안전진동 특성을 가지고 있음이 입증되어야 한다.

(c) 프로펠러 및 덮개의 여유간격

(1) 지면과의 여유간격

(i) 프로펠러

더 좁은 여유간격에 대한 안전성이 입증되지 않는 한, 최대 중량 상태이고 무게중심이 가장 불리한 상태일 때 비행선의 프로펠러 여유간격은 비행선의 수평, 정상 이륙, 정상 착륙 또는 활주 자세 중 가장 위험한 자세에서 지상과 9 in 이상의 여유간격이어야 한다. 또한, 프로펠러는 가장 불리한 위치에 있는 타이어의 공기가 완전히 빠지고 해당 착륙장치의 지주(shock strut)가 완전히 들어간 상태의 이륙 자세에서도 확실하게 지상과의 여유간격을 가져야 한다.

(ii) 덮개(Shroud). 덮개는 가장 불리한 위치에 있는 타이어의 공기가 완전히 빠지고 해당 착륙장치의 지주(shock strut)가 완전히 들어간 상태의 이륙 자세에서도 확실하게 지상과의 여유간격을 가져야 한다.

(iii) 덮개(shroud)에 대한 프로펠러 여유 간격. 프로펠러는 이 규정에 규정되어 있는 모든 비행 및 지상 조건에서 덮개에 대하여 확실하게 여유간격을 가지고 있어야 한다.

(2) 구조부재와의 여유 간격

구조부재에 대하여 다음과 같은 여유 간격이 있어야 한다.

(i) 프로펠러 블레이드 또는 커프(cuff)와 비행선의 고정부분 사이에는 세로 방향으로 적어도 1.27 cm(0.5 in) 이상의 여유 간격이 있어야 한다.

(ii) 상기 이외에 프로펠러의 회전부분 또는 스피너와 비행선의 고정부분 사이에는 확실한 여유 간격이 있어야 한다.

(iii) 프로펠러에서 떨어져 나오는 파편이나 얼음으로 인한 손상을 최소화하기 위하여 프로펠러와 기낭 사이에 충분한 여유 간격이 있어야 한다. 프로펠러 덮개 또는 대등한 보호 장치가 장치되지 않은 경우 적어도 61 cm(2 ft)의 여유 간격이 있어야 한다.

(3) 경미한 충돌 착륙 시 프로펠러와 덮개의 간섭으로 인한 위험을 설계 시 고려하여야 한다.

(a) 각 터보 과급기는 엔진 형식 증명 시 인증을 받아야 한다. 혹은 터보 과급기 계통이 다음에 요건에 적합함을 입증하여야 한다.

(1) KAS Part 33의 33.49항에 적합한 150 시간 내구성 시험을 결함 없이 견딜수 있어야 한다

(2) 엔진에 대한 해로운 영향을 미치지 않아야 한다.

(b) 운항 중에 예상되는 조종계통의 고장, 진동 그리고 비정상적인 속도 및 온도로 인해 터보 과급기의 압축기 혹은 터빈이 손상을 입어서는 안된다.

(c) 터보 과급기의 케이스는 정상 속도 제어장치의 부작동시 발생할 수 있는 최고속도에서 파손된 압축기 또는 터빈의 파편을 봉쇄할 수 있어야 한다.

증명을 요구하는 결빙상태에서 운용 시 과대한 출력 손실 없이 만족할만한 기능을 발휘토록 하기위하여 프로펠러(목제 프로펠러는 제외)와 다른 엔진장비의 부품들은 착빙으로부터 보호되어야 한다. 기낭이 프로펠러로부터 떨어져 나온 얼음에 대하여 보호되지 않는 비행선의 경우, 얼음 제거장치 보다는 결빙 방지 장치를 사용하여야 한다.

터보 프로펠러(비행선을 추진하는 프로펠러)의 프로펠러 항력 제한 계통은 정상 또는 비상 운용 중에 그 계통의 단일 고장 또는 기능 불량이 생기더라도 프로펠러 항력이 이 규정의 구조 요구조건에 따라 설계된 엔진 마운트 및 지지 구조물에 대한 프로펠러 항력을 초과하지 않도록 설계하여야 한다. 만일 이러한 종류의 고장 발생 가능성이 거의 없다면 구조 요소의 고장은 고려하지 않아도 된다.

(a) 터빈 엔진의 운용 특성은 비행선과 엔진의 운용제한 범위 내의 정상 및 비상 운용 중에 유해한 특성(실속, 서어지 또는 엔진 정지등)이 위험할 정도로 나타나지 않음을 비행시험을 통해 조사하고 입증하여야 한다.

(b) 터빈 엔진의 운용 특성은 파손시 위험을 초래할 수 있는 터빈 엔진 구성품의 진동 특성에 대하여 정상 운용 중 해로운 영향을 미쳐서는 안된다.

연료계통

(a) 연료계통은 인증이 요구된 모든 기동 상태를 포함한 있을 수 있는 운용 상태에서 엔진의 적절한 기능을 위해 설정된 유량 및 압력으로 연료 흐름이 이루어지도록구성하고 배치하여야 한다.

(b) 각 연료 계통은 다음과 같이 배치하여야 한다.

(1) 어떠한 연료펌프도 한번에 두 개 이상의 탱크에서 연료를 뽑아낼 수 없어야 한다.

(2) 공기가 연료계통에 들어가지 못하게 하는 방법이 있어야 한다.

(a) 다수 엔진을 장착한 비행선의 각 연료계통은, 적어도 하나의 연료계통에서 (연료탱크 이외의) 임의의 구성품이 파손된 경우에도 하나 이상의 엔진 출력 손실을 초래하거나 또는 하나 이상의 엔진 출력 손실을 방지하기 위하여 조종사가 신속히 조치를 취해야 하는 경우가 발생하지 않도록 배치되어야 한다.

(b) 한 개의 연료탱크처럼 기능하도록 서로 연결된 일련의 연료 탱크를 다수 엔진이 장착된 비행선에 사용한 경우 다음 사항들을 장치하여야 한다.

(1) 각 엔진은 개별적인 탱크 출구를 장비하여야 한다. 그 탱크 출구에는 차단 밸브가 설치되어야 한다. 밸브와 엔진실 사이의 연료관이 엔진실 내로 유입될 수 있는 연료량을 1쿼터(0.95리터) 이내로(또는 안전하다고 증명이 되면 그 이상) 함유하고 있다면 이 차단 밸브는 방화 차단 밸브의 역할을 할 수도 있다.

(2) 탱크는 두 개 이상의 통기구를 갖추고 또한 동시에 막힐 염려가 없도록 배치하여야 한다.

(3) 탱크 캡은 잘못 장착하거나 비행 중에 손실할 가능성이 최소화되도록 설계되어야 한다.

(4) 탱크 출구로부터 엔진까지의 연료계통은 다른 엔진에 연료를 공급하는 연료계통에 대하여 완전히 독립적이어야 한다.

연료계통은 다음과 같은 낙뢰를 받아도 계통내의 연료증기에 점화되지 않도록 설계, 배치되어 있어야 한다.

(a) 낙뢰의 가능성이 많은 부분에 직격을 받을 경우

(b) 측뢰의 가능성이 많은 부분에 측격을 받을 경우

(c) 연료 통기구 출구에 코로나나 그 유광을 받을 경우

(a) 일반 . 연료 공급 및 사용 불가 연료량 측면에서 가장 불리한 자세에 있을 때, 이 항에 규정된 연료유량과 엔진의 적절한 운용에 충분한 압력으로 연료를 공급하는 연료계통의 능력을 증명하여야 한다. 이 조건은 적당한 실험 모형으로 모의 시험하여도 무방하다. 이에 추가하여 다음을 만족하여야 한다.

(1) 탱크내의 연료량은 30.959항에 따라 결정된 탱크에 대한 사용 불가능한 연료량에 유량시험을 행하기 위해 필요한 양을 더 더한 양을 초과하지 않아야 한다.

(2) 연료유량계를 갖춘 경우에는 유량 시험 중에 유량계를 폐쇄하고 연료는 유량계의 바이패스를 통해 흐르도록 하여야 한다.

(b) 중력식 연료 계통. (b) 중력식 연료 계통(주 및 예비 공급원)의 최소 연료유량은 이 규정에 따라 엔진이 이륙시 승인된 최대 출력일 때의 연료 유량의 150%이어야 한다.

(c) 펌프식 계통. 각각의 왕복 엔진에 있는 각 펌프식 계통(주 및 예비 공급용)의 최소 연료유량은 이 규정에 따라 이륙시 승인된 엔진의 최대 출력에서의 연료 유량의 125%이어야 한다.

(1) 이 유량은 주 펌프 및 비상펌프 각각에 대해 요구되며 이륙 시 펌프가 작동될 때에도 유효해야 한다.

(2) 각 수동식 펌프의 경우 이 유량은 분당 60 왕복 사이클(120 편도행정) 이내에서 달성되어야 한다.

(d) 보조 연료 계통과 연료 이송 계통. 보조 연료계통 및 연료이송계통은 다음에 언급한 사항을 제외하고 (b), (c) 그리고 (f)항의 규정을 적용한다.

(1) 이륙출력 및 연료소비량 대신에 연속최대출력 및 엔진회전속도에 근거하여 요구 연료유량을 설정하여야 한다.

(2) 만일 미리 정해진 연료량이 주 연료 탱크에 남았을 때에만 보조 탱크가 주 연료 탱크에 개방됨을 언급하는 적절한 플래카드가 있다면, 대형의 주 연료탱크로 연료를 공급해 주는 소형의 보조 연료 탱크에 더 적은 연료 유량을 사용하여도 된다.

(e) 다수 연료 탱크. 만일 왕복 엔진이 하나 이상의 탱크로부터 연료를 공급 받을 수 있다면, 수평 비행 상태에서 엔진이 다른 어느 탱크로부터 연료를 공급받고 있다가 연료 고갈로 엔진이 정지된 경우 연료가 가득찬 임의의 탱크로 전환 후 엔진을 재 시동할 수 있어야 한다.

(f) 터빈 엔진의 연료 계통.

(1) 터어빈 엔진의 연료계통은 의도한 운용 조건 및 기동조건에서 엔진에서 필요로 하는 연료유량을 100% 이상 공급할 수 있어야 한다. 이 조건은 적당한 실험 모형을 이용하여 모의 시험하여도 무방하다. 이 유량은 운용 중 예상되는 가장 불리한 연료 공급 조건(고도, 자세 및 다른 조건의 관점에서) 상태의 비행선에서 입증되어야 한다.

(2) 만일 터빈 엔진이 하나 이상의 탱크로부터 연료를 공급 받을 수 있다면, 수평 비행 상태에서 엔진이 다른 어느 탱크로부터 연료를 공급받고 있다가 연료 고갈로 엔진이 정지된 경우 연료가 가득찬 임의의 탱크로 전환 후 엔진을 재 시동할 수 있어야 한다.

연료출구가 상호 연결된 탱크를 가진 중력식 연료공급계통에 있어서는 만재된 연료탱크를 사용해야 되는 경우를 제외하고는 30.959항에서 규정하고 있는 조건에서 탱크와 탱크사이에 흐르는 연료의 양이 어느 한쪽 탱크의 통기구로 연료가 넘쳐 흐르게 되는 원인이 될 정도로 과다해서는 안된다.

각 탱크의 사용 불가능 연료량은 해당 탱크에 관련되는 각각의 예상되는 운용 및 비행운동에서 그 탱크에 발생하는 가장 불리한 연료공급 상태에서 기능불량의 초기 징후가 나타나는 양보다 적지 않은 양으로 설정하여야 한다.

위험한 운용 조건상태에서 43.3℃(110°F)의 온도의 연료를 사용할 때 각 연료 계통은 증기로 인한 연료 막힘(Vapor lock)이 발생하지 않아야 한다.

(a) 연료탱크는 운용 중에 받는 진동, 관성력, 연료하중 및 구조하중에 파손 없이 견딜 수 있어야 한다.

(b) 각 유연성 있는 연료탱크의 라이너는 사용에 적합한 종류이어야 한다.

(c) 일체식(Integral) 연료탱크는 탱크 내부의 점검 및 수리가 용이하도록 적당한 설비가 있어야 한다.

(d) 연료탱크의 총사용 가능용량은 연속최대출력에서 적어도 30분이상의 운전을 행하는데 충분한 양이어야 한다.

(e) 각각의 연료유량계는 30.959항에 따라 결정된 사용 불가능 연료량을 고려해서 교정되어야 한다.

(a) 연료탱크는 파손 또는 누출 없이 다음의 압력에 견뎌야 한다.

(1) 전형적인 금속재 탱크 및 탱크의 벽면이 비행선의 구조물에 의해 지지되지 않는 비금속재 탱크의 경우 0.246 kg/㎠ (3.5 psi) 압력 또는 탱크에 연료가 가득 찬 상태에서 최대 극한 가속 시 발생하는 압력 중 더 큰 값.

(2) 일체형 탱크의 경우, 탱크에 연료가 가득 찬 상태에서 최대 제한 가속 상태와 임계제한 구조하중을 동시에 적용 시 발생하는 압력

(3) 탱크의 벽면이 비행선의 구조물에 의해 지지되고 승인된 기본 탱크 재료를 사용하여 적절한 방법으로 제작된 각각의 비금속재 탱크의 경우, 특정 설계의 최초의 탱크에 대하여 실제 또는 그것에 유사한 지지상태에서 0.14Kg/㎠ (2 psi)의 압력. 지지구조는 비행 중 또는 착륙상태에서 발생하는 임계하중과 이에 상응하는 가속도에서 생기는 연료의 압력하중을 조합시킨 하중에 견딜 수 있도록 설계하여야 한다.

(b) 지지되고 있지 않거나 또는 딱딱하지 않은 큰 평면을 가진 각 연료 탱크는 누출이나 파손 없이 다음의 시험을 견딜 수 있어야 한다.

(1) 전체 탱크 조립품 및 그 지지부 는 실제 설치상태와 유사한 방법으로 장치하여 진동시험을 행한다.

(2) (4)항에 제시된 경우를 제외하고, 탱크는 용량의 2/3정도 물 또는 적절한 시험용 유체를 넣어서 (다른 진폭이 입증되지 않는 한) 0.79 mm (1/32in) 이상의 진동 진폭으로 25시간 진동시험을 하여야 한다.

(3) 시험 진동 주파수는 다음과 같아야 한다.

(i) 엔진의 정상운용 범위내의 회전속도에 있어서 위험한 진동 주파수가 발생하지 않는 경우, 분당 주기수로 나타나는 시험 진동 주파수는 최대 연속 엔진 회전수에 0.9를 곱하여 얻은 수로 하여야 한다.

(ii) 엔진의 정상운용 범위내의 회전속도에 있어서 위험한 진동 주파수가 한번 있는 경우에는 그 진동 주파수를 시험 진동 주파수로 하여야 한다.

(ⅲ) 엔진의 정상운용 범위내의 회전속도에 있어서 위험한 진동 주파수가 두 개 이상 있는 경우는 가장 위험한 진동 주파수를 시험 진동수로 한다.

(4) (3)(ⅱ) 및 (ⅲ) 항에 따라, 시험 시간은 다음의 (3)(i)항에 규정된 진동 주파수로 25시간 수행 시 달성될 수 있는 진동 주파수와 동일하도록 조정되어야 한다.

(5) 시험 동안, 탱크 조립품은 곤돌라와 평행한 축에 대하여 양쪽 수평면으로 15˚ 씩(총 30˚) 분당 16에서 20회의 완전한 주기로 25시간 동안 진동을 받아야 한다.

(c) 제작방법 및 누출방지 방법이 과거의 시험 자료 또는 운용 경험에 의해 증명되지 않은 일체형 탱크는 (b)(1)항에서 (b)(4)항 까지에서 규정한 진동시험을 견딜 수 있어야 한다.

(d) 비금속재 라이너가 있는 각 탱크는 실온상태의 연료를 이용하여 이 절의 (b)(5)항에 기술된 스라싱 시험(sloshing test)을 받아야 한다. 추가적으로, 비행선에 사용된 것과 같은 동일 구조의 라이너 시편을 적당한 시험용 탱크에 설치하고 44 ℃(110 °F)의 온도의 연료를 이용한 스라싱 시험(sloshing test)을 행하였을 때 이에 견딜 수 있어야 한다.

(a) 연료탱크는 탱크의 하중이 집중하지 않도록 지지되어야 한다. 또 다음의 규정에 적합해야 한다.

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

(2) 패드의 재료는 비 흡수성이던가 또는 연료의 흡수를 방지하도록 처리된 것이어야 한다.

(3) 유연성이 있는 탱크 라이너를 사용하는 경우에는 라이너가 탱크내의 연료하중을 받지 않도록 지지되어야 한다.

(4) 라이너에 인접한 탱크실의 내부표면은 다음의 경우가 아니라면 라이너의 마모를 유발할 수 있는 돌출부가 없이 매끄러워야 한다.

(ⅰ) 돌출부분에서 라이너를 보호하기 위한 설비가 장치되어 있는 경우

(ⅱ) 라이너 구조 자체가 그러한 보호를 할 수 있는 경우.

(5) 각 공기주머니의 연료증기 공간은 모든 운용상태에 있어서 정압력을 유지할 수 있어야 한다. 또한 0 혹은 부(-)의 압력에서 공기주머니가 찌그러지지 않는 것이 입증된 경우에 있어서는 예외로 한다.

(6) 연료 주입 캡의 부적절한 고정이나 캡의 이탈로 인하여 연료의 사이펀 현상(사소한 넘침 현상이 아닌)이나 공기주머니의 찌그러짐이 발생하지 않아야 한다.

(b) 각 연료 탱크실은 가연성의 유체 또는 증기의 축적을 방지하도록 환기되고 배수되어야 한다. 비행선 구조와 일체형인 탱크에 인접한 각 구획 또한 환기되고, 배수되어야 한다.

(c) 연료 탱크도 방화벽의 엔진 쪽에 위치하여서는 안된다. 연료 탱크와 방화벽 사이에는 적어도 1.3 cm(1/2 in)의 간격이 있어야 한다. 엔진실에 연결되어 있는 주 공기흡입구 바로 뒤에 위치해 있는 엔진의 낫셀 표면을 일체형 탱크의 벽으로 사용해서는 안된다.

(d) 연료 탱크가 객실에 설치되어 있는 경우 증기 및 연료 밀폐재로 차단하여 곤돌라 외부로 배수되고 통기되도록 하여야 한다. 만일 공기 주머니형 연료 주머니가 사용된 경우, 연료 주머니는 적어도 구조적으로 일체형인 금속재 연료 탱크와 동등하게 외피를 유지할 수 있어야 한다.

(e) 연료탱크는 다음의 조건에서도 연료를 유지할 수 있도록 설계, 배치 및 장착을 해야 한다.

(1) 30.561항에 기술된 비상 착륙 조건의 관성력을 받을 때

(2) 착륙장치를 접은 상태 또는 하나의 착륙장치가 파손된 상태로 비행선이 착륙할 때 발생할 수 있는 조건

각 연료 탱크는 비행선의 탱크 배출구를 통한 배출이 명확하지 않다면 탱크 용량의 적어도 2 퍼센트의 팽창 공간을 가져야 한다. 비행선의 정상 지상자세에서 팽창 공간이 부주의하게 채워지는 것이 불가능하여야 한다.

(a) 다음에 적합하지 않는 경우, 각 연료탱크는 비행기가 정상 지상상태 및 비행 자세 시에 탱크용적의 0.25% 또는 0.24 리터(1/16 갤런)중에서 큰 유효용적을 가지는 배출 가능한 섬프를 구비하여야 한다.

(1) 연료 계통은 76 리터(20 갤런)의 연료탱크 용량 당 28 그램 (1 온스)의 처리가 가능한 용량을 가지고 있고 배출을 위해 쉽게 접근할 수 있는 침전물 그릇 또는 실을 장비하여야 한다.

(2) 연료 탱크 배출구는 정상 지상 자세에서 탱크의 모든 부품으로부터 침전물 그릇 또는 실로 수분이 배수되도록 위치하여야 한다.

(b) 이 절의 (a)항에 의해 요구되는 각 섬프, 침전물 그릇 및 침전물 실은 30.999(b)항의 배출 규정에 적합하여야 한다.

(a) 각 연료탱크의 주입구 연결부는 30.1557(c)항에 명기된 것처럼 표시되어 있어야 한다.

(b) 연료 주입 시에 흘러내린 연료가 탱크자체 외에 비행선의 연료 탱크 실 또는 다른 부분으로 들어가지 않도록 해야 한다.

(c) 각 주입구 캡은 주 주입구 입구에서 연료를 확실히 밀폐시킬 수 있어야 한다. 그러나 연료 탱크 캡의 작은 구멍이 캡을 관통하여 연료 계측기를 삽입하기 위한 목적 또는 통기 목적인 경우 이를 통하여 탱크내로 수분이 유입되지 않는다면 캡에 구멍이 있어도 무방하다.

(d) 각 연료주입구(가압식 연료 보급 연결부를 제외한)는 비행선을 지상 연료공급 장치에 전기적으로 연결하는 설비가 준비되어 있어야 한다.

(a) 각 연료탱크는 팽창공간의 윗 부분으로부터 통기하여야 한다. 또한 다음의 사항에 적합하여야 한다.

(1) 각 통기구는 얼음이나 다른 이물질에 의하여 막히지 않도록 배치 및 제작해야 한다.

(2) 각 통기구는 정상 운용 중에 사이펀 현상이 발생치 않도록 제작되어야 한다.

(3) 통기 능력은 탱크 내외에 생기는 심한 압력차를 급속히 완화할 수 있도록 충분히 커야 한다.

(4) 서로 연결된 배출구를 가진 탱크들의 팽창공간들은 서로 연결되어야 한다.

(5) 비행선이 지상이나 수평비행 자세일 때 습기가 축적될 수 있는 모든 통기 배관에서 배출이 불가능한 부분이 존재해서는 안된다.

(6) 모든 통기구는 배출구로부터 연료를 배출시 화재를 유발하거나 배출된 연료증기가 객실 내부로 스며들지 않도록 배출구 끝을 위치시켜야 한다.

(b) 증기 제거기가 있는 각 기화기와 증기 귀환 장치를 구비하고 있는 각 연료 분사식 엔진은 증기를 연료 탱크의 상단으로 돌려보내는 독립적인 배출 배관이 있어야 한다. 하나 이상의 연료탱크가 있고, 어떤 이유로 정해진 순서대로 탱크들을 사용하여야 한다면 증기귀환 배출 배관은 탱크들의 상대적인 용량으로 인해 다른 탱크로 증기를 귀환시키는 것이 더 나은 경우가 아니면 처음 사용되는 탱크로 연결되어야 한다.

(a) 연료탱크 출구나 부스터 펌프에는 연료 여과기가 있어야 한다. 이러한 여과기는 다음을 만족하여야 한다.

(1) 왕복 엔진을 장착한 비행선의 경우, 여과기는 인치 당 8-16 메쉬를 사용하여야 한다.

(2) 터빈 엔진을 장착한 비행선의 경우, 여과기는 연료의 흐름을 제한하거나 연료계통 구성품을 손상시킬 수 있는 모든 물질의 통과를 막을 수 있어야 한다.

(b) 각 연료탱크 출구에 위치한 여과기의 여과유효 면적은 적어도 연료출구 배관면적의 5배이상 되어야 한다.

(c) 각 여과기의 직경은 적어도 연료탱크 출구의 직경만큼 되어야 한다.

(d) 각 핑거형 여과기(finger strainer)는 검사나 청소가 용이해야 한다.

가압식 연료공급 계통은 다음의 규정에 적합해야 한다.

(a) 각 가압식 연료 공급계통의 연료 다기관 연결부는 연료주입구 밸브가 고장 났을 경우에 위험한 정도의 연료가 유출되는 것을 방지할 수단이 있어야 한다.

(b) 각 탱크의 연료량이 그 탱크의 승인된 최대용량을 넘지 못하도록 하는 자동 차단 장치가 있어야 한다. 이 장치는 급유하기 전에 차단장치의 적절한 작동여부를 확인할 수 있어야 한다.

(c) 이 절의 (b)항에 규정된 자동 차단 장치가 고장 났을 경우 연료계통의 손상을 방지하는 수단이 있어야 한다.

(d) 연료 공급 압력을 받는 탱크까지의 모든 연료 계통 부분은 1.33배의 보정 압력과 연료보급 중에 발생하기 쉬운 서어지 압력의 적어도 2배의 극한압력을 견뎌야 한다.

연료계통 구성품

(a) 주 펌프. 적절한 엔진 운전이나 이 장의 (이 절의 (b)항의 요구사항 이외의) 연료계통 요구조건을 만족시키기 위해 필요한 연료펌프를 주펌프 라고 한다. 엔진의 일부로 승인된 연료 분사펌프(연료 분사가 기화기에서 이루어지지 않았을 때 연료 분사 압력 및 적절한 연료를 공급하는 펌프) 이외의 모든 주 연료 펌프에는 용적형 펌프(displacement fuel pump)를 바이패스 할 수 있는 장치가 장비되어야 한다.

(1) 엔진에 연료를 공급하는 연료펌프를 가진 왕복 엔진 장치의 경우 엔진에 의해 직접 구동되거나 또는 전기적으로 구동되는 적어도 하나의 주 펌프를 구비하여야 한다. 만일 펌프가 전기적으로 구동되면, 다음이 적용된다.

(i) 동력원을 포함한, 각 엔진의 비상용 펌프에 대한 전기 계통은 다른 엔진의 각 주 펌프의 전기 계통과 독립적이어야 한다.

(ⅱ) 동력원을 포함한, 각 엔진의 비상용 펌프에 대한 전기 계통은 동일 엔진의 주 펌프의 전기 계통과 독립적이어야 한다.

(iii) 엔진의 시동을 제외한 정상 운용 동안, 독립적인 연료 펌프 전기 계통은 엔진 또는 기체의 공용 전기적 부하와 연결되어서는 안된다.

(iv) 엔진과 기체 계통 모두를 포함한 임의의 다른 전기 계통의 고장이 연료 펌프 전기 계통의 임의의 부분에 해로운 영향을 미쳐서는 안된다

(v) 조종실내의 주 연료 펌프 제어 스위치는 다른 모든 스위치로부터 독립해 있어야 하고, 부주의한 작동이 방지되도록 보호되어야 한다.

(2) 터빈 엔진 장치의 경우 적당한 엔진 운전이나 이 절의 연료계통 요건을 만족시키기 위해(이 절의 (b)항의 요구사항은 제외하고) 필요한 연료펌프를 주 펌프라고 한다. 또한 다음의 사항을 만족하여야 한다.

(i) 각 터빈 엔진에 적어도 하나의 주 펌프가 있어야 한다.

(ii) 각 엔진의 주 펌프에 대한 동력원은 기타 다른 엔진의 주 펌프 동력원과 독립적이어야 한다.

(ⅲ) 엔진의 일부로 승인된 연료 분사펌프 이외의 모든 주 연료 펌프에는 용적형 펌프(displacement fuel pump)를 바이패스 할 수 있는 장치가 장비되어야 한다.

(b) 비상용 펌프. 주 펌프(엔진의 일부로 승인된 연료분사 펌프를 제외하고)가 고장 났을 경우 해당 엔진에 즉시 연료를 공급할 수 있는 비상용 펌프가 있어야 한다. 각 비상용 펌프에 대한 동력원은 그에 대응하는 주 펌프의 동력원에 대해 독립되어 있어야 한다.

(c) 경보 장치. 정규 펌프와 비상용 펌프가 함께 계속적으로 사용될 때 비행 승무원들에게 각 펌프의 기능불량을 알릴 경보장치가 있어야 한다.

(d) 엔진 출력이나 추력 설정상태 혹은 다른 연료펌프의 기능상태와 관계없이 임의의 연료펌프의 작동이 엔진 작동을 위태롭게 하는 해로운 영향을 주지 않아야 한다.

(a) 각 연료배관은 과도한 진동을 받지 않게 하고 연료압력과 가속비행 조건으로 발생한 하중을 견디게끔 장치되고 지지되어야 한다.

(b) 상대적인 움직임이 발생할 수 있는 비행선의 구성품들을 연결하는 연료배관은 유연성이 있어야 한다.

(c) 압력을 받거나 축방향의 하중을 받는 연료배관에 있어 유연성이 필요한 연결부위는 유연성 호스를 사용하여야 한다.

(d) 유연성 호스는 승인 받은 것이거나 해당 용도에 적합하다는 것이 증명되어야 한다.

(e) 고온에서 악영향을 받을지도 모르는 유연성 호스는 엔진 작동 중이나 엔진 정지 후에 고온으로 있는 곳에는 사용되어서는 안된다.

엔진나셀 혹은 곤돌라 내의 연료계통 구성품은 포장된 활주로에서 동체착륙(wheels-up landing)을 하였을 때 화재를 유발할 수 있는 용량의 연료를 유출하는 손상을 입지 않도록 보호되어야 한다.

(a) 비행 중에 승무원이 임의의 엔진에 대해 연료공급을 즉시 중단할 수 있는 장치가 있어야 한다.

(b) 연료차단 밸브는 방화벽의 엔진 쪽과 반대 면에 설치되어야 한다. 더욱이 다음과 같은 수단이 있어야 한다.

(1) 각 연료차단 밸브가 부주의로 작동되지 않도록 보호하는 수단이 있어야 한다.

(2) 밸브가 닫힌 후 승무원이 이를 신속하게 다시 열수 있는 수단이 있어야 한다.

(c) 각 밸브와 연료계통 조작장치는 그것의 작동이나 가속비행 조건으로부터 야기되는 하중이 밸브와 연결된 배관에 영향을 주지 않도록 지지되어 있어야 한다.

(d) 각 밸브와 연료계통 조작장치는 중력이나 진동이 밸브의 설정된 위치에 영향을 주지 않도록 장치되어 있어야 한다.

(e) 각 연료밸브 핸들과 그 밸브에 연결되는 연결부는 잘못 장착될 가능성을 최소한으로 줄이는 방향으로 설계되어야 한다.

(f) 각 역류방지 밸브(check valve)는 잘못 연결되는 일이 없도록 제작되거나 또는 이를 방지하기 위한 다른 장비를 구비하여야 한다.

(g) 연료탱크 선택밸브는 다음과 같아야 한다.

(1) 선택 밸브를 “닫힘” 위치로 놓기 위해서는 독립적이고 분명한 동작이 요구되어야 한다.

(2) 임의의 탱크에서 다른 탱크로 전환할 때 “닫힘” 위치를 경유하지 않도록 연료탱크 선택위치를 배열해야 한다.

연료량 측정 장치나 엔진 구동 식 용적형 펌프(positive displacement pump) 중 연료 탱크 출구와 더 가까이 있는 연료 입구와 연료 탱크 출구 사이에 연료 여과기 또는 필터가 있어야 한다. 이러한 연료여과기나 필터는 다음의 규정에 적합해야 한다.

(a) 배수나 청소를 쉽게 할 수 있어야 하고 손쉽게 제거할 수 있는 여과망이나 장비를 갖추어야 한다.

(b) 침전물 트랩이나 배출구를 가져야 한다. 그러나 여과기나 필터가 배출을 위해 쉽게 제거될 수 있다면 배출구를 가질 필요는 없다.

(c) 여과기나 필터의 중량이 그것에 연결된 배관이나 출구 및 입구의 연결부에 의해 지지되지 않도록 장치되어야 한다.

(d) KAS Part 33 또는 이와 동등한 기준에서 엔진에 대하여 설정한 것보다 더욱 심한 정도로(입자크기와 밀도 관점에서) 오염된 연료에 대하여 엔진 연료계통의 기능이 손상을 입지 않을 정도의 메쉬와 (엔진에 대하여 설정된 운용 제한과 관련된) 용량을 가져야 한다.

(a) 비행선의 정상 지상자세에서 전체 연료계통의 안전한 배출을 위해 적어도 하나의 배출구가 있어야 한다.

(b) 본 절의 (a)항과 30.971항에 의해 요구되는 각 배출구는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 비행선의 모든 부분의 연료를 완전하게 배출할 수 있어야 한다.

(2) 배출구의 담힘위치를 고정시킬 수 있는 수동 혹은 자동수단이 있어야 한다.

(3) 쉽게 접근 가능하고 쉽게 열고 닫을 수 있는 배출 밸브를 가져야 한다. 착륙장치를 올린 상태에서 착륙하는 경우에도 연료누출을 방지하게끔 배치되고 보호되어야 한다.

만일 연료 방출계통이 장치되어 있다면, 연료 방출 계통은 분당 379 리터(100 갤런)의 비율로 연료를 방출할 수 있어야 한다. 연료 방출 계통은 안전한 착륙을 위해 필요한 양의 연료는 방출하지 않도록 설계되어야 한다.

(a) 연료 방출은 강하, 상승 및 수평 비행에서 실증되어야 한다. 이 비행 시험 동안, 다음을 증명하여야 한다.

(1) 연료 방출계통 자체와 계통의 작동은 화재의 위험이 없어야 한다.

(2) 방출되는 연료는 비행선의 어떤 부분에도 접촉되지 않아야 한다.

(3) 연료나 증기가 비행선의 어느 부분으로도 유입되어서는 안된다.

(4) 연료 방출계통의 작동이 비행선의 조종성에 해로운 영향을 주어서는 안된다.

(b) 연료 방출밸브는 연료 방출 작동 중 언제든지 승무원이 밸브를 닫을 수 있도록 설계되어야 한다.

(c) 엔진 조작, 엔진 추력 방향 변경 또는 보조 동력 장치의 조작이 연료 방출에 해로운 영향을 미치지 않음이 입증되지 않은 한, 방출 조작장치 부근에 그러한 운용 중 연료 방출에 대하여 비행 승무원에게 경고하는 플래카드를 설치하여야 한다.

(d) 연료방출계통은 계통 중의 있을 수 있는 단일 고장이 연료방출 불능으로 인한 위험한 상태를 초래하지 않도록 설계하여야 한다.

오일 계통

(a) 각 엔진은 계속적인 안전 운용을 위한 최고온도 이내의 온도에서 적당한 양의 오일을 공급할 수 있는 독립된 오일 계통을 장비하여야 한다.

(b) 오일 탱크의 사용가능 용량은 임계운용 조건하에서의 항속시간과 그 상태에서의 엔진의 최대 오일 소비량의 곱에다 오일 계통의 순환과 냉각에 필요한 적당한 여분의 용량을 더한 것보다 작지 않아야 한다.

(c) 오일 이송계통이 없는 오일 계통의 경우, 사용 가능한 오일 탱크 용량만을 고려하여야 한다. 엔진 오일계통의 배관, 오일 냉각기와 페더링 리저브(reserve) 내의 오일의 양은 고려하지 않아도 된다.

(d) 만일 오일 이송계통이 사용되었다면, 이송 펌프에 의해 퍼 올릴 수 있는, 이송 배관 내의 오일의 양도 오일 용량으로 포함되어야 한다.

(a) 장착. 각 오일 탱크는 다음의 사항을 만족하도록 장착되어야 한다.

(1) 30.967(a) 및 (b)항의 요구조건에 적합하여야 한다.

(2) 운용 중에 예상되는 진동, 관성력 유체 하중 등을 견뎌야 한다.

(b) 팽창 공간. 팽창 공간은 다음의 규정을 만족해야 한다.

(1) 왕복 엔진에 사용되는 각 오일 탱크는 탱크용적의 10% 혹은 1.9 리터(0.5 갤런) 보다 작지 않은 팽창 공간을 가져야 한다. 그리고 터빈 엔진에 사용되는 오일 탱크는 탱크용적의 10%이상의 팽창 공간을 가져야 한다.

(2) 비행선이 정상 지상자세일 때 부주의로 인해 팽창 공간을 다 채우는 일이 발생하지 않도록 해야 한다.

(c) 주입구 연결부. 상당한 양의 오일을 유지할 수 있는 리세스드(recessed) 오일 주입구 연결부에는 비행선의 다른 부분에 묻지 않고 배출할 수 있는 배출구를 구비하여야 한다. 추가로 다음의 사항에 적합하여야 한다.

(1) 각 오일 탱크 주입구 캡은 오일을 완전히 밀봉할 수 있어야 한다.

(2) 각 오일 탱크의 주입구는 30.1557(c)항에 명기된 것처럼 표시되어야 한다.

(d) 통기구. 오일 탱크는 다음과 같이 통기 가능하여야 한다.

(1) 각 오일 탱크는 임의의 정상비행 조건하에서 오일에 의해 통기구의 연결부가 덮히지 않도록 팽창공간의 상단으로부터 엔진 크랭크케이스로 통기되어야 한다.

(2) 오일 탱크의 통기구는 얼어서 배관을 막을 수 있는 응축된 수증기가 쌓이지 않도록 배열되어 있어야 한다.

(e) 출구. 오일 탱크의 출구는 임의의 운용 온도에서 안전한 값 이하로 오일의 흐름을 감소시킬 수 있는 여과망 또는 방호물로 둘러 싸여 있어서는 안된다. 오일 탱크 출구의 직경은 엔진 오일 펌프 입구 직경보다 작아서는 안된다. 터빈 엔진에 사용된 각 오일 탱크는 계통을 통과하는 오일의 흐름을 방해할 수 있는 임의의 이물질이 탱크 자체로 또는 탱크 배출구로 유입되는 것을 방지하는 수단이 있어야만 한다. 오일 계통의 바깥 부분(탱크지지 구조를 포함한)이 내화성 재료로 되어 있지 않다면, 터빈 엔진에 장착된 각 오일 탱크의 출구에는 차단 밸브가 장치되어 있어야 한다.

(f) 탄성체 재질의 라이너. 탄성체 재질의 오일 탱크 라이너는 사용하기에 적합한 종류의 것이어야 한다.

오일 탱크의 시험은 다음의 사항을 제외하고는 30.965의 규정에 따라야 한다.

(a) 탱크 구조의 경우 적용 압력은 30.965(a)항에 규정된 압력 대신에 34.5 kPa(5p.s.i).를 적용한다.

(b) 비금속재 라이너가 있는 탱크의 경우, 30.965(d)항에 규정된 바에 따라 연료 대신 오일을 시험 유체로 사용하여야 한다. 그리고 라이너 시편에 대한 스라쉬 시험(slosh test)을 121 ℃( 250°F)의 오일로 수행하여야 한다.

(c) 터빈 엔진에 사용되는 가압식 탱크의 경우에는 시험압력이 탱크의 최대 운용 압력에 34.5 kPa(5 p.s.i)를 더한 것보다 작아서는 안된다.

(a) 오일 배관. 오일의 배관은 30.993항에 적합하여야 하고 임의의 정상운용 상태에서 적절한 엔진의 기능에 적합한 오일 양과 압력을 공급하여야 한다.

(b) 브리더 배관. 브리더 배관은 다음의 사항에 적합하도록 배열되어야 한다.

(1) 얼어서 배관을 막을 수 있는 응결 수증기 또는 오일이 쌓이지 않아야 한다.

(2) 브리더 출구는 거품을 일으키더라도 화재를 일으킬 위험이 없도록, 또 배출된 오일이 조종사의 전면 창(windshield)에 닿지 않도록 배치되어야 한다.

(3) 브리더는 배출 오일이 엔진의 흡기계통으로 방출되지 않도록 해야 한다.

(4) 브리더의 출구는 얼음이나 외부물질에 의해 폐쇄되지 않도록 보호되어야 한다.

(a) 각 터빈 엔진 장비에는 모든 엔진 오일이 통과하여 흐르고 다음의 요구조건에 적합한 오일 여과기나 필터를 장비해야 한다.

(1) 바이패스를 가지고 있는 오일 여과기 또는 필터는 여과기나 필터가 완전히 폐쇄되었을 경우에도 계통 내의 나머지 부분을 통하여 정상적인 유량의 오일이 흐를 수 있도록 제작, 장비되어야 한다.

(2) 오일 여과기 또는 필터는 KAS Part 33 또는 이와 동등한 규정에서 엔진에 대하여 설정한 것보다 더욱 심한 정도로(입자크기와 밀도 관점에서) 오염된 오일에 대하여 엔진 오일계통의 기능이 손상을 입지 않을 정도의 메쉬와 (엔진에 대하여 설정된 운용 제한과 관련된) 용량을 가져야 한다.

(3) 오일 여과기 또는 필터는 오일 탱크 출구에 설치된 경우를 제외하고는 상기 (2)항의 규정에 적합하게 설정된 오염 용량에 도달하기 전에 여과망의 오염도를 지시해 줄 수 있는 수단을 구비하여야 한다.

(4) 여과기 또는 필터의 바이패스는 모여진 오염 물질이 바이패스 통로 내에 흐르지 않도록 바이패스의 적당한 위치를 선정해 줌으로서 모인 오염물질의 유출을 최소화 시키도록 제작되고 장비되어야 한다.

(5) 오일 탱크의 출구에 설치된 경우를 제외하고, 바이패스가 없는 오일 여과기 또는 필터는 30.1305(c)(7)에서 요구한 경보장치에 연결되는 수단을 가지고 있어야 한다.

(b) 왕복 엔진에 사용되는 오일 여과기 또는 필터는 여과기나 필터가 완전히 폐쇄되었을 경우에도 계통의 나머지 부분을 통하여 오일이 정상적인 유량으로 흐르도록 제작되고 장비되어야 한다.

다음과 같은 접근하기 쉬운 배출구가 적어도 하나이상 있어야 한다.

(a) 전체 오일 계통을 안전하게 배출할 수 있어야 한다.

(b) 배출구의 잠금 위치를 고정시킬 수 있는 수동 혹은 자동수단이 있어야 한다.

만약 설치되어 있는 경우, 각 오일 냉각기와 그 지지 구조는 운용 중에 받을 수 있는 진동이나 관성력 그리고 오일 압력 하중 등을 견딜 수 있어야 한다.

(a) 만일 프로펠러 페더링 계통이 엔진 오일에 의존하는 경우, 오일 탱크 자체 외의 윤활 계통의 임의의 부품 고장으로 인하여 오일 공급이 중단되었을 때를 대비하여 탱크 내에 예비오일을 저장할 수 있는 수단이 있어야 한다.

(b) 이 예비 오일의 양은 페더링을 하는데 충분한 양이어야 하며 페더링 펌프에 의해서만 사용가능하여야 한다.

(c) 이 예비 오일로 페더링을 수행할 수 있음을 입증하여야 한다.

(d) 프로펠러 페더링 계통의 안전한 작동에 해로운 영향을 줄 수 있는 찌꺼기나 외부물질이 유입되는 것을 방지해 주는 장치가 있어야 한다.

냉각

동력장치의 냉각장치는 지상 운용 및 승인된 최대 고도까지의 비행 운용 동안 동력장치 구성품과 엔진 유체의 온도를 설정된 운도 한계 내로 유지할 수 있어야 한다.

(a) 일반. 30.1041항에 대한 적합성은 임계 지상 운용 조건 및 승인된 최대 고도까지의 임계 비행 운용 조건(체공, 정지 비행, 상승 및 하강을 포함한)에서 증명되어야 한다. 터보과급기를 장착한 엔진의 경우, 각 터보과급기를 작동이 요구되는 상승경로에서의도하는 운용과 일치하는 방법으로 터보과급기를 작동해야 한다. 이 시험에 대하여 다음을 적용한다.

(1) 이 절의 (b)항에서 규정한 최대 주변 대기온도와 다른 조건에서 시험이 수행되었다면 더 합리적인 보정 방법이 없는 한, 기록된 동력장치 온도는 이 절의 (c)항과 (d)항에 따라 보정되어야 한다.

(2) 상기 (1)항에 의해 결정된 보정온도는 설정된 한계치를 넘어서는 안된다.

(3) 냉각시험 중에 사용되는 연료는 해당 엔진에 대해 승인된 최저등급이어야 하고 혼합비는 정상 운용에 사용되는 것이어야 한다.

(b) 최대 주변 대기온도. 적어도 37.8 ℃(100 °F)의 해면 조건에 해당하는 최대 주변 대기온도를 설정하여야 한다. 온도 저하율은 해면 고도 위로 1,000 m(1000 ft) 당 6.5℃(3.6 °F)의 온도 변화로 가정한다. 그러나 방한장치를 설치한 경우, 신청자는 37.8 ℃(100 °F) 미만의 해수면 조건에 해당하는 최대 주변 대기 온도를 선택할 수도 있다.

(c) 보정계수(실린더 배럴 제외). 더 합리적인 보정방법이 제시되지 않았다면, 온도의 한계가 설정되어 있는 엔진 작동유와 동력장치 구성품(실린더 배럴 제외)의 온도는 냉각시험 중 구성품 혹은 엔진 작동유의 최고온도가 처음 기록되었을 때의 대기온도와 최고 주변 대기온도의 차를 더함으로써 보정하여야 한다.

(d) 실린더 배럴 온도의 보정계수. 실린더 배럴 온도는 냉각시험 중 최초의 최고 실린더 배럴온도를 기록한 때의 대기온도와 최고 주변 대기온도의 차의 0.7배를 더해줌으로써 보정해야 한다.

(a) 일반. 각 비행 단계에서 냉각 시험은 다음과 같은 조건의 비행선에 대하여 실시되어야 한다.

(1) 냉각에 가장 불리한 형상(왕복 엔진으로 추진되는 비행선의 경우 신청자가 선정한 카울 플랩 설정치를 포함하고, 추력 방향을 조절할 수 있는 경우 신청자가 설정한 추력 방향 조절 절차를 포함한다)

(2) 냉각에 가장 불리한 조건

(b) 온도의 안정. 냉각 시험에서 온도의 변화율이 분당 1.1 ℃ (2 °F) 이내일 때 온도는 “안정”된 것으로 한다. 다음의 안정화 규칙을 적용한다. 각 비행선과 각 비행 단계에 대하여

(1) 시험하고자하는 비행단계로 진입 시 온도는 안정되어 있어야 한다. 또는

(2) 만일 정상적인 진입 상태에서 온도가 안정화되지 않았다면, 시험 비행단계에 진입하기 전에 모든 진입 조건에 대한 운용을 수행하여 진입 시 자연적인 수준의 온도에 도달하도록 하여야 한다.

(c) 시험 기간. 각 비행단계에 대한 냉각시험은 다음에 게재한 조건에 만족될 때까지 실시하여야 한다.

(1) 부품과 엔진 작동유의 온도가 안정될 때까지

(2) 비행단계가 완료될 때까지

(3) 운용한계에 도달할 때까지

(d) 터빈 엔진을 장착한 비행선. 다음의 추가적인 요구조건을 적용한다. 엔진을 지상 완속 상태로 충분히 운용하여 동력장치 구성품과 엔진 작동유의 온도가 안전화된 이후 이륙 냉각시험을 수행하여야 한다.

(e) 왕복엔진을 장착한 비행선. 다음의 추가적인 요구조건을 적용한다.

(1) 각 단일 엔진 비행선의 경우, 상승 중 엔진 냉각 시험은 다음과 같이 실시되어야 한다.

(i) 75% 최대 연속출력 이상의 엔진 상태로 수평 비행 중 엔진 온도는 안정되어 있어야 한다.

(ii) 정해진 기간 동안의 이륙 출력과 이후 최대 연속 출력 상태의 엔진으로 실행할 수 있는 가장 낮은 고도에서부터 상승을 시작하여야 한다.

(iii) 냉각 시험을 위해 선택된 속도에서 비행 경로의 기울기가 30.65항에 따라 결정된 최소 요구 상승각 미만이거나 비행선이 실린더 헤더 온도계를 장착하고 있지 않다면, 최대 연속출력으로 최대 상승률 속도 보다 낮은 속도로 상승을 수행하여야 한다.

(iv) 가장 높은 온도 발생이 기록된 이후에도 적어도 5분간 최대 연속 출력으로 상승이 계속되어야 한다.

(2) 각 다수 엔진을 장착한 비행선의 상승 중 엔진 냉각 시험은 다음의 조건에서 실시되어야 한다.

(i) 하나의 엔진이 부작동 상태일 때.

(ii) 75% 최대 연속출력 이상의 엔진 상태로 수평 비행 중 엔진 온도는 안정되어 있어야 한다.

(iii) 정해진 기간 동안의 이륙 출력과 이후 최대 연속 출력 상태의 엔진으로 실행할 수 있는 가장 낮은 고도에서부터 상승을 시작하여야 한다.

(iv) 냉각 시험을 위해 선택된 속도에서 비행 경로의 기울기가 30.67항에 따라 결정된 최소 요구 상승각 미만이거나 비행선이 실린더 헤더 온도계를 장착하고 있지 않다면 최대 연속출력으로 최대 상승률 속도 보다 낮은 속도로 상승을 수행하여야 한다.

(v) 가장 높은 온도 발생이 기록된 이후에도 적어도 5분간 최대 연속 출력으로 상승이 계속되어야 한다.

냉각액 계통

(a) 일반. 각 액체냉각 엔진은 아래의 규정을 만족하는 독립된 냉각장치(냉각액 탱크를 포함하여)를 가져야 한다.

(1) 각 냉각액 탱크는 탱크의 하중이 탱크의 각 표면적에 고루 분포되도록 지지되어야 한다.

(2) 마찰을 방지하기 위하여 탱크와 그 지지대 사이에는 패드 또는 기타의 격리수단이 있어야 한다.

(3) 패드 또는 기타의 격리수단은 비 흡습성이거나 도는 가연성 액체의 흡수를 막을 수 있도록 처리된 것이어야 한다.

(4) 팽창탱크의 경우를 제외하고는 냉각장치의 어떤 부분에도 냉각액 주입 중 또는 작동 중에 공기나 증기가 축적되어서는 안 된다.

(b) 냉각액 탱크. 탱크의 용량은 적어도 1갤론에다 전 냉각계통 용량의 10%를 더한 수치보다 커야 한다.

(1) 각 냉각액 탱크는 운용중 받을 수 있는 진동과 관성 또한 냉각액의 하중을 견딜 수 있어야 한다.

(2) 각 냉각액 탱크는 전체 냉각장치 용량의 10%이상의 팽창여유공간을 가져야 한다.

(3) 팽창 여유공간은 정상지상자세에서 부주의하게 채워지는 것이 불가능하도록 되어 있어야 한다.

(c) 냉각액 주입구. 각 냉각액 탱크의 주입구는30.1557(c)항에 명시된 것과 같아야 한다. 덧붙여 아래의 규정을 만족시켜야 한다.

(1) 냉각액 주입구는 엎지른 냉각액이 냉각액 탱크이외의 비행기 각 부분으로 흘러 들어가지 않도록 되어 있어야 한다.

(2) 상당량의 냉각액이 모여 있을 수 있는 냉각액 주입구에는 배출구를 설치하여 비행기 모든 부분에서 냉각액이 완전히 배출될 수 있도록 해야 한다.

(d) 배관과 설치. 엔진 냉각액 입구와 출구배관 지름이 대응하는 엔진 입구와 출구 연결 부분의 안지름 이상이어야 하는 것 외에 각 냉각액 장치의 배관과 설치는 30.993항의 규정을 준용한다.

(e) 냉각액 냉각기. 각 냉각액 냉각기는 운용 중 받을 수 있는 진동과 관성과 냉각액 하중을 견디어 내야 한다. 또한 아래의 사항을 만족해야 한다.

(1) 각 냉각액 냉각기는 운용온도에 의한 팽창을 허용하도록 지지되어야 하며 냉각기에 유해한 진동이 전달되지 않도록 지지되어야 한다.

(2) 가연성 냉각액이 사용하는 경우 냉각액 냉각기의 공기 흡입구는(화재가 났을 경우에) 나셀로부터의 도출되는 화염이 냉각기에 도달하지 않도록 위치시켜야 한다.

(f) 배출구. 다음과 같은 접근 가능한 배출구가 있어야 한다.

(1) 비행기가 정상지상 자세에 있을 때 냉각액 탱크, 냉각기, 엔진 등을 포함하는 전체 냉각장치의 냉각액을 배출할 수 있어야 한다.

(2) 배출구는 전체 비행기내의 모든 냉각액을 배출할 수 있어야 한다.

(3) 배출구는 폐쇄된 상태로 잠글 수 있어야 한다.

각 냉각액 탱크는 다음과 같은 사항을 제외하고는 23.965를 준용하여 시험을 해야 한다.

(a) 30.965(a)(1)항에 요구되는 사항 중 “극한하중에 대응하는 최대가속도에 의해 만재된 탱크에 생기는 내부압력 또는 34 kPa(3.5p.s.i.)중 큰 수치”를 극한하중에 대응하는 최대가속도에 의해 만재된 탱크에 생기는 내부압력 또는 34 kPa(3.5p.s.i.).중 큰 값에다 계통의 최대사용압력을 더한 수치“로 대체하여야 한다.

(b) 비금속재의 라이너가 장착된 탱크의 경우, 시험 유는 30.965(d)에서 규정하는 연료가 아닌 냉각제이어야 하며 라이너 시편에 대한 요동 시험 시 냉각제는 작동온도에 있어야 한다.

흡기계통

(a) 각 엔진의 공기 흡입 계통은 인증이 신청된 운용 조건에서 해당 엔진이 요구하는 공기를 공급하여야 한다.

(b) 각 왕복 엔진은 적어도 두개의 독립적인 공기 흡입구를 가져야 하며 다음의 요구 조건을 만족하여야 한다.

(1) 카울링의 일부분이 내화성 격막에 의해서 엔진의 보기류들과 격리되어 있거나 혹은 역화에 의한 위험을 방지할 장치가 있다면 주 공기흡입구는 카울링에서 열려 있어도 된다.

(2) 역화가 위험을 일으킬 수 있다면 각 보조 공기흡입구는 보호된 위치에 있어야 하며 카울링내에서 열려 있지 않아야 한다.

(3) 보조 공기흡입구를 통한 엔진의 공기공급으로 인해 온도상승에 의한 출력손실과 더불어 출력의 과다한 손실을 일으키지 않아야 한다.

(c) 터빈 엔진을 장착한 비행선에 대하여 다음을 적용한다.

(1) 배출구나 배기구멍 또는 가연성 유체계통의 다른 구성품에서 새어나오거나 넘친 위험한 양의 연료가 엔진 흡입장치로 흘러 들어가는 것을 막는 장치가 있어야 한다.

(2) 공기 흡입관은 이륙, 착륙과 활주 동안 외부 물질의 유입을 최소화 하도록 위치되고 보호되어야 하다.

(a) 왕복 엔진. 각 왕복 엔진의 공기 흡입 계통은 얼음을 제거하고 결빙을 방지하는 수단을 장치하여야 한다. 다른 수단에 의해 결빙 보호가 수행되지 않는 경우, - 1 ℃(30 °F)의 온도의 가시적인 습기가 없는 공기 중에서 다음을 입증하여야 한다.

(1) 보통의 벤튜리식 기화기를 사용하고 과급기가 없는 엔진을 장착한 비행선은 75% 최대 연속 출력 상태의 엔진으로 32 ℃(90 °F)의 온도 상승을 제공할 수 있는 예열기를 장치하여야 한다.

(2) 보통의 벤튜리식 기화기를 사용하고 과급기가 있는 엔진을 장착한 비행선은 75% 최대 연속 출력 상태의 엔진으로 49 ℃(120 °F)의 온도 상승을 제공할 수 있는 예열기를 장치하여야 한다.

(3) 결빙을 방지하는 기능이 있는 기화기를 사용하는 과급기가 있는 엔진을 장착한 비행선의 경우 60%의 최대 연속출력 상태의 엔진으로 37.8 ℃(100 °F)의 온도 상승을 제공할 수 있는 예열기를 장치하여야 한다.

(4) 결빙을 방지하는 기능이 있는 기화기를 사용하는 과급기가 없는 단일 엔진을 장착한 비행선의 경우, 엔진 냉각 공기가 엔진 실린더를 돌아 나올 때 얻어지는 온도 상승 이상의 열을 제공하는 예열기를 장치한 보호된 보조 공기 흡입구를 장치하여야 한다.

(5) 결빙을 방지하는 기능이 있는 기화기를 사용하는 과급기가 없는 다수 엔진을 장착한 비행선의 경우 75%의 최대 연속출력 상태의 엔진으로 32 ℃(90 °F)의 온도 상승을 제공할 수 있는 예열기를 장치하여야 한다.

(b) 터빈 엔진.

(1) 다음의 상태 하에서 각 터빈 엔진과 공기 흡입계통은 엔진 작동에 해로운 영향을 미치거나 출력 또는 추력의 연속적인 손실을 초래할 수 있는 엔진 또는 흡입 계통 구성품에서의 결빙 축적이 없이, 비행선에 설정된 한계 내의 엔진의 전 비행출력범위(완속운전 포함)내에서 작동하여야 한다.

(i) KAS Part 25 부록 C에 규정된 결빙 조건 하에서

(ii) 눈이 내리고 바람이 있는 기상 조건에서

(2) 온도가 -9 °C(15 °F) 이상 -1 °C(30 °F) 이하이고 공기 1m3 당 평균 유효 직경이 20 마이크론 이상인 수증기가 0.3 g 이상 포함된 가장 위험한 기후 조건에서 각 터빈 엔진은 엔진 결빙 보호에 필요한 공기 흡입량으로 지상에서 30분간 해로운 영향 없이 완속 운전하여야 하고 이후 이륙 출력 또는 추력으로 순간적으로 운전되어야 한다. 30분 간의 완속 운전 중 엔진은 감항당국이 승인한 방법으로 적절한 출력 또는 추력 설정값 까지 주기적으로 작동되어야 한다.

(c) 기화기에 공기가 흡입되기 전 공기를 압축시키기 위한 과급기를 가지고 있는 왕복 엔진을 장착한 비행선의 경우, 만약 과급으로 인한 온도 상승을 해당 고도 및 운용 조건에서 자동적으로 사용할 수 있다면, 모든 고도에서 과급에 의해 발생하는 공기의 온도 상승을 이절의 (a)항에 대한 적합성 입증 시 사용할 수 있다.

만일 기화기 공기 예열기가 설치되었다면 다음의 요건에 적합하도록 설계되고 제작되어야 한다.

(a) 엔진이 차가운 공기 중에서 작동 중일 때 예열기의 통기가 보장되어야 한다.

(b) 예열기 주변의 배기 매니폴드 부품에 대한 점검이 가능하도록 하여야 한다.

(c) 예열기 자체의 중요 부품에 대한 점검이 가능하도록 하여야 한다.

(a) 각 흡기계통의 도관은 정상적인 지상 자세 및 비행 자세에서 연료나 수분이 축적되는 것을 방지하기 위한 배출구를 가져야 한다. 배출은 화재의 위험을 유발할 수 있는 곳으로 방출되어서는 안된다.

(b) 상대운동이 존재하는 각 부품들 사이에 연결된 도관은 유연성을 가져야 한다.

흡기계통에 여과망이 사용된 경우 다음 사항이 적용된다.

(a) 각 여과망은 기화기 보다 상류에 있어야 한다.

(b) 아래의 경우가 아니라면 공기가 엔진에 도달하는 통로가 하나뿐인 흡기계통에 장치되어서는 안된다.

(1) 유효한 예열 온도가 적어도 37.8 ℃(100 °F) 인 경우

(2) 여과망이 가열된 공기에 의해서 해빙될 수 있는 경우

(c) 알콜 만을 사용하여 여과망을 제빙해서는 안된다.

(d) 연료가 여과망에 부딪히지 않아야 한다.

터빈 엔진의 공기 추출 계통에 대하여 다음의 사항이 적용된다.

(a) 추출 공기(bleed air)가 공급되는 엔진 출구와 비행선 장치 사이의 임의의 한 부분에서 도관이 파열되거나 파손되어도 위험이 발생하지 않아야 한다.

(b) 최대 추출 공기를 사용할 때 비행선과 엔진 성능에 미치는 영향을 설정하여야 한다.

(c) 엔진의 윤활 계통의 고장으로 인해 객실공기 계통에 위험스러운 오염이 발생하지 않아야 한다.

배기 계통

(a) 각 배기 계통은 화재나 승무원실내의 일산화탄소의 유입이 없도록 배기가스를 안전하게 처리할 수 있어야 한다.

(b) 가연성유체나 증기를 점화시킬 만한 충분히 높은 온도의 표면으로 된 배기계통은 가연성 유체나 증기를 운반하는 계통으로부터 유출된 유체와 증기가 배기계통의 차폐물(shield)을 포함한 배기계통의 임의의 부분과 충돌하여 화재가 발생하지 않도록 배치되거나 차폐되어야 한다.

(c) 각 배기계통은 내화성 차폐물에 의해 엔진실 외부에 있는 비행선의 가연성의 부분들로부터 격리되어야 한다.

(d) 배기 가스는 화재의 위험을 초래할 수 있는 임의의 가연성의 유체, 배기 구멍 또는 배기구 근처로 방출되어서는 안된다.

(e) 각 배기계통의 구성품들은 과도하게 높은 온도를 갖는 부분이 생기지 않도록 환기되어야 한다.

(f) 배기가스는 야간에 조종사의 시야로 심각한 영향을 미치는 발광이 발생할 수 있는 곳으로 배출되어서는 안된다.

(g) 만약 배기 계통에 중요한 트랩(trap)이 장치된 경우, 터빈 엔진의 배기장치는 임의의 정상적인 지상 자세 및 비행 자세에서 엔진 시동의 실패 후에 연료가 축적되지 않도록 비행선으로부터 연료를 완전히 방출하는 배출구를 장치하여야 한다.

(h) 배기 열 교환기는 내부 고장 시에 배기구가 폐쇄되는 것을 방지하기 위한 장치를 구비하여야 한다.

(a) 배기 다기관은 내화성, 내부식성 이어야 한다. 또한 운용온도에 의해 유발되는 팽창으로 인한 파손을 막을 수 있는 장치를 구비하여야 한다.

(b) 배기 다기관은 운용 중에 받을 수 있는 진동과 관성하중을 견딜 수 있도록 지지되어야 한다.

(c) 상대 운동이 존재하는 부품들 사이에 연결된 배기 다기관의 부품등은 유연성을 가지고 있어야 한다.

왕복 엔진을 장착한 비행선의 경우 다음과 같은 사항이 적용된다.

(a) 각 배기 열 교환기는 정상 운용 중에 받을 수 있는 진동, 관성 및 기타 하중들을 견딜 수 있도록 제작되고 장치되어야 한다. 또한 다음 규정을 만족시켜야 한다.

(1) 배기 열 교환기는 고온에서의 연속운용에 대해 적절한 것이어야 하며 배기가스로부터의 부식을 견딜 수 있어야 한다.

(2) 배기 열 교환기의 중요 부품에 대한 점검 수단이 있어야 한다.

(3) 배기 열 교환기는 배기가스와 접촉하는 부분이라면 어디라도 공기를 환기시킬 수 있어야 한다.

(b) 환기 공기를 가열하는데 사용되는 열 교환기는 배기가스가 환기공기 중으로 유입되지 않도록 제작되어야 한다.

동력장치 제어 및 보기류

(a) 동력장치의 조작장치는 30.1555(a)항에 따라 표시되고 30.777항에 따라 정열되고 배치되어야 한다.

(b) 각 유연성 있는 조작장치는 적합한 종류이어야 한다.

(c) 각 조작장치는 아래와 같은 조건없이 적절한 위치를 유지할 수 있어야 한다.

(1) 비행 승무원들의 계속적인 주의

(2) 조작하중 또는 진동에 의한 위치변경 경향

(d) 각 조종장치는 파손 또는 과도한 변형 없이 운용하중을 견디어 낼 수 있어야 한다.

(e) 터빈 엔진을 장착한 비행선의 경우, 임의의 동력장비 조작장치의 단일 고장 또는 기능불량 또는 그것들의 가능한 조합이 안전에 필요한 동력장비의 기능에 고장을 일으키지 말아야 한다.

(f) 엔진실 내에 배치된 동력장치 조작장치 중 화재 시에 조작이 필요한 부분은 적어도 화재 저항성이 있어야 한다.

(g) 승무원실내에 배치된 동력장치의 밸브 조작장치는 다음을 장비하여야 한다.

(1) 수동 밸브의 경우, 확실한 정지장치 또는 연료 밸브인 경우에는 개방 및 폐쇄 위치에 대한 적절한 표지 장치.

(2) 동력 작동 밸브의 경우 밸브가 다음과 같을 때 승무원에게 알리는 장치가 있어야 한다.

(i) 완전히 열렸거나 또는 완전히 닫혔을 경우

(ii) 완전히 열린 위치와 완전히 닫혀진 위치 사이를 움직이고 있을 때

(a) 각 엔진에 대하여 별개의 독립적인 출력 또는 추력 조작장치가 있어야 하며 조종이 필요한 각 과급기에 대해서도 별개의 조작장치가 있어야 한다.

(b) 각 출력, 추력 또는 과급기 조작장치는 엔진 또는 과급기를 확실하고 신속하게 제어할 수 있어야 한다.

(c) 출력 조작장치는 모든 엔진의 개별 조작 및 동시 조작이 가능하도록 배열되어야 한다.

(d) 출력, 추력 조작장치에 연료 차단장치가 설치되어 있는 경우, 조작장치는 부주의한 작동으로 연료가 차단되는 것을 방지하는 장치를 구비하여야 한다. 조작장치는 다음과 같아야 한다.

(1) 완속위치에서 확실하게 고정 또는 정지되어야 한다.

(2) 그 조작장치를 차단위치로 움직이게 하기 위해서는 개별적이고 명확한 조작이 필요하여야 한다.

(a) 점화 스위치는 각 엔진의 각 점화 회로를 제어하여야 한다.

(b) 점화 스위치를 그룹화 하거나 또는 마스터 점화 장치에 의해서 엔진이 여러 개인 비행선의 모든 점화 회로를 일시에 차단시킬 수 있어야 한다.

(c) 계속적인 점화를 필요로 하지 않는 터빈 엔진의 점화 스위치를 제외하고 모든 점화스위치 그룹과 각 마스터 점화 장치는 부주의에 의한 작동을 방지하기 위한 장치를 구비하여야 한다.

혼합기 조작장치를 장착하는 경우 각 엔진은 개별적인 조작장치를 갖추어야 한다. 그리고 혼합기 조작장치에 안전장치를 하거나 다른 조작장치와 혼동을 방지할 수 있는 모양으로 제작 또는 배치하여야 한다. 조작장치는 각 엔진을 개별적으로 조종하고 그리고 모든 엔진을 동시에 조종할 수 있도록 집단화하여 배열하여야 한다.

(a) 만약 프로펠러 회전속도 또는 피치 조작장치를 장비한 경우는 이들의 조작장치를 한 곳에 모아 다음이 가능하도록 배치하여야 한다.

(1) 각 프로펠러의 개별적인 조작

(2) 모든 프로펠러의 동시 조작

(b) 조작장치는 다수 엔진이 장착된 비행선의 모든 프로펠러를 신속하게 동조시킬 수 있어야 한다.

만일 프로펠러 페더링 장치가 있는 경우, 각 프로펠러는 개별적인 조작장치를 구비하여야 한다. 각 조작장치는 부주의한 조작을 방지하는 수단이 있어야 한다.

각 엔진에 대해 개별적인 기화기 공기온도 조작장치를 장비해야 한다.

(a) 엔진 구동식 보기류는 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 해당 엔진에 대한 장착이 승인된 것이어야 한다.

(2) 엔진에 있는 장치를 사용하여 장착하여야 한다.

(3) 엔진 오일 계통 및 보기류 계통이 오염되지 않도록 밀봉되어야 한다.

(b) 아크나 스파크를 발생하는 전기장비는 자유로운 상태로 존재하는 가연성 유체 또는 가스와의 접촉 가능성이 최소화될 수 있도록 장착해야 한다.

(c) 정격이 6kw 이상의 발전기는 기능불량에 의해 화재가 발생할 가능성을 최소로 할 수 있도록 설계하고 장착해야 한다.

(d) 발전기 냉각 장치는 지상 및 비행 조작 중 발전기 구성품의 온도를 설정된 온도 한계내로 유지할 수 있어야 한다.

(a) 모든 배터리 점화계통은 배터리가 완전히 방전된 경우에도 계속적인 동력 운용이 가능하도록 자동으로 예비전원으로 사용될 수 있는 발전기를 장착하여야 한다.

(b) 배터리 및 발전기의 용량은 엔진 점화계통에 필요한 양과 동시에 동일 전원으로부터 공급되는 전기계통 구성품의 최대필요량 보다 커야 한다.

(c) 엔진 점화계통은 다음의 상태를 고려하여 설계하여야 한다.

(1) 한대의 발전기가 작동하지 않는 상태

(2) 발전기가 정상 속도로 작동하고 하나의 배터리가 완전히 방전된 상태

(3) 한 개의 배터리만 장착한 경우에는 발전기가 완속으로 작동하고 있고 배터리가 완전히 방전된 상태

(d) 전기계통의 불량으로 엔진의 점화에 사용되는 배터리가 연속적으로 방전되고 있는 경우, 이를 승무원에게 경보하는 장치가 있어야 한다.

(e) 각 터빈 엔진 점화 계통은 다른 어느 터빈 엔진 점화 계통과 독립적이어야 하고, 기체의 전기의 부하 또는 손실로부터 보호되고 있어야 한다.

만일 추력 방향이 조정가능하다면, 다음의 요구조건을 충족하여야 한다.

(a) 각 추력 방향 조작장치는 해당할 경우, 다른 모든 조작장치와 독립적이어야 하고 확실하고 즉각적인 조종이 가능하여야 한다.

(b) 추력 방향 조작장치는 조종사가 쉽게 사용할 수 있어야 하고 조종사가 쉽고 확실하게 적절한 추력 위치를 선택할 수 있어야 한다.

(c) 만일 각 동력 장치에 대하여 개별적인 추력 방향 조작장치가 설치된 경우 다음의 사항에 적합하여야 한다.

(1) 모든 동력장치를 개별적으로 그리고 동시에 조작할 수 있도록 배열되어야 한다.

(2) 엔진이 최대 이륙 출력으로 작동 중이고 추력 방향이 한쪽 면에서는 정상 비행 위치에 있고 다른 쪽 면에서는 추력방향 최대 변경 위치에 있을 때 비행선이 안전한 비행 특성을 가지고 있음을 입증하여야 한다.

(d) 추력 방향 조종 계통이 고장난 경우에도 추력 방향 조종계통을 정상 운용 위치로 되돌릴 수 있는 보조 수단이 장치되어 있어야 한다.

장치된 각각의 보조동력장치를 시동하고, 정지시키고 긴급 정지를 시킬 수 있는 장치를 조종실에 갖추어야 한다.

동력장치의 방화설비

만일 방화벽의 엔진 쪽 일부가 15분 동안 적어도 1,093 ℃(2,000 °F)의 이상의 화염 온도에 노출될 수 있다면, 엔진실 방화벽에 인접해 위치하는 구성품, 배관 및 피팅은 비행선을 위태롭게 할 수 있는 위험을 겪지 않도록 적절한 재질로 제작되어야 하고 방화벽으로부터 충분한 거리만큼 떨어진 위치에 설치되어야 한다.

(a) 이 절의 (b)항에 규정된 것을 제외하고, 엔진에 화재가 발생하였을 때 영향을 받는 구역 내에서 가연성 유체, 가스 또는 공기를 이송하는 구성품, 배관 및 피팅은 적어도 불연성이어야 한다. 단, 엔진의 일부로서 엔진에 부착된 가연성 유체탱크 및 그 지지구조는 내화성 재질이거나, 비 내화성 재질의 부품이 화재로 인해 손상되어도 가연성 유체가 누출되지 않도록 내화성 차폐물로 감싸져야 한다. 구성품은 누출된 가연성 유체가 발화해도 보호될 수 있도록 감싸주거나 배치되어야 한다. 유연성 호스 조립체(호스와 끝단 피팅)는 승인된 것이어야 한다. 왕복 엔진에 장비된 23.7 리터(25 quart) 미만의 일체형 오일 섬프는 내화성 재료로 제작할 필요도 없고 내화성 재료로 감쌀 필요도 없다.

(b) 다음에 대해서는 (a)항의 규정을 적용하지 않는다.

(1) 배관, 피팅 및 구성품이 형식 증명된 엔진의 일부로서 이미 승인된 부품인 경우

(2) 파손 시에도 화재를 유발하거나 화염을 강하게 하지 않는 배출구, 배기관 및 피팅

동력 장치의 일부 부품을 포함하고 있는 각 칸막이는 가연성의 증기의 집적을 방지하기 위한 환기 설비가 구비되어 있어야 한다.

(a) 각 엔진 장치는 위험한 양의 연료, 오일 및 다른 가연성 액체가 엔진의 일부를 이루는 배관, 피팅 및 구성품으로 유입되는 것 이외에 엔진실을 통과하거나 엔진실내로 유입되는 것을 차단하거나 방지하는 장치가 있어야 한다.

(b) 임의의 엔진에 대한 연료차단 밸브의 차단이 다른 엔진에 대한 연료공급에 지장을 주어서는 안된다.

(c) 차단장치의 작동이 이후 프로펠러 페더링 장치 같은 기타 장치의 비상 작동에 지장을 주지 않아야 한다.

(d) 엔진실 내에 차단장치를 배치하는 것이 엔진실 외부에 배치하는 것과 동등한 안전성을 보장해 주지 않는다면 모든 차단장치는 엔진실 외부에 설치하여야 한다.

(e) 차단 이후에 해로운 양의 가연성 유체가 엔진실 내로 배출되어서는 안된다.

(f) 각 차단장치는 부주의로 작동되지 않도록 보호되어야 하고 또 차단 후에도 비행 중에 승무원이 차단 장치를 다시 열 수 있어야 한다.

(g) 터빈 엔진을 장비한 경우 다음의 경우에는 엔진 오일계통의 차단장치가 필요 없다.

(1) 오일 탱크가 엔진과 일체형이거나 엔진에 장착되어 있는 경우

(2) 엔진 외부의 모든 오일계통 구성품이 내화성 재료이거나 또는 엔진에 화재가 발생하여도 영향을 받지 않는 부분에 위치해 있는 경우

(a) 모든 엔진, 보조 동력장치, 연료 연소 가열기 및 비행 중 사용하고자 하는 기타 연소 장비품은 방화벽, 덮개 또는 그 이외의 동등한 방법으로 비행기의 다른 부분으로부터 격리되어야 한다.

(b) 각 방화벽이나 덮개는 엔진실로부터 비행선의 다른 부분으로 위험한 양의 유체, 가스 또는 화염이 통하지 않도록 제작하여야 한다.

(c) 방화벽이나 덮개의 개구부는 꽉 끼는 피팅, 내화성 재료의 덧쇠, 부싱 또는 방화벽 피팅에 의해 밀봉되어야 한다.

(d) 방화벽과 덮개는 내화성 재료로 제작하여야 하며 부식으로부터 보호되어야 한다.

(e) 내화성재료 또는 구성품의 기준에 대한 적합성은 다음에 따라 입증되어야 한다.

(1) 재료 또는 구성품에 가해지는 화염은 1,093 ± 10 ℃ (2,000 ± 50 °F) 이어야 한다.

(2) 넓이 64.5 cm2 (10in2) 의 판재가 적당한 연소기로부터 화염을 받도록 한다.

(3) 화염은 32.3 cm2 (5 in2) 면적 이상으로 요구 시험온도를 유지할 수 있을 만큼의 크기가 되어야 한다.

(f) 방화벽의 재료 및 피팅은 15분 이내에 화염이 관통되어서는 안된다.

(g) 다음에 기술하는 재료는 본 규정에 의한 시험을 거치지 않고 방화벽 또는 덮개에 사용할 수 있다.

(1) 0.381 mm(0.015 in) 두께의 스텐레스 스틸 판재

(2) 0.4572 mm(0.018 in) 두께의 알루미늄 도금이나 그외 내부식 도금한 연강판재

(3) 0.4572 mm(0.018 in) 두께의 턴(Terne)판

(4) 0.4572 mm(0.018 in) 두께의 모넬판

(5) 강철 또는 동합금제의 방화벽 피팅

공냉식 레디얼형 엔진의 경우 엔진추력부 및 배기계통은 30.1191항의 방화벽 요건에 적합한 격막에 의해 엔진 보기칸과 격리되어야 한다.

(a) 카울링은 운용 중 받을 수 있는 모든 진동, 관성력 및 공기하중에 견딜 수 있도록 제작되고 지지되어야 한다.

(b) 정상적인 지상 자세 및 비행 자세에서 카울링의 각 부분으로부터 신속하고 완전하게 배출하기위한 수단이 장치되어야 한다. 화재 위험성을 유발할 수 있는 위치로 배출이 이루어져서는 안 된다.

(c) 카울링은 적어도 불연성이어야 한다.

(d) 엔진실의 카울링의 개구부 근처 또는 후방에 있는 모든 표면은 개구부로부터 적어도 61 cm(24 in)의 거리까지 불연성이어야 한다.

(e) 배기계통의 배출구와 가깝거나 또는 배기가스에 노출되어 고온이 되는 카울링의 각 부분은 내화성이어야 한다.

다수의 터빈 엔진을 장착한 비행선, 터보 과급기를 장비한 다수의 왕복엔진을 장착한 비행선에는 다음을 적용한다.

(a) 엔진실의 화재 발생을 조기에 감지할 수 있는 수단이 장치되어 있어야 한다.

(b) 화재 탐지장치는 운용 중에 받는 진동, 관성력 및 기타 하중에 견딜 수 있도록 제작되고 장착되어야 한다.

(c) 화재 탐지장치는 존재할 수 있는 오일, 물, 기타 유체 또는 증기에 의해 영향을 받지 않아야 한다.

(d) 승무원이 비행 중에 화재 탐지장치 전기회로의 기능을 점검할 수 있는 방법이 강구되어야 한다.

(e) 엔진실 내의 화재탐지계통의 배선 및 그 밖의 구성품은 적어도 내화성 재료로 구성되어야 한다.

추력 방향 조절계통을 사용하는 비행선은 비행선에 부딪히는 엔진 배기 가스의 영향이 비행선의 재료 또는 구성품의 온도를 안전한 범위 이상으로 증가시키지 않아야 한다.

Subpart F 장비

일반

장착된 장비의 각 품목은 다음의 기준을 만족하여야 한다.

(a) 소요 기능에 대해 적합하게 설계되어야 하고 적절한 종류이어야 한다.

(b) 각자의 장비의 식별, 기능, 운용한계 또는 이들 항목 중 해당 사항의 조합을 나타내는 표찰을 부착하여야 한다.

(c) 해당 장비품에 규정된 제한사항에 따라서 장착하여야 한다.

(d) 장착 후 기능이 정상적으로 작동하여야 한다.

다음의 비행 및 항법 계기를 장착하여야 한다.

(a) 대기 속도계

(b) 고도계

(c) 자기식 방향 지시계

(d) 대기 온도 지시계

(e) 기낭 및 보조기낭의 압력을 표시하는 계기

(f) 부양 가스와 외부 공기 사이의 온도차를 측정하는 장치

(g) 비행선의 피치 자세를 표시할 수단

(h) 상승률 지시계

(a) 모든 비행선에 다음의 동력장치 계기를 장치하여야 한다.

(1) 각 연료탱크에 대한 연료 유량계

(2) 각 오일 탱크에 대한 오일 유량계 (계량봉(dipstick) 또는 사이트 게이지)

(3) 각 엔진의 각 개별적인 압력식 오일 계통에 대한 오일 압력계

(4) 각 엔진 및 다른 오일 계통과 독립적인 터보 과급기 오일 계통에 대한 오일-온도 지시계

(5) 30.1195항에 대한 적합성 입증이 요구되는 비행선에 대한 화재경보장치

(b) 왕복 엔진을 장착한 비행선의 경우 이 절의 (a)항에서 요구하는 동력장치 계기에 추가하여 다음의 동력장치 계기를 장치하여야 한다.

(1) 각 엔진 마다 회전 속도계

(2) 각 엔진에 대한 실린더 헤드 온도계

(3) 펌프에 의해 연료가 공급되는 각 엔진에 대한 (연료가 공급되고 있는 압력을 지시하는)연료 압력계

(4) 과급기가 있는 각 엔진에 대한 다기관 압력계

(5) 터보 과급기가 장착된 경우, 기화기 입구 공기 온도 또는 배기 가스 온도에 대하여 제한사항이 설정되어 있다면 제한치가 설정되어 있는 모든 온도에 대하여 지시계를 설치하여야 한다. 단 모든 계획된 운용 조건에서 제한치를 초과하지 않는다는 것을 입증하는 경우의 온도일 때는 예외로 한다.

(c) 터빈 엔진을 장착한 비행선의 경우 이 절의 (a)항에서 요구하는 동력장치 계기에 추가하여 다음의 동력장치 계기를 장치하여야 한다.

(1) 각 엔진에 대한 가스 온도계

(2) 각 엔진에 대한 연료 유량계

(3) 각 엔진에 대한 (제한 속도가 설정된 로터의 속도를 지시해 주는) 회전 속도계

(4) 엔진시동장치가 연속적으로 작동되어야 하지만 연속적인 운용에 적합하게 설계되지 않았거나 고장 시 위험을 방지할 수 있도록 설계되지 않았을 경우, 이러한 엔진 시동장치의 작동을 비행 승무원에게 알려주는 장치.

(5) 동력장치 결빙 보호 계통의 기능을 나타내는 지시계

(6) 30.997항에서 요구되는 오일 여과기 또는 필터에 대해 해당 여과기 또는 필터의 오염이 30.997(d) 항의 규정에서 정하여진 용량에 도달하기 전에 오염이 발생하는 가을 경보해주는 지시계

(7) 30.1019항에서 요구하는 오일 여과기 또는 필터에 바이패스가 없는 경우, 해당 여과기 또는 필터의 오염이 30.1019(a)(2) 항의 규정에 정하여진 용량에 도달하기 전에 오염이 발생하는 가를 조종사에게 경보해 주는 경보 장치

(8) 각 엔진에 대한 오일 저압 경보장치

(9) 연료계통 구성품의 결빙폐쇄를 방지하기 위하여 사용하는 모든 가열기에 대해서 이들이 적절히 작동하는 가를 나타내는 지시계

(d) 터보 프로펠러를 장착한 비행선의 경우 이 절의 (a)항과 (c)항에서 요구하는 동력장치 계기에 추가하여 다음의 동력장치 계기를 장치하여야 한다.

(1) 각 엔진 마다 토오크 지시계

(2) 각 프로펠러마다, 프로펠러 블레이드 각이 비행 최저위치에 있음을 비행승무원에게 알려주기 위한 위치 지시장치

(3) 각 역 피치 프로펠러에 대한 프로펠러가 역 피치에 있음을 조종사에게 알려주는 장치

만일 장치되어 있다면 보조 계통을 위한 다음의 추가적인 계기를 장착하여야 한다.

(a) 전기 발전 계통:

(1) 각 직류(DC) 발전계통에 대한 볼트/부하 계량기

(2) 각 교류(AC) 발전계통에 대한 볼트/주파수 계량기

(b) 보조동력장치

(1) 터빈 엔진에 대한 가스 발생기 속도계

(2) 과온으로부터 터빈 엔진을 보호하기 위한 온도계

(3) 보조 동력장치(APU)가 작동 중인지를 나타내는 지시계

(4) 보조동력장치(APU)의 작동 스위치를 '켬(ON)' 또는 '작동(RUN)' 위치에 있을 때 보조동력장치위 부작동을 알려주는 지시계

(5) 왕복 엔진에 대한 회전 속도계

(6) 공랭식 왕복 엔진에 대한 실린더 헤드 온도계

(c) 추력 방향 조절 계통. 각 엔진 또는 프로펠러에 대한 추력 방향각 위치 지시계.

(d) 유압 계통

(1) 각 계통에 대한 작동유 유량계 (계량봉(dipstick) 또는 시야 게이지)

(2) 각 계통에 대한 유압계

(e) 전자 장치식 조종계통(Fly-by-wire) / 비행 조종계통

(1) 명령 위치에 대한 조종면의 상대 위치를 조종사에게 알려주는 장치

(2) 전자 장치식 조종계통(Fly-by-wire) / 비행 조종계통이 제대로 작동되고 있지 않음을 조종사에게 알려주는 장치

다음의 기타 장치를 장치하여야 한다.

(a) 탑승자를 위한 좌석 또는 침대(berth);

(b) 마스터 스위치 장치

(c) 이 기준에서 명시하고 있는 전기회로 보호 장치

(a) 장비의 각 품목은 의도한 기능으로 작동 시 다음에 해로운 영향을 미쳐서는 안된다.

(1) 안전한 운용에 매우 중요한 모든 장비의 응답, 작동 또는 정확성; 또는

(2) 조종사에게 장비로 인한 영향을 알려 주는 장치가 없는 기타 다른 장비의 응답, 작동 또는 정확성

(b) 다수 엔진이 장착된 비행선의 장비품, 계통 및 장착은 발생 가능한 기능 불량 또는 고장이 일어났을 때에도 비행선에 위험이 없도록 설계되어야 한다.

(c) 하나의 엔진이 장착된 비행선의 장비, 계통 및 장착은 발생 가능한 기능 불량 또는 고장이 일어났을 때에도 비행선에 미치는 위험이 최소화되도록 설계되어야 한다.

계기: 장착

(a) 임의의 조종사에 의해 사용되는 비행, 항법, 기낭 및 보조 기낭 압력, 동력장치 계기는 조종사가 비행 경로를 따라 전방을 응시하고 있을 때 그의 평소 위치와 시선에서 최소한의 움직임으로 쳐다 볼 수 있을 만큼 분명한 가시성이 있어야 한다.

(b) 각 다수 엔진을 장착한 비행선의 경우 동일한 동력장치계기들은 각 계기들이 어느 엔진에 해당하는 가를 혼동하지 않도록 위치되어야 한다.

(c) 계기판의 진동으로 인해 계기가 손상되거나 또는 계기의 정밀도가 저하되어서는 안된다.

(d) 계기 비행을 하고자 하는 각 비행선의 경우 30.1303항의 규정 및 해당되는 경우, 운항 규정에서 요구하는 비행 계기는 계기판 상에 함께 모아서 배치하고 또한 조종사의 전방 시계에 수직한 면 내에서 가능한 한 중앙에 가깝게 배치하여야 한다. 이외에도 다음과 같아야 한다.

(1) 자세를 가장 유효하게 지시하는 계기는 계기판의 중앙상방 위치에 두어야 한다.

(2) 대기속도를 가장 유효하게 지시하는 계기는 중앙상방 위치에 있는 계기의 바로 왼쪽에 두어야 한다.

(3) 고도를 가장 유효하게 지시하는 계기는 중앙상방 위치에 있는 계기의 바로 오른쪽에 두어야 한다.

(4) 자기 방향지시기 이외의 비행 방향을 가장 유효하게 지시하는 계기는 중앙상방 위치에 있는 계기의 바로 아래쪽에 두어야 한다.

(e) 계기의 기능불량을 지시하는 시각적인 지시계를 설치한 경우, 이 지시계는 모든 가능한 조종실 조명 조건하에서도 유효하여야 한다.

경보등, 주의등 또는 지시등이 조종실에 장착된 경우에는 국토교통부장관이 별도로 승인하는 경우를 제외하고는 다음 규정에 적합하여야 한다.

(a) 경보등(즉시 수정조작을 필요로 하는 위험를 나타내는 등)의 경우 적색으로 표시한다.

(b) 주의등(차후 수정조작을 필요로 할 것이라는 것을 나타내는 등)의 경우 황색으로 표시한다.

(c) 안전한 운항상태를 나타내는 등의 경우 녹색으로 표시한다.

(d) 이 절의 (a)항에서 (c)항까지에 제시된 등 이외의 등화는 승무원의 판단착오를 방지하기 위하여 백색을 포함하는 (a)항에서 (c)항까지에 규정한 색과 명백히 다른 색상을 사용하여야 한다.

(a) 각 대기 속도계 계통은 해당 동압 및 정압 하에서 가능한 최소 계기 교정오차로 진대기속도(표준대기 해면상에서)를 지시하도록 보정되어야 한다.

(b) 각 대기 속도 계통은 비행시험을 통하여 계통의 오차를 보정하여야 한다. 대기 속도계 교정 오차를 제외하고 위치 오차를 포함하는 계통의 오차는 10 m/sec(20 knot) 속도에서 VMO 속도 범위 내에서 2.6 m/sec(5 knot)를 초과해서는 안된다.

(c) 각 계통은 가능한 한 습기, 먼지 또는 다른 물질의 유입에 의한 기능 불량이나 치명적인 오류가 발생하지 않도록 배치되어야 한다.

(a) 정압 용기 연결부를 갖고 있는 각 계기는 비행선의 속도, 창문의 개폐, 기류의 변화, 습기 또는 기타 외부물질의 영향이 이 절의 (b)(3)항에 제시된 것을 제외한 계기의 정밀도에 영향을 미치지 않도록 외부와 통기되어야 한다.

(b) 계기, 계통 또는 장치의 기능을 위하여 필요한 정압계통은 (1)항에서 (3)항까지의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 정압계통의 설계 및 장착은 다음과 같아야 한다.

(i) 확실하게 습기를 배수하는 배출구가 있어야 한다.

(ii) 배관의 찰상, 배관의 만곡 부분에서의 심한 변형 또는 이로 인한 배관의 막힘이 없어야 한다.

(iii) 재료는 내구성이 있어야 하고 목적에 적합한 것이어야 하며 내부식 처리가 되어 있어야 한다.

(2) 내압시험은 정압계통의 완전성을 입증하기 위하여 다음의 방법으로 실시하여야 한다. 수은주 2.54 cm(1 in) 또는 시험시의 비행선의 해발고도보다 305 m(1,000ft) 높게 지시하는 차압으로 정압계통을 흡입한다. 그 이상의 흡입 없이 1분 동안 그대로 두었을 때 지시하는 고도의 손실이 고도계 상에서 30.5 m(100ft)를 초과하여서는 안된다.

(3) 계기 비행 또는 결빙 조건에서 운용하고자 하는 비행선의 경우, 해당 운용 규정에서 요구하는 계기, 장치 또는 계통으로 정압 계통이 구비되어 있다면 각 정압구는 정압상태의 공기압 사이의 상호 관계가 비행선이 결빙 조건과 마주쳤을 때 변하지 않도록 위치되어야 한다. 이 요구조건의 적합성 입증을 위해 결빙 방지 장치 또는 보조 정압 계통을 사용하여도 된다. 주 정압계통 작동시 고도계의 표시 눈금과 보조 정압계통이 작동될 때 고도계의 표시 눈금이 15 m(50 ft) 이상 차이가 난다면 보조 정압계통에 대한 보정 목록표를 구비하여야 한다.

(c) 이 절의 (d)항에 규정된 것 이외에, 정압 계통이 주 정압원과 보조 정압원을 병용하여 사용한다면 정압원을 선택하는 장치는 다음과 같이 되도록 설계되어야 한다.

(1) 한 정압원이 선택되면 다른 정압원은 차단되어야 한다.

(2) 동시에 두 정압원 모두 차단될 수 없어야 한다.

(d) 한 정압원이 선택될 때 다른 정압원의 닫힘과 열림에 의하여 정압계통 눈금에 변화가 없는 경우에는 (c)(1)항의 규정은 적용되지 않는다.

(e) 표준 대기 상태의 해면 고도에서 계기 오차를 제외한 지시된 압력 고도의 오차가 10 m/sec (20 knot) 에서 VMO 까지의 속도 범위 내에서 ± 9 m(± 30 ft) 이상의 오차를 유발하지 않도록 설계되고 장치되어야 한다.

(a) 본 절의 (b)항에서 규정하고 있는 것 이외에

(1) 각 자기식 방향지시계는 그비행선의 진동 또는 자장에 의해서 정밀도가 과도하게 영향을 받지 않도록 장착되어야 한다.

(2) 보정된 장비는 수평 비행상태에서 임의의 비행 방향에 대하여 10° 이상의 편차를 가져서는 안된다.

(b) 만약 수평 비행 시 임의의 비행 방향에 대해서도 10° 이상의 편차를 가지지 않는 자기식 안정 방향 지시계 또는 자이로스코프식 방향 지시계가 장착되어 있다면 자기식 비안정 방향 지시계는 전기적으로 가열되는 방풍창 같은 전기적으로 작동되는 계통의 작동에 의하여 10° 이상의 편차가 발생하여도 무방하다. 자기식 비안정 방향지시계의 편차가 10° 이상일 때는 30.1547(e)항에 따라 플래카드를 부착하여야 한다.

자동조종장치가 장착되어 있는 경우에는 다음에 적합하여야 한다.

(a) 각 자동조종장치계통은 다음에 적합하도록 설계되어야 한다.

(1) 자동조종장치가 조종사의 비행선 조종을 방해하지 않도록 조종사가 신속하고 확실하게 해제시킬 수 있어야 한다.

(2) 비행선을 조종하는 조종사 한명만으로 충분히 조종가능하여야 한다.

(b) 자동 동기장치가 없는 경우에는 각 자동조종장치계통은 구동장치와 이것으로 조작되고 있는 조종계통과의 관계를 조종사에게 지시해 주는 장치를 구비하여야 한다.

(c) 계통 조작을 위한 각 수동 조작장치는 조종사가 쉽게 접근할 수 있어야 한다. 각 조작장치는 해당되는 주 조작장치와 경우와 같이 동일한 조종감과 방향으로 조작되어야 한다. 조작 방향은 각 조작장치에 또는 근처에 명확하게 표시되어야 한다.

(d) 자동 조종장치는 조종사가 조정을 할 수 있는 범위에서 정상 운항상태이든 고장 상태하의 운항이든 어떠한 비행상태이건 비행선에 위험한 하중이 초래되거나 비행 경로의 과도한 이탈을 초래하지 않도록 설계되고 조정되어야 한다.

(e) 각 계통은 단일 기능의 불량 시 하나 이상의 제어축에 대해 지나친 과도응답(hardover)의 징후가 발생하지 않도록 설계되어야 한다. 자동조종장치가 다른 보조장치로 부터 신호를 받거나 또는 다른 장비의 작동을 위한 신호를 주는 경우에는 부적당한 작동을 방지하기 위하여 명확한 연동장치와 조작 중단장치가 있어야 한다.

(f) 기능불량으로 인하여 통합 구성품의 상호간섭이 없도록 보호장치를 갖추어야 한다.

(g) 자동조종계통이 비행항법장비와 연결되어 작동할 경우에는 현재의 운용 상태를 승무원에게 지시해 주는 장치를 갖추어야 한다. 선택스위치의 위치만으로는 지시 장치로 적합하지 않다.

(a) 디스플레이 장치가 다음을 만족한다면 자세와 항법 기준용으로 전자 디스플레이 장치를 기계식 또는 전자 기계적식 계기의 대용으로 장치할 수 있다.

(1) 직사 일광을 포함하는 조종실에서 겪는 모든 조명 조건에서 쉽게 읽을 수 있어야 한다.

(2) 주 디스플레이가 자세에 따라 방해받지 않아야 한다.

(3) 전자식 디스플레이 장치에 의하여 대체된 계기가 조종사에게 주는 지각 신호와 대등한 지각 신호를 주어야 한다.

(4) 본 기술기준에 의하여 표시가 요구되는 각 변수들에 대하여, 30.1541부터 30.1553 항까지에서 요구하는 계기표지의 시각적 디스플레이 또는 비정상적인 작동 값이나 불안전한 값에 가까워질 때 조종사에게 이를 경계토록 하는 시각적 디스플레이를 포함하여야 한다.

(b) 계통 및 그 장착을 포함한 전자식 디스플레이 장치는 안전한 비행과 착륙에 필수불가결한 정보를 하나로 나타냄으로서, 예상 운용 조건에서 임의의 단일 결함 또는 있을 수 있는 조합된 결함이 발생한 후, 안전한 운항을 위하여 조종사가 즉각적인 조치를 취할 필요 없이 이를 이용할 수 있도록 설계하여야 한다. 또는 그러한 결함이 극히 발생할 가능성이 적음을 증명하여야 한다.

전원을 사용하는 계기의 경우, 올바른 계기 성능을 유지하기 위해 필요한 전원이 공급되지 않을 때 이를 알려 주는 시각적인 수단이 장치되어야 한다. 전기식 계기의 경우 전원은 계기와 연결된 부위 또는 근처에서 측정하여야 하고 전압이 승인된 범위이내 일 때 전원은 적절한 것으로 본다.

비행 지령형 계통이 장착되어 있을 경우에는 현재의 운항 상태를 승무원에게 알려주기 위한 장치가 구비되어 있어야 한다. 선택 스위치의 위치만으로는 그 지시 장치로서 적합하지 않다.

(a) 계기 및 계기배관

(1) 각 동력장치 계기의 배관은 30.993항의 규정에 적합하여야 한다.

(2) 가압된 가연성 유체를 이송하는 배관은 다음과 같아야 한다.

(i) 배관이 파손되었을 경우에 과다한 유체가 유출되는 것을 방지할 수 있도록 압력원에 제한 오리피스 또는 기타 안전장치를 설치하여야 한다.

(ii) 유체가 유출되더라도 위험을 발생시키지 않도록 장착 및 배치되어야 한다.

(3) 가연성 유체가 사용되는 각 동력장치 계기는 유체가 유출되더라도 위험을 발생시키지 않도록 장착 및 배치하여야 한다.

(b) 연료량 지시계. 비행 중 각 연료 탱크내의 연료량을 비행 승무원에게 알려주는 장치가 있어야 한다. 적절한 단위로 보정되고 사용된 단위를 명확하게 표시하여 나타낸 지시계를 사용하여야 한다. 또한 다음에 적합하여야 한다.

(1) 각 연료량 지시계는 탱크내에 잔류 연료량이 30.959(a)항에 규정된 사용 불능량과 같을 때 수평비행 시 “0”을 가리키도록 눈금이 매겨져야 한다.

(2) 연료량 지시계로 사용되는 노출되어 있는 사이트 게이지는 손상의 위험으로부터 보호되어야 한다.

(3) 물이 고이거나 또는 고인 물이 결빙할 수 있는 트랩형의 사이트 게이지는 지상에서 배수할 수 있는 장치를 갖추어야 한다.

(4) 연료의 출구 및 탱크의 공간부가 서로 연결되어 있는 연료 탱크는 하나의 탱크로 취급할 수 있으며 각각의 지시계를 갖출 필요는 없다.

(5) 연료를 다른 탱크에 이송시키는 역할만 하는 소형 보조 탱크의 경우에는 연료량 지시계를 장비할 필요가 없다. 단, 이 경우에는 탱크의 상대적인 크기 및 연료 송유 속도 및 탱크 사용 지침이 다음 사항을 만족하여야 한다.

(i) 연료가 넘치지 않도록 보호될 것

(ii) 송유가 순조롭게 진행되지 않는 경우에는 승무원에게 즉각적인 경고를 하게 되어 있을 것.

(c) 연료 유량계 계통. 연료 유량계 계통을 장비하는 경우에는 각 계량 장치는 그 장치의 기능 불량으로 인하여 연료의 흐름이 심하게 방해받을 수 있다면 연료를 바이패스 시킬 장치를 갖추어야 한다.

(d) 오일양 지시계. 다음과 같이 각 오일 탱크내의 오일의 양을 지시하기 위한 장치가 있어야 한다.

(1) 지상에서 사용할 수 있는 봉게이지

(2) 오일 이송장치 또는 예비 오일 공급계통을 장착하는 경우에 각 탱크의 오일 양을 비행 중에 승무원에게 지시할 수 있는 장치

전기 계통 및 전기 장비

(a) 전기계통의 용량. 각 전기계통은 소요 용도에 적합하여야 한다. 또 추가하여

(1) 전원, 송신 케이블 그리고 관련된 조작장치와 보호 장치는 안전한 운용에 필수적인 각 부하 회로에 적합한 전압으로 필요 전원을 공급할 수 있어야 한다.

(2) (1)항에 대한 적합성은 가능한 조합 상태와 기간 동안 전기계통에 작용하는 전기부하에 대한 전기 부하해석 또는 측정에 의하여 입증하여야 한다.

(b) 기능. 각 전기계통은 다음 규정을 따라야 한다.

(1) 장착되었을 경우 각 계통은 다음과 같아야 한다.

(i) 계통 자체, 조작 방법 및 비행선의 기타 부분에 미치는 영향이 위험하지 않아야 한다.

(ii) 연료, 오일, 물, 기타 유해물질 및 기계적 손상으로부터 보호되어야 한다.

(iii) 승무원, 승객 및 지상정비사에 대한 전기적인 충격 위험이 적도록 설계되어야 한다.

(2) 전원은 조합으로 또는 독립적으로 작동될 때 적절하게 기능하여야 한다. 단, 교류 전원은 초기 여자 또는 안정 시 배터리에 의존하여도 무방하다.

(3) 임의의 전원 공급원의 고장 또는 기능 불량이 안전 운전에 필수적인 회로에 전원을 공급하는 기타 나머지 전원 공급원의 성능을 손상시켜서는 안된다. 단 초기 여자 또는 안정 시 배터리에 의존하는 교류 전원의 운용은 해당 배터리의 고장 시 정지되어도 무방하다.

(4) 각 전원 공급원 조작장치는 각 공급원을 독립적으로 조작할 수 있어야 한다. 단 초기 여자 또는 안정 시 배터리에 의존하는 교류 전원과 관련된 조작장치는 교류전원과 배터리 사이의 연결을 차단할 필요는 없다.

(c) 발전계통. 전기계통이 안전 운항에 필수적인 부하회로에 전력을 공급하는 경우에는 최소한 한 개의 발전기가 있어야 한다. 또 추가하여

(1) 각 발전기는 연속적으로 정격출력을 낼 수 있어야 한다.

(2) 발전기 전압 조절장치는 정격한계 내로 발전기 출력을 조절할 수 있어야 한다.

(3) 각 발전기는 발전기에 손상을 가하기에 충분한 역전류 발생 시, 발전기가 배터리 및 다른 발전기와 연결이 끊기도록 설계된 역전류 차단장치가 장치되어 있어야 한다.

(4) 임의의 발전기의 고장을 비행승무원에게 즉각적인 경보를 하는 장치가 있어야 한다.

(5) 발전기는 과전압 발생시에 전기계통 및 전기계통에 의해 작동되는 장비의 손상을 방지하도록 설계되고 장착된 과전압 제어 조절기를 가져야 한다.

(d) 계기. 안전운용에 필수적인 전기계통 용량을 담당 비행 승무원에게 지시하는 장치가 있어야 한다. 직류계통의 경우, 각 발전기 배전선과 연결될 수 있는 전류계를 사용하여야 하며, 하나의 발전기만 있는 경우에는 전류계는 배터리 배전선 내에 있어야 한다.

(e) 내화성. 전기 계통은 엔진실에 화재가 발생하여 화재와 인접한 방화벽의 표면이 5분 동안 1,093 ℃(2,000°F) 까지 또는 신청자가 입증한 더 낮은 온도까지 가열되는 동안에도 방화벽 뒤에 위치해 있고 안전 운전에 필수적인 장비는 만족스럽게 작동하고 추가적인 화재의 위험성을 유발하지 않도록 설계되고 장치되어야 한다.

(f) 외부 전력. 비행선에 외부 전력을 연결하는 장치가 설치되어 있고 외부전력이 엔진 시동을 위한 것이 아니라 장비에 전기적으로 연결될 경우, 비행선의 전기계통에 전기를 공급하는 외부전원의 극성 또는 상순이 바뀌지 않도록 보장하는 장치가 있어야 한다.

(g) 전기/전자 장치와 계통. 비행선에 장착된 전기/전자 장치의 각 부품은 비행선에 탑재된 다른 장비 또는 계통과 간섭을 일으키지 않고 제대로 작동됨을 전자기 간섭 및 전자기 호환성 검사(electromagnetic interference and electromagnetic compatibility tests)를 통하여 입증하여야 한다.

(a) 각 축전지는 본 절에서 규정하는 바와 같이 설계하고 장착하여야 한다.

(b) 어떠한 충전 또는 방전 상태에서도 셀(cell)의 온도와 압력은 안전하게 유지되어야 한다. 축전지를 재충전(완전 방전 후)할 때 다음의 상태에서 셀(cell)의 온도가 제어 불능하게 상승되어서는 안된다.

(1) 최대 조정 전압상태 또는 최대 조정 전력상태

(2) 최장시간의 비행 상태

(3) 운용 중에 생길 수 있는 최악의 냉각 상태

(c) (b)항의 규정에 대한 적합성은 시험에 의해서 입증되어야 한다. 단, 유사한 축전지 및 장착상의 경험으로 셀의 온도와 압력을 안전하게 유지하는 것에 아무런 문제가 없다는 것이 증명된 경우에는 시험은 필요치 않다.

(d) 정상 운용 중에 또는 충전계통 또는 축전지 장착에서의 어떠한 기능 불량의 결과로 임의의 축전지에서 방출된 폭발성 혹은 유독성 기체가 비행선 내에 위험할 정도의 양으로 축적되어서는 안된다.

(e) 축전지에서 유출되는 부식성 액체 또는 기체가 주위의 구조 또는 부근의 중요 장비에 손상을 끼쳐서는 안된다.

(f) 엔진 또는 보조동력장치를 시동하는데 사용되는 니켈-카드뮴 축전지의 장착 시, 축전지 또는 각 셀의 회로단락 시 축전지에 발생될 수 있는 최대량의 열에 의하여 구조 또는 중요 계통에 위험한 영향을 초래되지 않도록 장치를 마련해야 한다.

(g) 엔진 또는 보조 동력장치를 시동하는데 사용되는 니켈-카드뮴 축전지의 장착은 다음 사항들을 충족하여야 한다.

(1) 축전지의 과열을 방지하기 위하여 축전지의 충전 속도를 자동적으로 조정하는 계통

(2) 과열현상이 발생하였을 때 충전 동력으로부터 축전지를 분리시키는 장치를 구비한 축전지 온도 감지 장치 및 과온 경보 장치

(3) 축전지가 고장 났을 경우 충전 동력으로부터 축전지를 분리시키는 장치를 구비한 배터리 고장 감지 장치 및 경보 장치

(a) 휴우즈 또는 회로 차단기와 같은 보호장치를 다음 이외의 모든 전기회로에 장착하여야 한다.

(1) 시동 모터의 주회로

(2) 임무 상 위험이 없는 회로

(b) 비행 안전에 필수적인 회로를 위한 보호장치는 다른 회로를 함께 보호하기 위하여 사용되어서는 안된다.

(c) 재접속이 가능한 회로 보호장치(트립핑 기구가 운용 조작장치 보다 우선권을 가지고 있는 “트립 프리(Trip Free) 장치")는 다음과 같도록 설계하여야 한다.

(1) 트립핑 후 기능을 회복하기 위해서는 수동조작을 하여야 한다.

(2) 과부하 또는 회로에 고장상태가 발생한 경우, 장치는 작동 조작장치의 위치에 관계없이 회로를 차단하여야 한다.

(d) 회로차단기의 재접속 또는 휴우즈의 교환이 비행중의 안전에 필수적인 경우에는 회로차단기 또는 휴우즈는 비행 중 신속히 재접속 또는 교환할 수 있도록 비치되어야 하고 표시되어야 한다.

(e) 각 정격마다 한 개의 예비품 또는 각 정격마다 사용 갯수의 50% 중 많은 쪽 숫자의 예비 휴우즈가 있어야 한다.

(a) 마스터 스위치는 주 버스로부터 전원을 신속히 분리할 수 있도록 배치되어야 한다. 단절 부분은 스위치에 의해 통제되는 전원에 인접해 있어야 한다.

(b) 부하 회로가 회로 보호장치로 보호되고 있고 5 암페어 이하의 정격으로 전원 부근에 있을 경우, 부하회로는 스위치가 단락되어 있을 때에도 전력을 공급받도록 연결되어야 한다. 이들 회로는 가연성 유체 계통의 파손이나 유출로 새어 나올 수 있는 가연성 유체 또는 증기를 발화시키지 않도록 격리시키거나 물리적으로 보호하여야 한다.

(c) 마스터 스위치 또는 그 조작장치는 비행 중에 승무원이 쉽게 식별하고 접근할 수 있도록 장치되어야 한다.

(a) 각 전선은 적합한 용량을 가진 것이어야 한다.

(b) 회로의 과부하 또는 고장으로 과열될 수 있는 각 전선과 관련 장치는 적어도 불연성이어야 하고 위험한 양의 유독성 연기를 방출하지 않아야 한다.

각 스위치는 다음과 같아야 한다.

(a) 정격 전류 등급에 적합해야한다.

(b) 비행 중 진동으로 인한 합선이 발생하지 않도록 전도체 부분과 외피 간에 충분한 여유 거리 또는 절연체가 있어야 한다.

(c) 비행 승무원이 쉽게 사용할 수 있어야 한다.

(d) 조작 및 조종되는 회로에 대하여 표시되어 있어야 한다.

등화

계기등은 다음과 같아야 한다.

(a) 각 계기 및 조작장치를 쉽게 읽을 수 있고 식별할 수 있게 하여야 한다.

(b) 계기등의 직사광선 및 계기등으로부터의 직접 또는 간접적으로 발생되는 반사광선이 조종사의 눈으로부터 차단되도록 설치하여야 한다.

(c) 비행 중 진동으로 인한 합선이 발생하지 않도록 전도체 부분과 외피 간에 충분한 여유 거리 및 절연체가 있어야 한다. 객실 실내등은 계기등으로 간주하지 않는다.

(a) 각 장착된 착륙등은 적합한 것이어야 한다.

(b) 각 착륙등은 다음에 적합하도록 배치되어야 한다.

(1) 조종사에게 유해한 섬광이 보여서는 안된다.

(2) 조종사가 밝은 빛 주위의 명암(halation)으로 나쁜 영향을 받아서는 안된다.

(3) 야간 착륙시에 충분한 조명을 제공하여야 한다.

(a) 일반. 위치등 계통의 각 부품은 본 절의 규정에 적합하여야 하고 또 전체적으로 각 계통은 30.1387항에서 30.1397항까지의 요구사항에 적합하여야 한다

(b) 보우(bow) 위치등. 보우(bow) 위치등은 백색등으로서 기낭에서 가능한 전방에 장착되어야 하고 승인된 것이어야 한다.

(c) 전방 위치등. 전방 위치등은 측면으로 가능한 한 멀리 떨어진 한 개의 적색등과 녹색등으로 구성되어야 하고 비행선이 정상비행 자세에서 좌측에는 적색등, 우측에는 녹색등이 되도록 비행선의 전방을 향하도록 장착하여야 한다. 각 등은 승인된 것이어야 한다.

(d) 후방 위치등. 후방위치표시등은 백색등으로서 꼬리부분에서 가능한 후방에 장착되어야 하고 승인된 것이어야 한다.

(e) 회로. 보우(bow) 위치등, 두개의 전방 위치등 및 후방 위치등은 하나의 회로로 구성되어야 한다.

(f) 등 커버와 유색 필터. 각 등 커버 또는 유색필터는 최소한 불연성이어야 하고 색 또는 형상이 변하지 말아야 하며 정상 사용 시 빛의 투과율이 저하되지 않는 것이어야 한다.

(a) (f)항에 규정된 경우를 제외하고 각 보우, 전방 및 후방 위치등은 장착된 상태로 본 절에 규정하는 이면각 내에서 깜박거리지 않는 빛을 발하여야 한다.

(b) 이면각 F(전방)는 세로축을 따라 전방을 바라 볼 때 세로축을 통과하는 수직면에 대하여 오른쪽과 왼쪽으로 각각 110°의 각을 이루고 있는 두개의 교차하는 수직면으로 이루어진다.

(c) 이면각 L(왼쪽)는 세로축을 따라 전방을 바라 볼 때 비행선의 세로축과 평행한 첫 번째 수직면과 이 면에서 왼쪽으로 110°의 각을 이루고 있는 수직면 등의 두개의 교차하는 수직면으로 이루어진다.

(d) 이면각 R(오른쪽)는 세로축을 따라 전방을 바라 볼 때 비행선의 세로축과 평행한 첫 번째 수직면과 이 면에서 오른쪽으로 110°의 각을 이루고 있는 수직면 등의 두개의 교차하는 수직면으로 이루어진다.

(e) 이면각 A(후방)는 세로축을 따라 후방을 바라 볼 때 세로축을 통과하는 수직면에 대하여 오른쪽과 왼쪽으로 각각 70°의 각을 이루고 있는 두개의 교차하는 수직면으로 이루어진다.

(f) 후방 위치등을 30.1385(d)항에 따라 가능한 후방 쪽으로 장착하였을 때, 후방 위치등이 이면각 A((e)항에서 정의한) 내의 일부공간에서 그 빛을 볼 수 없는 경우에 이면각내에서 0.04 스테라디안 이하의 사각 또는 가시성이 방해받는 각이 허용된다. 단, 이 사각은 후방 위치등에 정점을 가지고 있고 후방 위치등을 통과하는 수직선에 대하여 30°의 각을 가진 원뿔 내에 있는 경우에 한한다.

(a) 일반. 각 등 커버와 유색 필터가 장착되어 있는 새 장치에서 이 절에서 규정하는 광도를 발할 수 있어야 한다. 광도는 비행선의 정상작동 전압에서 관원의 평균 발광출력과 동일한 정상치로 광원을 점등하여 결정하여야 한다. 각 위치등의 배광과 광도는 이 절의 (b)항의 요구조건에 적합하여야 한다.

(b) 보우, 전방 및 후방 위치등. 보우, 전방 및 후방 위치등의 배광과 광도는 수평면내의 최소광도, 수직면내의 최소광도 및 이면각 F, L, R 및 A 내의 중복광의 최대광도로써 나타내어야 하고 또한 다음의 요구사항에 적합하여야 한다.

(1) 수평면내의 광도. 수평면(비행선의 세로축과 비행선의 대칭평면에 수직한 선을 포함하는 평면)내의 각 광도는 30.1391항에 제시된 수치 이상이어야 한다.

(2) 수직면내의 광도. 수직면(수평면에 수직한 평면)내의 각 광도는 30.1393항에 제시된 수치 이상이어야 한다. 여기서 I는 수평면내에서 대응하는 각도에 대하여 30.1391항에 제시된 최소광도이다.

(3) 인접 신호 간의 중복강도. 인접 신호간의 어떠한 중복 광도도 30.1395항의 값을 초과하여서는 안된다. 단 만약 중복 광도가 주 신호광도의 명확도를 방해하지 않는 경우에는, 30.1391항과 30.1393항에서 제시하는 최소치 보다 충분히 큰 주 신호광도로 사용한다면 기준이상의 중복광도를 인정할 수 있다. 전방 위치등의 최고 광도가 100 캔들 이상일 경우, 만약 A 지역의 중복 광도가 위치등 광도의 최고치의 10% 보다 작고 B 지역의 중복 광도가 위치등 광도의 최고치의 2.5% 보다 작다면 그들 사이의 최대 중복 강도는 1395항의 값을 초과하여도 된다.

(c) 보우 또는 후방 위치등 장착. 다음의 경우에 하나의 위치등을 비행선의 대칭면에서 옆으로 배치된 위치에 장착할 수 있다.

(1) 수평 비행상태에서 최대 원추형 조명 축이 비행경로와 평행한 경우

(2) 등의 후방과 최대 조명 축의 좌우 70° 평면 사이에 장애물이 없는 경우

각 위치등의 광도는 다음의 표에 제시된 수치 이상이어야 한다

이면각 (등) | 정 전방으로부터 측정한, 기축의 우측 또는 좌측의 각도 | 광도 (candles)

F (전방 백색) | 0° ~ 110° | 20

L 및 R (전방 적색 및 녹색) | 0° ~ 10° 10° ~ 20° 20° ~ 110° | 40 30 5

A (후방 백색) | 110° ~ 180° | 20

각 위치등의 광도는 다음의 표에 제시된 수치 이상이어야 한다.

수평면으로부터 위 또는 아랫방향의 각도 | 광도

0° | 1.00 I

0° ~ 5° | 0.90 I

5° ~ 10° | 0.80 I

10° ~ 15° | 0.70 I

15° ~ 20° | 0.50 I

20° ~ 30° | 0.30 I

30° ~ 40° | 0.10 I

40° ~ 90° | 0.05 I

각 위치등의 광도는 30.1389(b)(3)항에서 규정한 것을 제외하고 다음의 표에 제시된 수치를 초과하지 않아야 한다.

중 복 | 최대 광도 (candles)

구역 A | 구역 B

이면각 L 내의 녹색 | 10 | 1

이면각 R 내의 적색 | 10 | 1

이면각 A 내의 녹색 | 5 | 1

이면각 A 내의 적색 | 5 | 1

이면각 L 내의 후방 백색 | 5 | 1

이면각 R 내의 후방 백색 | 5 | 1

주 - (a) 구역 A는 공통 경계면을 10° 에서 20° 의 각도로 관통하는 인접한 이면각 내의 모든 방향을 말한다.

(b) 구역 B는 공통 경계면을 20° 이상의 각도로 관통하는 인접한 이면각의 모든 방향을 포함한다.

각 위치표시등의 색은 다음과 같이 국제조명 위원회의 색도 좌표를 가져야 한다.

(a) 항공 적색

“y"는 0.335 보다 크지 않아야 하고,

”z"는 0.002 보다 크지 않아야 한다.

(b) 항공 녹색

“x"는 0.440 - 0.320y 보다 크지 않아야 하고,

“x"는 y - 0.170 보다 크지 않아야 하고, 그리고

“y"는 0.390 - 0.170x보다 작지 않아야 한다.

(c) 항공백색

“x"는 0.300 보다 작지 않아야 하고 0.540 보다 크지 않아야 한다.

”y"는 x - 0.040 또는 y0 - 0.010 중에서 작은 수치보다 작지 않아야 한다. 그리고

y는 x ＋ 0.020 보다 크지 않아야 하고, 또한 0.636 - 0.400x 보다 크지 않아야 한다.

(a) 일반. 만일 야간 운용을 신청한 경우, 비행선에 다음과 같은 충돌 방지등 계통을 장치하여야 한다.

(1) 하나 이상의 승인된 충돌 방지등으로 구성되어야 하고 그 빛으로 말미암아 승무원의 시계가 방해받거나 또 위치등의 명료도가 손상되지 않도록 위치하여야 한다.

(2) 다음의 (b)항에서 (f)항까지의 규정에 따라야 한다.

(b) 투광 범위. 계통은 물리적인 형상과 비행선의 비행 특성을 고려하여 비행선 주위에 중요한 부분을 조명하기에 충분한 빛을 발할 수 있어야 한다. 투광 범위는 비행선의 수평면 위 아래로 적어도 75° 내의 모든 방향이어야 한다. 단 0.5 스테라디안 이하의 가시성이 방해받는 사각이 존재하여도 무방하다.

(c) 섬광 특성. 계통의 배합, 즉 다시 말하면, 광원의 수, 빛의 폭, 회전속도 및 기타 특성은 매분 40이상 100이하의 유효섬광 회수를 발하여야 한다. 유효섬광회수는 비행선의 충돌 방지등의 전계통을 먼곳에서 바라볼 경우의 섬광회수이며 계통이 두 개 이상의 광원을 갖는 경우에는 그 중복 부분을 포함한 등의 각 부분에 적용 한다. 중복 부분에서의 섬광회수는 매분 100회 시상이어도 무방하나 매분 180회를 넘어서는 안된다.

(d) 색. 각 충돌 방지등의 색은 항공적색 또는 항공백색이어야 하며 30.1397항의 규정에 적합하여야 한다.

(e) 등의 광도. 임의의 수직면내의 최소광도는 유효광도로 표시하여 이 절의 (f)항의 규정에 적합하도록 하여야 한다.(적색 필터를 사용한 제품의 경우, 적색필터가 사용된 상태에서 측정하여야 한다.) 유효광도 계산은 다음 식을 사용한다.

단, IE = 유효광도(캔들)

I(t) = 시간의 함수인 순간 광도

t2 - t1 : 섬광간격기간(초)

일반적으로 유효광도의 최대치는 유효광도가 t2 및 t1 에서의 순간광도와 같아지도록 t2 및 t1을 선택한 경우에 얻어진다.

(f) 충돌 방지등의 최소 유효광도. 각 충돌 방지등의 유효 광도는 다음 표의 수치 이상이어야 한다.

수평면으로부터의 위 또는 아랫방향의 각도 | 유효광도 (candles)

0° ~ 5° | 400

5° ~ 10° | 240

10° ~ 20° | 80

20° ~ 30° | 40

30° ~ 75° | 20

안전 장비

(a) 자동 구명대 방출장치와 같이 비행 승무원이 비상시에 사용하는 필수 안전 장비는 용이하게 접근할 수 있어야 한다.

(b) 필수 안전 장비를 위한 적재설비가 갖추어져야 하며 다음과 같아야 한다.

(1) 장비에 직접 접근할 수 있고 그 위치는 명확하게 보이도록 배치하여야 한다.

(2) 안전 장비는 30.561항에 규정된 관성하중에 의한 손상을 입지 않도록 보호하여야 한다.

(a) 안전벨트의 정격 강도는 특정 좌석 또는 침대에 장착된 벨트의 치수 특성을 고려한 30.561항에 규정된 극한 하중 계수에 해당하는 값 이상이어야 한다.

(b) 비행선의 세로축에 평행한 침대에 설치된 안전벨트의 경우, 30.561항에서 규정한 전방 하중 계수를 적용할 필요가 없다.

(c) 각 안전벨트에는 금속재 잠금장치가 설치되어 있어야 한다.

착륙과 지상 취급 동안 그리고 비행선이 지상에 있는 동안 정전기를 방전하는 장치가 있어야 한다.

착수장치에 대한 승인이 필요한 비행선은 이 절의 요구조건에 적합하여야 한다.

(a) 비행선 운용 시 규정에 의해 요구되는 비상 구명대 및 신호 장비를 승무원과 승객이 쉽게 사용할 수 있도록 장치하여야 한다.

(b) 각 구명대 및 구명구는 승인된 규격품이어야 한다.

(c) 비행선에서 방출된 각 구명대는 비행선 근처에 유지될 수 있도록 예인끈으로 비행선에 매달려 있어야 한다. 구명대에 매달려 있는 끈은 빈 구명대가 물에 잠기기 전에 끊어질 수 있도록 설계되어야 한다.

(d) 운용 규정에서 요구하는 각 신호장치는 접근하기 쉽고 만족스럽게 기능하여야 하며 조작이 위험하지 않아야 한다.

결빙 방지장치에 대한 승인을 받고자하는 경우, 다음의 요구조건에 대한 적합성을 증명하여야 한다.

(a) 결빙 방지장치에 대한 권장 사용 절차를 비행선 비행 교범에 기재하여야 한다.

(b) 비행선의 여러 가지 구성품에 대한 결빙 방지장치의 적합성을 입증하기 위해 비행선의 운용 요구에 고려한 해석을 수행하여야 한다. 추가로, KAS Part 25 부록 C에 기술된 연속적인 최대 결빙 조건 및 간헐적인 최대 결빙 조건에서 비행선이 안전하게 운용될 수 있음을 실증하기 위하여 결빙 보호 계통에 대한 시험을 수행하여야 한다.

(c) 이 절의 모든 요건 또는 일부 요건에 대한 적합성은 설계가 유사한, 형식 증명된 비행선에 형식증명 시 수행된 해석과 시험 참고 자료에 의해 수행되어도 된다.

(d) 야간 운용이 요구되고 결빙 보호장비가 제대로 작동되고 있는지 확인하기 위해 비행 승무원이 비행선의 외부 일부분을 관찰하여야 하는 경우, 야간에 이러한 외부 관찰이 가능하도록 적절한 외부등을 장치하여야 한다.

기타 장비

(a) 설계. 각 유압계통은 다음과 같이 설계하여야 한다.

(1) 유압계통 및 그 구성품은 유압하중에 예상되는 구조하중이 추가된 하중 하에서 영구변형이 발생하지 않고 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(2) 2개 이상의 주요 기능을 수행하는 각 유압계통은 그 작동 압력을 승무원에게 지시해 주는 장치가 갖추어야 한다.

(3) 유압계통의 모든 부분에서 과도(서지) 압력을 포함한 압력이 설계 작동압력 이상으로 설정된 안전 한계를 초과하지 않게 하는 수단이 있어야 한다. 또한 체적 변화가 생길 수 있을 정도로 오랫동안 유체가 폐쇄된 상태로 존재할 수 있는 모든 배관에서 유체의 체적 변화로 인하여 과다한 압력이 초래되지 않도록 하는 장치가 있어야 한다.

(4) 최소설계 파괴압력은 작동압력의 2.5배이어야 한다.

(b) 시험. 각 계통은 내압 시험에 의해 입증되어야 한다. 내압 시험 시, 계통의 어떤 부품도 파손되거나 기능 불량 또는 영구 변형되지 않아야 한다. 각 계통의 시험 하중은 그 계통의 운용 압력에 대해 적어도 1.5배이어야 한다.

(c) 축압기. 유압식 축압기 또는 압력 탱크는 엔진이나 프로펠러의 일부분이 아닌 경우에는 방화벽의 엔진 쪽에 장착되어서는 안된다.

다수 엔진을 장착한 비행선의 경우, 안전 운용에 필수적인 엔진 구동식 보기류는 임의의 한 엔진 고장이 보기류의 기능 불량을 일으켜 안전 운용에 해가 미치지 않도록 두 개 이상의 엔진에 분산 배치하여야 한다.

기낭 및 보조 기낭의 여압 목적의 계통을 제외한 비행선의 모든 여압 및 공압 계통에 다음의 요구조건을 적용하여야 한다.

(a) 여압계통의 구성품은 최대 정상작동 압력의 2배로 파괴 압력시험을, 또 1.5배로 내압시험을 행하여야 한다.

(b) 공압계통의 구성품은 최대 정상작동 압력의 3배로 파괴 압력시험을, 또 1.5배로 내압시험을 행하여야 한다.

(c) 감항당국에서 인정할 경우에 해석적 방법 또는 해석과 시험을 병행하는 방법으로 (a)항과 (b)항에서 요구되는 시험에 대치할 수 있다.

(a) 고 에너지 로터를 가진 장치는 본 절의 (b)항, (c)항 또는 (d)항 규정에 적합하여야 한다.

(b) 장비 내에 포함된 고 에너지 로터는 기능불량, 진동, 비정상적인 속도 및 비정상적인 온도에 의한 손상을 견딜 수 있어야 한다. 추가적으로 다음을 만족하여야 한다.

(1) 보조 로터 케이스는 고 에너지 로터 블레이드의 파손에 의한 손상을 내포할 수 있어야 한다.

(2) 장비 조작장치, 계통 및 기구는 사용에 있어 고 에너지 로터의 안전성에 영향을 미치는 작동한계를 초과하지 않도록 합리적으로 강구되어 있어야 한다.

(c) 고 에너지 로터를 가진 장비는 정상속도 제어장치가 부작동 상태일 때 발생할 수 있는 로터의 최고속도에서도 고 에너지 로터의 모든 파손을 내포할 수 있음을 시험에 의하여 입증하여야 한다.

(d) 고 에너지 로터를 가진 장비는 로터의 파손으로 인해 탑승자에게 해를 주거나 계속적인 안전 비행에 불리한 영향을 끼치지 않는 장소에 위치시켜야 한다.

Subpart G 운용제한사항 및 정보

(a) 30.1505항에서 30.1528항까지 규정한 운용 제한사항과 그 외 안전 운항에 필요한 제한사항 및 정보를 설정하여야 한다.

(b) 안전한 운항을 위해 필요한 운용제한사항 및 기타 정보는 30.1541항에서 30.1589항까지에서 규정된 것처럼 승무원들이 쉽게 이용할 수 있어야 한다.

운용 제한사항

(a) 최대 운용 제한 속도(VMO)는 임의의 비행 동안 (상승, 순항 또는 하강)의 고의로 초과하지 않아야 하는 속도로서 설정되어야 한다. VMO는 VH보다 작도록 설정되어야 한다.

(b) 최대 착륙장치 운용 속도(VL)는 비행 특성 또는 30.729항에 따라 결정된 속도를 초과하지 않아야 한다.

(a) 일반. 이 절에 제시되는 동력장치 운용 제한사항은 엔진이나 프로펠러가 승인 받았거나 형식 증명된 해당 한계를 초과하지 않도록 설정되어야 한다.

(b) 이륙 운용한계. 이륙 시 동력장치 운용은 다음 사항에 의해 제한되어야 한다.

(1) 최대 회전속도(rpm)

(2) 최대허용 다기관 압력(과급기가 장착된 왕복엔진의 경우)

(3) 최대허용 가스온도(터빈 엔진의 경우)

(4) (b)(1) ~ (3)항에 의해 설정된 한계에 해당하는 출력이나 추력의 사용 시간제한

(5) (4)항의 제한 시간이 2분을 넘는 경우 최대허용 실린더 헤드(적용 가능한 경우), 오일, 냉각수 온도.

(c) 연속 운용한계. 연속 운용은 다음 사항에 의하여 제한되어야 한다.

(1) 최대 회전속도(rpm)

(2) 최대허용 다기관 압력(과급기가 장착된 왕복엔진의 경우)

(3) 최대허용 가스온도(터빈 엔진의 경우)

(4) 최대허용 실린더 헤드, 오일 및 냉각수 온도

(d) 연료등급 또는 규격. (왕복엔진의 경우) 최저 연료등급 또는 (터빈 엔진의 경우) 연료의 규격은 (b)항 및 (c)항에서 설정된 한계 내에서 엔진을 작동하기 위해 요구되는 것보다 작지 않도록 설정하여야 한다.

(e) 대기 온도. 터빈 엔진의 경우, 대기 온도(방한장치가 장치되어 있을 경우 이 장치에 대하여 설정된 한계를 포함한)는 냉각장치의 적합성을 입증하여야 하는 최대 주변 대기온도로서 설정되어야 한다.

만일 비행선에 보조 동력장치가 설치되어 있다면, 보조 동력장치에 설정된 제한사항은 비행선의 운용 제한사항으로서 규정되어야 한다. 최소한 이러한 운용 제한사항은 다음을 포함하여야 한다.

(a) 터빈 엔진의 경우 가스 발생기에 대한 최대 속도

(b) 터빈 엔진의 경우 과온 보호를 위한 최고 온도

(c) 왕복 엔진의 경우 최대 속도

(d) 공냉식 왕복 엔진의 경우 최대 실린더 헤드 온도.

다음 사항을 고려하여 안전운항을 위해 필요한 최소의 승무원 수가 설정되어야 한다.

(a) 개별 승무원의 업무 부하

(b) 해당 승무원이 조종하는데 필요한 조작의 편이성과 접근 용이성

(c) 30.1525항에 의해 승인된 운용의 종류

최대 승객용 좌석의 배치를 설정하여야 한다.

비행선을 제한하는 운용 종류는 장착된 장비 및 승인에 적합한 범주에 의해 설정되어야 한다.

조작이 허용된 최대 엔진 추력방향 각은 비행, 구조, 동력장치 및 기능 요구조건에 의한 제한에 따라 설정되어야 한다.

기낭과 보조기낭의 운용 압력 제한사항은 비행, 구조 및 기능 요구조건에 의한 제한에 따라 설정되어야 하고 다음의 사항을 포함하여야 한다.

(a) 기낭의 최대, 최소 운용 압력

(b) 보조기낭의 최대 운용압력

신청자는 KAS Part 23의 부록 G, 또는 감항당국에서 인정하는 규정에 적합한 계속 감항성 지시서를 준비하여야 한다. 계속 감항성 지시서는 비행선의 첫 납품이나 표준 감항 증명서 발행 중 더 늦게 일어나는 행위 이전에 계속 감항성 지시서의 완성 계획이 있다면 형식증명시에는 이의 유보를 허용할 수도 있다.

표시 및 플래카드

(a) 비행선은 다음 사항을 갖추어야 한다.

(1) 규정된 표시 및 플래카드

(2) 비행선의 안전 운용에 필요한 임의의 추가적인 정보, 계기 표시 및 플래카드

(b) (a)항에서 규정된 각 표지와 플래카드는 다음에 적합하여야 한다.

(1) 눈에 잘 뜨일 수 있는 곳에 부착되어 있어야 한다.

(2) 쉽게 지워지거나 희미해지거나 알아보기 어려워져서는 안된다.

각 계기 표시는 다음을 만족하여야 한다.

(a) 표시가 계기의 덮개 유리 위에 되어 있을 때는 덮개유리와 눈금 면이 정확하게 제자리에서 정렬되도록 유지시키는 수단이 필요하다.

(b) 각 원호와 선은 조종사가 확실히 볼 수 있도록 위치해야 하며 충분히 넓어야 한다.

(c) 디지탈 계기를 사용하는 경우에 아날로그 계기의 방향 지시기 이점이 필요치 않다고 판단한 경우가 아니라면, 아날로그식 방향 지시기를 장치하여야 한다. 만일 아날로그 지시기가 필요하면 제한 값을 아날로그 지시기에 표시하여야 한다.

VMO에 대한 방사형 적색선 표시는 비행선의 최대 운용 고도까지의 임의의 고도에 대하여 설정된 VMO 값 중 가장 낮은 값에 대하여 표시하여야 한다.

(a) 자기방향지시기 위 또는 부근에 이 절의 요구조건에 적합한 플래카드를 설치하여야 한다.

(b) 플래카드는 엔진이 작동하는 수평 비행 상태의 계기 보정을 나타내어야 한다.

(c) 플래카드에는 보정이 무선 수신기를 켠 상태이거나 또는 끈 상태에서 수행되었는지를 나타내야 한다.

(d) 각각의 보정사항은 30°를 넘지 않는 자침 방향으로 나타내야 한다.

(e) 만약 비안정 자기 방향지시기가 전기 장비 사용 시 10° 이상의 편차를 가질 경우, 사용시 10° 이상의 편차를 초래하는 전기 부하 또는 조합된 부하에 관한 플래카드를 배치하여야 한다.

각 필수 동력장치 및 보조동력장치용 계기는 다음과 같은 계기형식에 적합하여야 한다.

(a) 안전작동을 위한 최대 및 최소한계(만일 적용할 수 있으면)는 붉은 색 방사선이나 붉은 색 선으로 표시되어야 한다.

(b) 각 정상작동 범위는 최대 및 최소 안전 한계점을 넘지 않는 범위로 하여 녹색 호선이나 녹색선으로 표시하여야 한다.

(c) 이륙 및 경계범위는 황색 호선이나 황색 방사선으로 표시하여야 한다.

(d) 과다한 진동응력 때문에 제한되는 엔진, 보조 동력장치 또는 프로펠러의 속도범위는 붉은 색 호선이나 붉은 색 선으로 표시되어야 한다.

각 오일량 지시계는 오일의 양을 신속하고도 정확하게 나타낼 수 있도록 충분한 눈금이 표시되어 있어야 한다.

만일 임의의 탱크에 대한 사용 불가능한 연료량이 3.8 리터(1 갤런) 또는 탱크 용량의 5% 중 더 큰 값보다 크다면 보정된 0 눈금에서부터 수평 비행자세에서 읽을 수 있는 최저 유량 값까지를 적색 원호 표시로 계기 상에 표시하여야 한다.

(a) 주 비행 조종장치와 그 기능이 명확한 조작장치를 제외한 각 조작장치는 작동법과 기능에 대하여 선명하게 표시하여야 한다.

(b) 각 보조 조작장치는 적절하게 표시되어 있어야 한다.

(c) 동력장치 연료조절장치의 경우 다음에 적합하여야 한다.

(1) 연료탱크 선택 조작장치는 각 탱크 및 각 연료 분배 장치의 위치를 나타내는 표지가 있어야 한다.

(2) 안전 운항을 위해서 순차적인 연료탱크의 사용이 필요하면 그 순서를 탱크 선택 장치나 근처에 표시하여야 한다.

(3) 제한된 사용법을 가진 연료탱크에 있는 이용 가능한 연료의 전량을 안전하게 사용할 수 있는 조건을 탱크 선택밸브 근처에 있는 플래카드에 표시하여야 한다.

(4) 다수 엔진을 장착한 비행선의 임의의 엔진에 대한 밸브 조작장치는 조작되는 각 엔진에 해당하는 위치를 지시하도록 표시되어야 한다.

(d) 사용 가능한 연료의 양은 다음과 같이 표시되어야 한다.

(1) 선택 조작장치가 없는 연료계통의 경우 계통의 사용 가능한 연료량이 연료량 지시계에서 지시되어야 한다.

(2) 선택 조작장치가 있는 연료계통의 경우 각 선택 조작장치의 위치에 해당하는 탱크의 사용가능한 연료의 양이 선택 조작장치 부근에서 지시되어야 한다.

(e) 보기류나 보조장치, 비상조작장치에 대해서는

(1) 접이식 착륙장치를 사용한 경우, 30.729(e)항에서 요구하는 계기는 착륙장치가 올림 또는 내림 상태에서 완전히 고정되었는지를 조종사가 언제든지 확인할 수 있도록 표시해 주어야 한다.

(2) 각 비상 조작장치는 붉은 색이어야 하고, 조작의 방법에 관해서 표시되어 있어야 한다.

(a) 수하물실, 화물실 및 밸러스트 위치. 화물실과 수하물실, 밸러스트 위치에는 적재 요건에 따라 필요한 중량을 포함한 내용물에 관한 임의의 제한사항을 기재한 플래카드를 비치하여야 한다.

(b) 좌석. 좌석이 견딜 수 있는 최대허용 하중이 77 kg(170 lb)이하일 때 그보다 작은 허용하중을 표시한 플래카드를 좌석 구조물에 영구히 부착하여야 한다.

(c) 연료 및 오일 주입구. 다음의 사항을 적용한다.

(1) 연료 주입구는 주입구 뚜껑이나 그 주위에 다음 사항을 표시하여야 한다.

(i) '연료' 라는 단어

(ii) 왕복 엔진을 장착한 비행선의 경우, 최저 연료 등급

(iii) 터빈 엔진을 장착한 비행선의 경우, 허용 가능한 연료 규격

(iv) 가압식 연료공급장치에는 최대허용 연료공급 압력 및 최대허용 배출압력

(2) 오일 주입구에는 주입구 뚜껑이나 옆에 ‘오일’이란 단어와 오일 용량, 승인된 오일 등급 및 오일 규격을 표시하여야 한다.

(d) 비상 탈출구 플래카드. 비상 탈출구에 대한 각 플래카드와 운용 조작장치는 붉은 색이어야 한다. 플래카드는 비상 탈출구 조작장치 주변에 위치해야 하며 비상구의 위치와 작동 방법을 명확하게 알려줄 수 있어야 한다.

(e) 각 직류 전기장치에는 사용전압을 외부동력 접속부분에 분명하게 표시해 주어야 한다.

(f) 사용 불가능한 연료. 만일 임의의 탱크의 사용 불가능한 연료량이 탱크 용량의 5% 또는 1 갤런 중 더 큰 값 보다 많을 경우 연료량 지시계가 수평 비행 중 ‘0’을 지시할 때 남아있는 연료는 비행 중에 안전하게 사용할 수 없음을 설명하는 플래카드를 해당 연료 탱크의 연료량 지시계 부근에 비치하여야 한다.

설치된 장비에 따라 비행선의 운용을 제한하거나 또는 금지하는 운용 종류(VFR, IFR, 주간 또는 야간 등과 같은) 및 기상 조건(결빙 조건 같은)을 설명하는 플래카드를 조종사의 시야 내에 비치하여야 한다.

(a) 안전 장비에는 조작방법에 대하여 분명하게 표시되어 있어야 한다.

(b) 필요한 안전장비를 보관하는 설비는 사용자의 편리하도록 표시되어야 한다.

대기 속도계에 가능한 가까이 그리고 조종사가 잘 볼 수 있는 곳에 대기속도에 관한 플래카드를 설치하여야 한다. 이 플래카드는 최대 착륙장치 운용 속도 VL를 나열하여야 한다.

비행선 비행 교범

(a) 기재 사항. 비행선 비행 교범 및 지상 취급 절차에 대한 비행선 지상 취급 교범을 각 비행선에 비치하여야 하고 이러한 교범에는 다음의 사항이 포함되어야 한다.

(1) 30.1583항에서부터 30.1589항까지에서 요구되는 정보

(2) 설계나 운용, 취급특성 때문에 안전 운항을 위해서 필요한 기타 정보

(b) 승인된 정보

(1) 이 절의 (b)(2)항에 규정된 것을 제외하고 30.1583항에서부터 30.1589항까지에서 규정한 정보를 포함한 비행선 비행교범의 각 부분은 승인, 분리, 식별되어야 하며 비행교범 중에서 승인되지 않은 다른 사항들과는 명확히 구분되어야 한다.

(2) 만일 다음 사항에 적합하다면 이 절의 (b)(1)항의 요구조건은 적용되지 않는다.

(i) 30.1583항에서 규정된 정보을 포함하고 있는 비행교범의 각 부분은 그 정보에만 한정하여 승인, 식별되어야 하고 비행선 비행 교범의 다른 부분과는 명확히 구분되어야 한다.

(ii) 30.1585항에서 30.1589항까지 기재된 정보는 이 기준의 요구조건에 따라 결정되어야 하고 감항당국이 인정하는 방법으로 총체적으로 제시되어야 한다.

(3) 이 절에서 규정한 정보를 포함한 비행교범의 각 페이지는 쉽게 지워지거나 손상되거나 잘못 위치되지 않는 형태이어야 하며 폴더 또는 기타 영구적인 바인더 형태로 교범에 삽입 가능하여야 한다.

(c) 만일 교범이 복잡하여 목차가 필요할 경우 각 비행선 비행 교범에 목차가 포함되어 있어야 한다.

(a) 대기속도 제한사항. 다음의 정보가 제시되어야 한다.

(1) 비행시험이나 조종사 교육을 위하여 더 높은 속도가 승인된 경우를 제외하고, 최대운용 제한속도 VMO 및 모든 비행영역(상승, 순항 또는 강하)에서 이 속도를 고의적으로 초과하여서는 안된다는 설명

(2) 착륙장치 운용속도

(b) 동력장치 제한사항. 다음 사항이 제시되어야 한다.

(1) 30.1521항에서 요구하는 제한사항

(2) 해당되는 경우, 제한사항에 대한 설명

(3) 30.1549항에서 30.1553항까지에서 요구되는 계기표시에 대해 필요한 정보

(c) 중량. 비행선 비행 교범은 다음의 중량 제한사항을 포함하여야 한다.

(1) 최대 중량(이륙);

(2) 최대 착륙중량;

(3) 최대 허용 정적 중량(static heaviness) 및 최대 허용 정적 경량(static lightness)

(4) 최대 곤돌라 중량

(5) 최대 수화물실 중량.

(d) 무게중심. 설정된 무게중심 제한사항을 제시하여야 한다.

(e) 비행 승무원. 필요한 최소 승무원을 지정하여야 하고 만일 안전을 위하여 한명 이상의 승무원이 필요한 경우, 최소 비행 승무원의 수와 기능을 제시하여야 한다.

(f) 운용의 종류. 운용 종류(VFR, IFR, 주간 또는 야간 등과 같은)와 비행선이 운용되거나 또는 운용되어서는 안 되는 기상의 조건을 제시하여야 한다. 임의의 운용 제한사항에 영향을 미치는 장착 장비를 운용 기능별로 나열하고 식별하여야 한다.

(g) 최대 승객좌석의 구성. 최대 승객 좌석의 구성을 제시하여야 한다.

(h) 기낭 압력. 기낭 및 보조기낭의 최소, 최대 압력을 제시하여야 한다.

(i) 최대 상승률과 최대 하강율. 최대 상승률과 최대 하강율을 제시하여야 한다.

(j) 기동. 비행선의 최대 피치각을 제공하여야 한다.

(k) 플래카드. 30.1541항에서 30.1563항까지에서 요구하는 임의의 플래카드 내용을 비행선의 각 해당 위치에 대하여 문서화된 설명서로 나타내어야 한다.

(a) 각 비행선에 대하여, 다음의 정보를 포함한 정상 및 비상 절차와 안전 운용에 필요한 기타 정보와 관련된 정보를 제공하여야 한다.

(1) 권장 상승 속도와 고도에 따른 변동 사항

(2) 정상 이륙 및 상승을 위해 사용하는 보조 추력, 양력 및 트림 조작장치 및 출력 조종과 이와 다를 경우 사용을 위한 권장 이륙 및 상승 형태

(3) 정상 접근 및 착륙을 위해 사용하는 보조 추력, 양력 및 트림 조작장치 및 출력 조종과 이와 다를 경우 사용을 위한 권장 접근 및 착륙 속도와 형태

(4) 접근 및 착륙상태에서 착륙 실패 상승으로 전화하는 과정에 대한 권장 착륙실패(balked landing) 상승속도 및 절차

(5) 동력 비행에서 자유 기구 상태로 전환하는 것에 대한 권장 절차 및 자유 기구상태와 관련된 하강 및 착륙 절차

(6) 30.23항의 요구조건에 기초한 기낭 압력을 유지하기 위한 운용 절차

(7) 사용될 경우, 조종 계통 잠금장치 사용에 관한 지시서

(8) 30.863항의 요구조건에 기초한 가연성 유체에 대한 화재 방지 지침서 및 절차;

(9) 30.903(d)항과 (e)항에 의해 요구되는 엔진 시동 및 정지에 관한 권장 절차;

(10) 비상 착수 지침서 및 절차 (30.807(b)항, 30.1411항 및 30.1415항의 요구조건에 기초한 절차를 포함한)

(11) 30.1419항에서 요구하는 연료 결빙 보호 장치의 사용을 다루고 있는 지침서 및 절차

(12) 계통의 사용과 관련되는 임의의 조작 예방 조치를 포함한 연료 방출장치의 사용을 다루고 있는 지침서 및 절차

(13) 30.255항에서 요구하는 권장 지상 취급, 계류대 취급 및 계류 절차 (이 절차는 30.481항의 요구와 같이 비행선의 설계 성능을 반영하여야 한다.)

(14) 30.893항의 요구조건에 기초한 밸러스트 처분을 다루는 운용 절차

(15) 30.1001항의 요구조건에 기초한 연료 방출을 다루는 운용 절차

(16) 30.881(g)항의 요구조건에 기초한 비상 탈출을 다루는 운용 절차

(b) 다수 엔진을 장착한 비행선의 경우, 다음의 정보와 절차를 포함하여야 한다.

(1) 단일 엔진 작동과 모든 엔진 부작동에 대한 정상 및 비상 절차

(2) 비행선, 프로펠러 및 보조 추력과 양력 조작장치의 다양한 구성품의 영향을 포함한, 하나의 엔진 부작동시에 최고의 성능을 얻기 위한 절차

(3) 30.51항에 따라 결정된 이륙 절차

(4) 안전을 위해 30.953항에 규정된 연료계통의 독립성이 필요한 각 운용조건을 식별하는 정보를 해당 요구조건에 대한 적합성 입증 시 사용된 연료계통의 구성에 관한 지침과 함께 제공하여야 한다.

(c) 30.1353(g)항에 대한 적합성을 입증하고자 하는 비행선의 경우 충전원으로부터 배터리를 연결 해제하는 운용절차를 제공하여야 한다.

(d) 만일 임의의 탱크의 사용 불가능한 연료량이 탱크 용량의 5% 또는 1 갤런 중 더 큰 값 보다 많을 경우 연료량 지시계가 수평 비행 중 ‘0’을 지시할 때 남아있는 연료는 비행 중에 안전하게 사용할 수 없다는 정보를 제공하여야 한다.

(e) 각 연료 탱크의 사용가능한 연료의 총 양에 관한 정보는 제공하여야 한다.

(a) 각 비행선. 각 비행선에 대해 다음의 정보가 제공되어야 한다.

(1) 30.76항에 규정된 회복동안 발생하는 30 m(100 ft) 이상의 고도 손실 또는 30° 이상의 피치각 손실

(2) 각 탱크의 사용가능한 연료의 전량이 안전하게 사용될 수 있는 조건

(3) 30.51항에 따라 결정된 이륙 거리, 15 m (50 ft) 높이에서의 속도, (타당할 경우) 비행선 형상, 조종면의 종류 및 카울 플랩 위치, 비행 경로 조종장치의 사용 및 접이식 착륙장치 계통의 사용에 관한 적절한 정보

(4) 30.75항에 따라 결정된 착륙 거리, (타당할 경우) 비행선 형상, 조종면의 종류

(5) 30.65항과 30.67항에 따라 결정된 정상 상승 기울기 또는 상승률, 속도, 출력 및 비행선 형상

(6) 다음의 변동에 대한 이륙 거리(이 절의 (a)(3)항), 착륙 거리(이 절의 (a)(4)항) 및 정상 상승율(이 절의 (a)(5)항)에 관한 계산된 대략적 영향

(i) 해면 고도로부터 최대 설계 이륙 고도까지 고도 변화

(ii) 해당 고도에서 표준 온도보다 15.5 ℃(60 °F) 이하에서부터 표준 온도보다 4.4 ℃ (40 °F) 이상까지의 온도 변화

(iii) 해당 고도에서 0.20에서부터 1까지인 상대 습도의 변화

(ⅳ) 부양가스의 순도

(7) 왕복엔진을 장착한 비행선의 경우, 30.1041항에서부터 30.1063항까지의 냉각 규정에 대한 적합성이 입증된 최대 대기 온도.

(b) 다수 엔진을 장착한 비행선. 다수 엔진을 장착한 비행선의 경우 다음의 정보를 제공하여야 한다.

(1) 하나의 엔진이 부작동 상태일 때의 최대 상승률 속도

(2) 하나의 엔진이 부작동 상태일때의 최대 상승율 속도보다 클 경우, 30.1046 (e)(2)(iv)항의 냉각 및 상승 요구조건에 대한 적합성 입증시 사용된 속도

(3) 30.67항에 따라 결정된 정상 상승률 또는 기울기 및 속도, 출력, 비행선 형상

(4) 다음의 변동에 관한 30.67항에 따라 결정된 상승 성능에 대한 계산된 개략적인 영향

(i) 해면 고도로부터 최대 설계 고도까지 고도 변화

(ii) 해당 고도에서 표준 온도보다 15.5 ℃(60 °F) 이하에서부터 표준 온도보다 4.4 ℃ (40 °F) 이상까지의 온도 변화

(iii) 해당 고도에서 0.20에서부터 1까지인 상대 습도의 변화

(ⅳ) 부양가스의 순도

다음의 적재 정보를 제공하여야 한다.

(a) 각 장비 품목의 중량과 위치를 30.29항에 따라 결정된 공허 중량에 포함시켜야 한다.

(b) 무게 중심이 다음의 한계를 초과할 수도 있는, 30.25항에 따라 정해진 최대 및 최소 중량 사이에서의 가능한 적재 조건에 대한 적재 지침

(1) 신청자가 선택한 한계; 또는

(2) 구조물의 안전이 입증된 한계; 또는

(3) 각 기능의 요구조건에 대한 적합성이 입증된 한계.

부록 A 테어링 강도

A30.1 목적

이 방법은 기낭 직물의 테어링 강도를 결정하기 위한 것이다.

A30.2 시편

시편의 크기는 4 x 6 in 이어야 하며 중앙부에 가장 긴 변에 수직방향으로 1.25 in 폭의 틈이 있어야 한다.

A30.3 장치

장치는 승인된 것이어야 한다.

A30.4 절차

시편을 긴 변은 하중을 가하는 방향과 평행하게, 짧은 변은 하중을 가하는 방향에 수직하도록 장치의 고정부에 대칭적으로 위치시켜야 한다. 긴 변에 평행한 방적사들은 각 고정부의 전방 집게의 바깥 쪽 끝과 평행하게 정렬되도록 하여 고정부가 모든 방적사(yarn)를 동일하게 잡도록 하여야 한다.

고정부의 폭은 1인치이어야 하고 갈라진 틈이 있는 방적사를 꽉 잡아야 한다. 시편 내의 갈라진 틈이 고정부 집게로부터 동일한 거리를 유지한 상태로 고정부 사이의 거리는 3 인치이어야 한다. 고정부를 당기는 비율이 분당 12.0 ±0.5 in의 균일한 속도가 되도록 파단력을 시편에 가하여야 한다. 시편의 파단 이후, 눈금판, 척도 또는 기록된 도표 및 값으로 파단력을 읽어야 한다. 날실과 씨실 방향의 모든 방향으로 5개의 시편을 시험하고 각 직물 형태에 대해 결과를 기록하여야 한다.

A30.5 결과

테어링 강도는 5개의 시편의 가장 높게 기록된 값의 평균 하중이어야 한다.

64당기는 방향틈(Slit)

6

4

당기는 방향

틈(Slit)

[압축 안 파일: 10 항공기기술기준 Part 33 엔진.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 33

항공기 엔진에 대한 기술기준

항공기기술기준 KAS Part 33 항공기 엔진 기술기준Subpart A 일반

항공기기술기준 KAS Part 33 항공기 엔진 기술기준

제정: 1993.08.24 33 - 개정: 2017.06.20pages

제정: 1993.08.24 33 - 개정: 2017.06.20

Subpart B 설계 및 구조 ; 일반

Subpart C 설계 및 구조 ; 왕복엔진

Subpart D 블록시험 ; 왕복엔진

Subpart E 설계 및 구조 ; 터빈엔진

Subpart F 블록시험 ; 터빈엔진

부록 A. 감항성유지 지침서33

부록 B. 대기 중의 강우 및 우박 농도에 대한 인증기준35

Subpart A 일반

(a) 이 기준은 「항공안전법」 제23조제5항의 규정에 의한 항공기 엔진에 대한 기술상의 기준으로서 항공기 엔진의 형식증명 등과 이에 대한 변경을 위한 기준을 규정한다.

(b) 「항공안전법」 제20조, 제21조, 제30조, 제28조의 규정에 의하여 항공기 엔진에 대한 증명 또는 증명의 변경 등을 신청하는 자는 이 기준과 KAS Part 34의 해당 요구조건에 적합함을 입증하여야 한다.

신청자는 해당 항공기 엔진이 이 기준의 해당 요구조건에 충족함을 입증하여야 한다.

신청자는 이 기준의 부록 A에 의거하여 감항성유지 지침서를 작성하여 국토교통부장관에게 제출하여야 한다. 형식증명 발급 시 항공기 엔진에 대한 감항성유지지침서의 작성이 완료되지 않을 수 있다. 다만, 이 경우에는 신청자가 해당 엔진을 장착한 초도 항공기의 인도 또는 해당 엔진을 장착한 항공기에 대한 표준 감항증명의 발급 이전까지 감항성유지지침서의 작성 완료를 보장할 수 있는 체계를 가지고 있어야 한다.

신청자는 형식증명의 발급 전에 엔진 장착 및 운용 지침서 또는 교범을 준비하여 국토교통부장관에게 제출하여야 하고, 엔진 인도 시점에는 승인된 지침서 또는 교범을 구매자에게 제공하여야 한다. 지침서 또는 교범에는 최소한 다음 항목이 포함되어야 한다.

(a) 장착 지침서

(1) 엔진 마운팅 체결부위의 위치, 항공기에 엔진을 체결하는 방법, 그리고 마운팅 체결장치와 관련 구조물의 최대 허용 하중

(2) 보기류, 파이프, 와이어, 케이블, 덕트, 카울링 등을 엔진에 체결하는데 필요한 연결장치의 위치와 이에 대한 설명

(3) 엔진의 전체 치수가 기재된 외형 도면

(b) 운용 지침서

(1) 국토교통부장관이 설정한 작동 제한사항

(2) 출력 또는 추력 정격과 비표준대기일 때의 보정절차

(3) 정상 및 극한 대기조건 하에서 다음과 같은 작동에 필요한 권고 절차

(i) 시동

(ii) 지상 작동

(iii) 비행중 작동

(a) 국토교통부장관은 엔진의 정격과 작동 제한사항을 설정하고, 이를 엔진 형식증명 자료집(TCDS, Type Certificate Data Sheet)에 기재하여야 한다. 형식증명 자료집에는 다음의 작동 조건 및 관련 정보에 따른 정격과 제한사항, 그리고 엔진의 안전한 작동에 필요한 모든 정보가 포함되어야 한다.

(b) 왕복엔진의 정격과 작동 제한은 다음 사항과 관련하여 설정하여야 한다.

(1) 임계 압력고도와 해면 압력고도에서 다음의 출력을 낼 수 있는 마력 또는 토크, 회전수, 흡기 다기관 압력, 그리고 시간

(i) 정격최대연속출력 (과급기의 작동 또는 미작동 모드 하에서)

(ii) 정격이륙출력 (과급기의 작동 또는 미작동 모드 하에서)

(2) 연료 등급 또는 규격

(3) 오일 등급 또는 규격

(4) 다음의 온도

(i) 실린더

(ii) 윤활시스템 입구에서의 오일

(iii) 터보과급기 터빈휠 입구의 가스

(5) 다음의 압력

(i) 연료시스템 입구에서의 연료

(ii) 주오일 도관에서의 오일

(6) 보기류 구동 회전력과 오버행 모멘트

(7) 구성품 사용 수명

(8) 터보과급기 터빈휠 회전수

(c) 터빈엔진의 정격과 작동 제한사항은 다음사항과 관련하여 설정하여야 한다.

(1) 다음 조건에서의 마력, 회전력 또는 추력, 회전수, 가스온도, 그리고 시간

(i) 정격최대연속출력 또는 추력 (추력증가장치를 작동할 때)

(ii) 정격최대연속출력 또는 추력 (추력증가장치를 작동하지 않을 때)

(iii) 정격이륙출력 또는 추력 (추력증가장치를 작동할 때)

(iv) 정격이륙출력 또는 추력 (추력증가장치를 작동하지 않을 때)

(v) 정격 30분 1개 엔진 부작동(OEI) 출력

(vi) 정격 2 ½분 1개 엔진 부작동(OEI) 출력

(vii) 정격 연속 1개 엔진 부작동(OEI) 출력

(viii) 정격 2분 1개 엔진 부작동(OEI) 출력

(ix) 정격 30초 1개 엔진 부작동(OEI) 출력

(x) 보조동력장치 작동 모드

(2) 연료 명칭 또는 규격

(3) 오일 등급 또는 규격

(4) 유압유 규격

(5) 다음의 온도

(i) 신청자가 정한 위치의 오일

(ii) 초음속 항공기용 엔진 흡입구에서의 흡입공기. 단, 정상상태 작동과 과도상태에서 허용되는 초과온도 및 시간을 포함한다.

(iii) 초음속 항공기용 엔진의 유압유

(iv) 신청자가 정한 위치의 연료

(v) 신청자가 정한 경우에, 엔진의 외부 표면

(6) 다음의 압력

(i) 연료시스템 입구에서의 연료

(ii) 신청자가 정한 위치에서의 오일

(iii) 초음속 항공기용 엔진 흡입구에서의 흡입공기. 단, 정상상태 작동과 과도상태에서 허용되는 초과압력 및 시간을 포함한다.

(iv) 유압유

(7) 보기류 구동 회전력과 오버행 모멘트

(8) 구성품 사용 수명

(9) 연료 여과

(10) 오일 여과

(11) 블리드 공기

(12) 각 로터 디스크와 스페이서에 대한 승인된 시동/정지 응력 주기

(13) 엔진 흡입구에서의 흡입공기의 교란

(14) 로터 축의 과도상태 과속 회전수와 과속 발생 횟수

(15) 가스의 과도상태 초과온도와 초과온도 발생 횟수

(16) 초음속 항공기에 사용되는 엔진의 로터 윈드밀링 회전수

(a) 신청자는 증명을 신청할 엔진 출력 및 추력 정격을 선정하여야 한다.

(b) 엔진의 정격은 동일한 형식의 모든 엔진이 그 정격을 결정하기 위한 조건하에서 예상되는 최소 출력 또는 추력으로 선정되어야 한다.

Subpart B 설계 및 구조; 일반

본 장은 항공기용 왕복엔진과 터빈엔진의 일반적인 설계 및 구조 요구조건에 대해 규정한다.

부품의 파괴가 항공기에 위험을 초래할 수 있는 로터 구조 부품(디스크, 스페이서, 허브, 압축기 및 터빈의 축 등)에 대해서는, 국토교통부장관이 승인한 절차에 의해서, 최대허용 시동/정지 응력 주기를 규정하는 작동 제한조건을 설정하여야 한다.

시동/정지 응력 주기는 비행 주기 프로파일 또는 엔진의 실제 운용과 동등한 주기로 표시한다. 이것은 엔진의 시동, 최대정격출력 또는 추력까지의 가속, 감속, 그리고 정지를 포함한다. 엔진이 최대정격출력 또는 추력으로 작동할 때와 정지 후에 로터 구조 부품이 안정화된 온도에 도달될 수 있도록 각 주기를 설정하여야 한다. 다만, 로터 구조 부품이 온도 안정화 없이도 동일한 응력범위를 갖게 된다는 것을 입증하는 경우에는 예외로 한다.

엔진에 사용되는 재료의 적합성과 내구성은 다음의 요구조건을 충족하여야 한다.

(a) 경험이나 시험에 근거하여 설정되어야 한다.

(b) 설계 자료에 명시된 강도와 기타의 특성을 입증할 수 있는 공인된 규격(산업규격 또는 군사규격 등)에 합치하여야 한다.

(a) 엔진의 설계와 구성 그리고 사용되는 재료는 화재의 발생 및 확산의 가능성을 최소화할 수 있는 것이어야 한다. 또한, 터빈엔진의 설계와 구조는 구조물의 파손, 과열, 또는 기타의 위험한 상태를 유발할 수 있는 내부 화재의 발생 가능성을 최소화할 수 있도록 해야 한다.

(b) 본 절의 (c), (d), (e)항에 규정된 사항을 제외하고, 내부에 가연성 유체가 차 있거나 이를 전달하는 외부라인, 피팅, 그리고 기타의 구성품은 내화성이 있어야 한다. 구성품은 누설된 가연성 유체가 발화될 경우에도 안전하도록 보호되거나 보호될 수 있는 위치에 설치되어야 한다.

(c) 엔진의 일부 부품으로서 엔진에 설치되는 가연성 유체 탱크와 그 지지대는, 화재로 인한 비불연성 부품의 손상이 가연성 유체의 누설이나 흘림을 유발하지 않음을 입증하지 않으면, 불연성이 있거나 불연 판재로 둘러싸여져야 한다. 왕복엔진에 사용되는 용량 25쿼트 이하의 통합형 오일섬프의 경우에는 불연성이 있거나 불연 판재로 둘러쌀 필요가 없다.

(d) 초음속 항공기에 사용되는 터빈엔진의 경우에는, 가연성 유체를 운반하거나 이를 저장하고 있는 모든 외부 구성품은 불연성이 있어야 한다.

(e) 불필요한 가연성 유체와 증기는 외부로 배출 및 배기 시켜서 구성품 내부에 축적되는 것을 방지하여야 한다.

(a) 엔진의 설계와 구조는 창정비 주기 도래 전에 엔진이 불안전한 상태로 진전되는 것을 최소화할 수 있는 방식이어야 한다. 압축기와 터빈 로터 케이스의 설계는 로터 블레이드의 파손으로 인한 손상을 내포할 수 있어야 한다. 로터 블레이드가 파손되어 그 파편이 압축기 및 터빈 케이스 밖으로 비산되는 에너지 수준과 궤적을 정의하여야 한다.

(b) 엔진 형식 설계의 일부인 프로펠러 블레이드 피치 제어시스템의 각 구성품은 항공기 기술기준 35.42항의 요구조건을 충족하여야 한다.

엔진의 설계와 구성은 항공기 운용이 예상되는 조건 하에서 필요한 냉각을 할 수 있도록 하여야 한다.

(a) 엔진 마운팅 체결장치와 관련 구조물에 대한 최대허용 한계 및 극한하중을 규정하여야 한다.

(b) 엔진 마운팅 체결장치와 관련 구조물은 다음과 같은 하중에 견딜 수 있어야 한다.

(1) 영구 변형이 일어나지 않도록 규정된 한계하중

(2) 영구 변형이 생길 수 있지만, 파손을 일으키지 않도록 규정된 극한하중

엔진은 보기류 구동장치 및 마운팅 체결장치에 하중이 걸린 상태에서 적절하게 작동되어야 한다. 각 엔진 보기류 구동장치 및 마운팅 체결장치는 엔진 내부의 오염 또는 내부로부터 허용량 이상의 누설을 방지할 수 있도록 밀봉 기구를 구비하여야 한다.

외부 구동 스플라인 또는 커플링에 엔진 오일에 의한 윤활이 필요한 구동장치 및 마운팅 체결장치는 허용량 이상의 오일 손실과 외부로부터의 오염을 방지하기 위한 밀봉 기구를 구비하여야 한다. 엔진의 작동에 필요한 각 보기류를 검사, 조정, 또는 장탈하는데 용이하도록 엔진을 설계하여야 한다.

(a) 터빈, 압축기, 팬, 그리고 터보과급기의 로터는 본 절의 (c)항에 규정된 시험조건에서 견딜 수 있는 충분한 강도를 가져야 한다.

(b) 엔진 제어장치, 시스템, 계기의 설계와 기능은 터빈, 압축기, 팬, 터보과급기 로터의 구조적 건전성에 영향을 미치는 엔진의 작동 제한사항을 운용 중에 초과하지 않는다는 것을 타당한 방법으로 보증하여야 한다.

(c) 엔진 또는 터보과급기의 일체형 드럼 로터와 원심형 압축기를 포함하여 각 터빈, 압축기, 그리고 팬에 대하여 응력해석 또는 기타의 적합한 방법으로 가장 치명적인 응력을 받는 로터 구성품(블레이드 제외)을 결정하고, 이에 대하여 5분 동안 다음의 조건에서 시험하여야 한다.

(1) 본 절의 (c)(2)(iv)항에 규정된 조건을 제외한 최대 작동 온도에서 시험한다.

(2) 다음 중 적용 가능한 최고 속도에서 시험한다.

(i) 블레이드 또는 블레이드에 해당하는 무게를 장착한 상태로 리그에서 시험하는 경우에는 최대허용회전수의 120%에서 시험.

(ii) 엔진에 장착하여 시험하는 경우에는 최대허용회전수의 115%에서 시험.

(iii) 특수한 연소기 리그로부터 공급되는 고온의 가스에 의해 구동되는 터보과급기에 장착하여 시험하는 경우에는 최대허용회전수의 115%에서 시험.

(iv) 저온 상태에서 회전시키는 경우, 최대작동온도와 최대허용회전수에서 받는 응력과 동등한 응력이 작용하는 회전수의 120%에서 시험.

(v) 엔진에 실제로 장착한 방법과 같은 조건에서 가장 치명적인 구성품이나 시스템이 파손을 초래할 수 있는 최고 속도의 105%에서 시험.

(vi) 일상적인 비행 전 점검 또는 정상 비행 작동 중에는 일반적으로 탐지되지 않는 구성품 또는 시스템의 파손과 결합되어 나타나는, 엔진에 실제 장착하는 방법과 같은 조건에서 구성품이나 시스템의 파손을 초래할 수 있는 최고 속도에서 시험.

시험 후에 각 로터는 과속 조건 하에서 승인된 치수 제한값 범위 이내에 있어야 하고 균열이 없어야 한다.

정상적인 작동상태에서 전기 및 전자식으로 작동되는 모든 제어시스템은 다음의 요구조건을 충족하여야 한다.

(a) 33.5절에 의거한 엔진 지침 및 매뉴얼에 규정된 바와 같이 제어시스템의 기술적인 내용, 정상 작동 상태와 고장 상태에서 제어되는 가용 출력 또는 추력의 비율(%), 그리고 기타의 제어 기능에 대한 제어 범위를 명시하여야 한다.

(b) 항공기에서 공급되는 동력 또는 데이터가 차단되어도 이로 인하여 엔진의 출력이나 추력이 비정상적으로 변화되지 않거나, 엔진의 안전한 작동을 유지할 수 있도록 설계 및 구성되어야 한다.

(c) 단일 고장이나 기능장애, 또는 제어시스템에 사용되는 전기 및 전자식 구성품의 고장 확률조합으로 인하여 불안전한 상태가 되지 않도록 설계 및 구성되어야 한다.

(d) 지침 및 매뉴얼에 규정된 바와 같이 낙뢰에 의한 과도상태 조건을 포함하는 환경 제한사항을 명시하여야 한다.

(e) 모든 관련 소프트웨어는 엔진의 출력 또는 추력이 현저히 저하되거나 기타의 불안전한 상태를 유발할 수 있는 오류를 방지할 수 있도록 설계되고 실행되어야 한다. 그리고 소프트웨어의 설계 및 실행에 사용되는 방법은 국토교통부장관에 의해 승인된 것이어야 한다.

(a) 계기를 잘못 연결하는 것을 방지할 수 있도록 구성되어 있지 않은 경우에는, 항공기에 대한 기술기준에 따라서 요구되거나 임의의 엔진 제한사항을 준수하여 엔진을 작동하는데 필요한 동력장치 계기의 각 연결장치에는 그에 대응하는 계기를 식별하기 위한 표시가 있어야 한다.

(b) 터보제트엔진에는 로터시스템의 불균형을 지시하기 위하여 항공기의 지시시스템에 필요한 연결장치가 구비되어야 한다.

(c) 30초 1개 엔진 부작동(OEI) 정격과 2분 1개 엔진 부작동(OEI) 정격을 갖는 회전익 항공기용 터빈엔진은 다음과 같은 기능을 할 수 있는 기구를 구비하여야 한다.

(1) 엔진이 30초 1개 엔진 부작동(OEI)과 2분 1개 엔진 부작동(OEI) 출력 수준에 있을 때, 이 상황이 시작되는 시점, 그리고 제한시간의 만료를 조종사에게 경보할 수 있는 기구.

(2) 엔진이 각 정격 출력에 도달되었는지를 명확하게 판단할 수 있는 기구.

(3) 각 정격에서 출력의 사용과 지속시간을 자동으로 기록할 수 있는 장치.

Subpart C 설계 및 구조; 왕복엔진

본 장은 항공기용 왕복엔진에 대한 추가적인 설계 및 구조 요구조건을 규정한다.

엔진은 크랭크축 회전속도와 엔진 출력의 정상 작동범위에서 기능을 발휘하도록 설계 및 구성되어야 한다. 이 때 진동으로 인하여 임의의 엔진부품에 과도한 응력이 작용되지 않고 항공기 구조물에 과도한 진동 하중이 전달되지 않아야 한다.

(a) 엔진의 연료시스템은 모든 비행 및 대기조건 하에서 엔진의 작동범위 전체에 걸쳐서 적정한 연료 혼합기를 실린더에 공급할 수 있도록 설계 및 구성되어야 한다.

(b) 연소를 목적으로 공기 또는 공기와 혼합된 연료가 흐르는 엔진의 흡입통로는 빙결의 위험을 최소화하도록 설계 및 구성되어야 한다. 엔진은 방빙 기구를 사용할 수 있도록 설계 및 구성되어야 한다.

(c) 연료에 있는 이물질로부터 엔진의 연료시스템을 보호하는데 필요한 연료여과 형식과 등급이 규정되어야 한다. 인증신청자는 규정된 여과기를 통과하는 이물질이 엔진의 연료시스템 기능에 치명적인 손상을 입히지 않음을 입증하여야 한다.

(d) 엔진이 장착될 항공기의 지상 정적 자세 조건에서 엔진이 놓일 수 있는 자세로 인증신청자가 설정한 모든 자세에서 연료와 공기 혼합기가 흐르는 흡입시스템의 각 통로는 실린더에서의 액체 폐색을 방지하기 위하여 자동배출 기능이 있어야 한다.

(e) (연료가 아닌) 유체 분사 시스템 및 제어장치를 사용하는 엔진인 경우에, 인증신청자는 분사된 유체의 흐름이 적정하게 제어된다는 것을 입증하여야 한다.

스파크 점화방식의 모든 엔진은 각각의 실린더에 최소한 두 개의 스파크 플러그 그리고 서로 다른 전기 에너지원을 갖는 두 개의 분리된 전기회로로 이루어지는 이중점화시스템을 갖고 있거나, 이에 동등한 비행 신뢰도를 갖는 점화시스템을 구비하여야 한다.

(a) 엔진의 윤활시스템은 항공기가 운용될 수 있는 모든 비행조건 및 대기조건에서 엔진이 적정하게 기능을 발휘할 수 있도록 설계 및 구성되어야 한다. 습식 섬프 방식의 엔진에 있어서는 최대 윤활유 용량의 절반만이 엔진에 보급되어 있을 때에도 본 요구조건을 만족하여야 한다.

(b) 엔진의 윤활시스템은 오일을 냉각시키는 기구를 설치할 수 있도록 설계 및 구성되어야 한다.

(c) 크랭크케이스는 과도한 압력으로 인한 오일의 누출을 방지하기 위해서 대기 중으로 배기될 수 있어야 한다.

Subpart D 블록시험; 왕복엔진

본 장은 항공기용 왕복엔진의 블록시험과 검사에 대해 규정한다.

엔진에 장착하지 않은 상태에서 조절장치 및 기능 특성이 설정될 수 있는 각 구성품은, 본 장에 의거 요구되는 각 내구성시험 전에, 해당 조절장치 및 기능 특성이 설정되고 기록되어야 한다.

(a) 각 엔진은 공회전속도에서 최대연속정격속도의 110% 또는 최대이륙정격속도의 103% 중에 높은 속도까지, 정상상태와 과도조건 하에서, 크랭크축 속도 및 엔진 출력 범위에 걸쳐 크랭크축과 프로펠러축 또는 기타 출력축의 비틀림과 굽힘 진동 특성을 설정하기 위한 진동관측을 받아야 한다. 항공기 엔진에 대한 진동관측은 내구성시험에 사용된 것과 동일한 형상의 프로펠러 형식을 사용하여 수행되어야 하며, 다른 엔진의 경우에는 내구성시험에 사용되는 것과 동일한 형상의 부하장치 형식을 사용하여 수행되어야 한다.

(b) 크랭크축과 프로펠러축 또는 기타 출력축의 비틀림과 굽힘 진동응력은 축을 제작하는 재료의 내구성 한계응력을 초과하지 않아야 한다. 축의 최대응력이 내구성 한계 이내 임을 측정에 의해서 입증할 수 없는 경우에는, 진동주파수와 진폭이 측정되어야 한다. 최대 진폭이 내구성 한계 이하의 응력을 발생한다는 것을 입증하지 않으면, 철강 축의 경우에는 피로파괴 없이 1,000만번의 응력반전에 견딜 때까지, 그리고 철강 이외의 재료로 제작된 축의 경우에는 재료의 내구성 한계응력 내에서 피로가 일어나지 않음이 입증될 때까지, 최대진폭을 발생하는 조건에서 엔진이 작동되어야 한다.

(c) 각 보기류 구동장치와 마운팅 체결장치에는 항공기가 운용될 때만 사용되는 보기류에 의해서 부과되는 하중이 가해져야 하고, 인증신청자는 해당 보기류 구동부 또는 체결부에 제한 하중을 설정하여야 한다.

(d) 본 절의 (a)항에 기술된 진동관측은 엔진이 비정상적인 상태에서도 안전하게 작동될 수 있는 조건을 설정하기 위하여 진동으로 인한 역효과를 가장 크게 나타내는 점화되지 않은 실린더에 반복 수행되어야 한다. 그러나, 이 진동관측의 경우에 엔진의 속도 범위는 공회전속도에서 최대이륙회전속도까지만 필요하고, 본 절의 (b)항에 대한 적합성 입증은 요구되지 않는다.

(a) 각 엔진은 출력특성과 33.49항에 규정된 내구성시험 조건의 설정에 필요한 교정시험을 받아야 한다. 출력특성 교정시험의 결과는 크랭크축 회전속도, 다기관 압력, 연료/공기 혼합조정, 고도로 나타내는 전체 작동범위에서 엔진 특성을 설정하기 위한 기준이 된다. 출력정격은 엔진의 기능에 필수적인 보기류만을 장착한 상태에서 표준 대기조건을 기준으로 한다.

(b) 해면고도 조건에서의 출력점검은 내구성시험을 마친 엔진으로 수행되어야 한다. 내구성시험 중에 일어나는 출력특성의 모든 변화는 기록되어야 한다. 내구성시험의 마지막 단계에서 측정된 데이터는 본 항의 요구조건에 대한 적합성을 입증하는데 사용될 수 있다.

각 엔진은 설계된 작동조건의 범위 내에서 디토네이션 현상이 발생하지 않으면서 주어진 기능을 발휘할 수 있는지를 입증하기 위하여 시험을 수행하여야 한다.

(a) 일반. 각 엔진은 총 150시간의 (본 절 (e)(1)(iii)항에 규정된 것은 제외) 내구성시험을 받아야 하며, 이 내구시험은 엔진의 형식과 예측된 사용에 따라, 본 절 (b)내지 (e)항에 규정된 일련의 작동중의 하나로 구성된다. 시험될 특정 엔진의 경우, 작동절차는 국토교통부장관이 적합하다고 판정한 순서에 의해 행해져야 한다. 내구성시험 중 엔진출력과 크랭크축 회전속도는 정격치의 ±3% 이내 이어야 한다. 정격이륙출력과 정격최대연속출력에서 최소 35시간 동안에, 하나의 실린더는 한계온도이상에서 운용해야 하며, 나머지 실린더는 한계온도 이하 50℉ 이상 온도에서 운용해야 하고 오일 입구온도는 한계온도의 ±10℉이내에서 유지되어야 한다. 프로펠라 축이 장착된 엔진은 내구성시험을 위해 본 절에서 지정된 적용 가능한 각 작동조건에서 엔진이 견디도록 설계된 최대추력을 엔진에 부가하는 프로펠러를 장착하여야 한다. 각 보기류 구동장치와 마운팅 체결장치는 장착되어야 한다. 구동장치 또는 체결 부위에서 신청자가 규정한 한계하중으로 항공기가 운용될 때만 각 보기류 하중이 각 보기류 구동장치와 마운팅 체결 장치에 가해져야 한다.

(b) 비과급기 엔진과 기어구동 1단 속도 과급기 장착 엔진. 과급기 비장착 엔진과 기어 구동 정속 과급기 장착 엔진의 신청자는 다음의 작동절차를 수행하여야 한다.

(1) 이륙속도에서 정격이륙출력으로 5분 동안, 그리고 최대경제순항출력 최대권고 순항출력으로 5분 동안의 교번 주기로 구성된 30시간 작동

(2) 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 1시간 30분 동안, 그리고 91% 최대연속속도에서 75% 정격최대연속출력으로 30분 동안의 교번주기로 구성된 20시간 작동

(3) 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 1시간 30분 동안, 그리고 89% 최대연속속도에서 70% 정격최대연속출력으로 30분 동안의 교번주기로 구성된 20시간 작동

(4) 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 1시간 30분 동안, 그리고 87% 최대연속속도에서 65% 정격최대연속출력으로 30분 동안의 교번주기로 구성된 20시간 작동

(5) 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 1시간 30분 동안, 그리고 84.5% 최대연속속도에서 60% 정격최대연속출력으로 30분 동안의 교번주기로 구성된 20시간 작동

(6) 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 1시간 30분 동안, 그리고 79.5% 최대연속속도에서 50% 정격최대연속출력으로 30분 동안의 교번주기로 구성된 20시간 작동

(7) 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 2시간 30분 동안, 그리고 최대경제순항출력 또는 최대권고순항출력으로 2시간 30분 동안의 교번주기로 구성된 20시간 작동

(c) 기어구동 이단속도 과급기를 장착한 엔진. 기어구동 이단속도 과급기를 장착한 엔진의 신청자는 다음의 작동절차를 수행하여야 한다.

(1) 이륙속도의 정격이륙출력에서 저기어비로 5분 동안, 그리고 최대경제 순항출력 또는 최대권고순항출력으로 5분 동안의 교번주기로 구성된 30시간 작동. 고기어비에서 이륙출력등급인 경우, 30시간 작동 중 15시간 작동은 이륙임계고도 흡기관압력과 이륙속도에서의 마력으로 5분 동안, 그리고 89% 고비율 최대연속속도 및 70% 고비율 정격최대연속출력으로 5분 동안의 교번주기로 구성된 고기어비에서 수행되어야 한다.

(2) 저기어비 상태에서, 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 1시간 동안, 그리고 91% 최대연속속도에서 75% 정격최대연속출력으로 ½시간 동안의 교번주기로 구성된 15시간 작동

(3) 저기어비 상태로, 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 1시간 동안, 그리고 89% 최대연속속도에서 70% 정격최대연속출력으로 ½시간 동안의 교번주기로 구성된 15시간 작동

(4) 고기어비 상태에서, 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 30시간 작동

(5) 각 과급기 기어비에서 5분 동안의 교번주기로 구성된 5시간 작동. 시험의 처음 5분은 고기어비에서의 최대연속속도와 해면 고도 하에 고기어비로 흡기관의 최대연속 90% 압력으로 얻어질 수 있는 마력에서 이루어져야 한다. 저기어비 상태에서, 다음 5분에 대한 작동 조건은, 일정 속도로 저기어비로 변속함으로써 얻어진 것이어야 한다.

(6) 저기어비 상태에서, 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 1시간 동안, 그리고 87% 최대연속속도에서 65% 정격최대연속출력으로 1시간 동안의 교번주기로 구성된 10시간 작동

(7) 저기어비 상태에서 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 1시간 동안, 그리고 84.5% 최대연속속도에서 60% 정격최대연속출력으로 1시간 동안의 교번주기로 구성된 10시간 작동

(8) 저기어비 상태에서, 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 1시간 동안, 그리고 79.5% 최대연속속도에서 50% 정격최대연속출력으로 1시간 동안의 교번주기로 구성된 10시간 작동

(9) 저기어비 상태에서, 최대연속속도에서 정격최대연속출력으로 2시간 동안, 그리고 최대최고 경제 순항출력과 속도 또는 최대권고순항출력으로 2시간 동안의 교번주기로 구성된 20시간 작동

(10) 저기어비 상태에서, 최대경제순항출력과 속도 또는 최대권고순항출력과 속도에서의 5시간 작동. 고기어비 상태에서 작동할 때 모의고도 시험장비가 사용 가능하지 않은 곳에서의 작동은 임계고도 흡기관 압력 또는 그에 대해 지정된 백분율에서 얻어진 마력으로 수행될 수도 있으며, 연료-공기 혼합비율은 디토네이션을 억제할 만큼 충분히 농후하게 조정될 수 있다.

(d) 헬리콥터 엔진. 헬리콥터 엔진으로 사용하기 위해서는 KAS Part 29.923의 (a)항부터 (j)항의 규정에 적합하거나 또는 다음 일련의 작동을 수행하여야 한다.

(1) 이륙속도에서 정격이륙출력 및 최대연속속도에서 정격최대출력으로 각각 30분 동안의 교번 주기로 구성된 35시간 동안 작동

(2) 최대연속속도에서 정격최대출력 및 최대연속속도에서 70% 정격최대연속출력으로 각각 2½시간 동안의 교번주기로 구성된 25시간 작동

(3) 최대연속속도의 80%～90% 속도에서 정격 최대연속출력의 70% 출력, 그리고 최대 연속속도에서 정격최대연속출력으로 각각 2½시간동안의 교번주기로 구성된 25시간 작동

(4) 이륙속도에서 정격최대연속출력의 30% 출력 및 최대연속속도의 80%～90% 속도에서 30% 정격최대연속출력으로 각각 2½ 시간동안의 교번주기로 구성된 25시간 작동

(5) 이륙속도에서 정격최대연속출력의 80% 출력 및 110% 최대연속속도에서의 최대연속출력이나 또는 103% 이륙속도에서 정격이륙출력중의 하나로 각각 2½시간 동안의 교번주기로 구성된 25시간의 작동

(6) 105% 최대연속속도에서 105% 정격최대연속출력 또는 정격최대연속출력의 105%를 초과하지 않는 경우, 드로틀 밸브를 완전히 연 상태에서 표준해면 카브레이터 입구 압력 및 그 해당속도에서 15시간 동안의 작동

(e) 터보 과급기 엔진. 터보과급기를 장착한 엔진은 다음을 적용한다. 단, 실제 고도에서 작용될 때 받는 만큼의 기계적 하중과 작동 온도가 엔진과 과급기에 가해지는 것을 신청자가 입증할 수 있는 경우 고도시험은 모의시험으로 수행될 수 있다.

(1) 신청자는 항공기에 사용되는 엔진에 대해서 본 절 (b)항에 규정된 작동절차를 따라야 한다. 다만, 다음은 예외로 한다.

(i) 본 절의 (b)(1)항에 규정된 모든 작동은 해면 고도 압력에서 수행되어야 한다.

(ii) 본 절의 (b)(2) 내지(b)(7)항에 규정된 정격최대연속출력 상태에서의 작동절차 부분은 임계 고도압력에서 수행되어야 하며, 기타 출력에서의 작동부분은 8,000ft 고도압력에서 수행되어야 한다.

(iii) 150시간의 내구성시험에 사용되는 터보과급기의 경우 50시간의 정격최대연속출력 작동 중 제한온도 및 속도가 유지되지 않는다면, 터빈 휠 제한유입가스온도와 정격최대 연속출력 작동을 위한 회전속도에서 추가로 50시간의 기능시험을 받아야 한다.

(2) 신청자는 헬리콥터에 사용되는 엔진에 대해서 본 절의 (d)항에 규정된 작동시험을 수행하여야 한다. 다만, 다음은 예외로 한다.

(i) 본 절의 (d)(1)항에 규정된 모든 작동은 임계 고도 압력에서 수행되어야 한다.

(ii) 본 절의 (d)(2)와 (d)(3)항에 규정된 정격최대연속출력 상태에서의 작동절차 부분은 임계 고도압력에서 수행되어야 하며, 기타 출력에서의 작동절차 부분은 8,000ft 고도 압력에서 수행되어야 한다.

(iii) 본 절의 (d)(4)항에 규정된 전 작동절차부분은 8,000ft 고도 압력에서 수행되어야 한다.

(iv) 본 절의 (d)(5)항에 규정된 80% 정격최대연속출력에서의 작동은 8,000ft 고도 압력에서 수행되어야 하며, 기타 출력에서의 작동절차부분은 임계고도 압력에서 수행되어야 한다.

(v) 본 절의 (d)(6)항에 규정된 모든 작동시험은 임계 고도 압력에서 수행되어야 한다.

(vi) 내구성시험 중 50시간의 정격최대연속출력 작동 중에 사용되는 터보과급기의 제한온도 및 속도가 유지되지 않는다면, 터빈 휠 제한유입 가스온도 및 정격최대연속출력 작동을 위한 회전속도에서 추가로 50시간 동안의 기능시험을 받아야 한다.

작동시험은, 역화 특성, 공회전, 가속, 과속, 프로펠러와 점화의 기능수행, 그리고 그밖에 엔진의 여러 작동 특성들을 보여줄 필요가 있다고 국토교통부장관이 판단한 시험을 포함하여야 한다. 엔진이 다단속도 과급기구동장치를 장착한 경우, 설계 및 구성은 과급기가 저속비 작동에서 고속비 작동으로 변속할 수 있도록 해야 하며, 다기관 압력에 적당한 출력과 고과급기 속도 비에서의 정격최대연속출력을 위한 속도설정이 5초 이내에 이루어질 수 있도록 해야 한다.

(a) 33.49항에 따른 내구성시험에 의해 적절히 입증될 수 없는 엔진의 경우, 신청자는 구성품들이 예상되는 모든 정상 비행 및 대기조건에서 신뢰성 있게 제 기능을 발휘할 수 있음을 추가적인 시험을 통해 입증하여야 한다.

(b) 항공기에 장착된 상태에서, 만족할 만한 기능성, 신뢰성 및 내구성을 보장하기 위해 온도조절장비를 필요로 하는 각 구성품에 대해서 그 온도 한계를 설정하여야 한다.

내구성시험의 종료 후, 엔진은 다음과 같아야 한다.

(a) 각 엔진은 완전히 분해되어야 한다.

(b) 엔진에 장착하는 것과 무관하게 설정되어질 수 있는 조정 상태와 기능특성을 가진 각 구성품은, 시험 초기에 설정되고, 기록된 한계 내로 조정상태와 기능 특성이 유지되어야 한다.

(c) 33.4항에 적합하게 제출된 자료에 따라, 각 엔진 구성품은 형식 설계와 일치해야 하며, 연속작동을 위해 엔진에 적합하게 장착되어야 한다.

(a) 신청자는 블록시험을 수행함에 있어, 진동, 교정, 디토네이션, 내구 및 작동시험 시 동일하게 설계되고 구성된 별개의 엔진을 사용해도 된다. 단, 별개의 엔진을 내구성시험 시 사용하는 경우, 시험 시작 전에 교정상태를 확인하여야 한다.

(b) 신청자는 블록시험 중 필요 시 33.4항에서 요구하는 유지보수 및 정비 지침서에 따라, 엔진에 대해 사소한 수리를 할 수 있다. 만약, 유지보수의 빈도가 과도하거나, 엔진의 기능장애에 의한 정치 횟수가 과도하거나, 또는 블록시험 중 또는 분해검사로부터 발견된 결과, 어느 한 부품에 대한 대폭적인 수리나 교체가 필요하다고 판단되는 경우, 엔진이나 그 부품들은 국토교통부장관이 필요하다고 판단하는 추가적인 시험을 받을 수 있다.

(c) 각 신청자는 블록시험 수행 시에, 적정한 직원을 포함한 모든 시험장비를 제공하여야 한다.

Subpart E 설계 및 구성; 터빈엔진

본 장은 항공기용 터빈엔진에 대한 추가적인 설계 및 구조 요건을 규정한다.

각 터빈엔진에 대하여, 엔진로터, 스페이서와 로터 축의 설계 안전여유를 입증하는 응력해석이 수행되어야 한다.

각 엔진은, 그 회전속도 및 출력범위 내에서 작동 시, 엔진 내의 어떠한 부분에서도 진동에 의한 과다한 응력을 초래하거나, 항공기 구조에 과다한 진동을 유발하지 않고, 작동될 수 있도록 설계 및 구성되어야 한다.

추력 및 출력 감소의 경우를 제외하고, 엔진은 33.7(c)(11)항에서 그 한계로 설정된 배출유동 조건까지의 모든 조건에서, 엔진에 대한 역효과 없이 블리드 공기를 공급하여야 한다. 또한 엔진 방빙을 위해 쓰이는 블리드 공기가 조절 가능한 경우, 엔진 방빙시스템의 작동을 표시해 주는 수단이나 장비가 장착되어야 한다.

(a) 신청자에 의해 지정된 유동 및 압력 조건으로 연료를 엔진에 공급하는 경우, 엔진은 본 장에서 요구하는 각 작동 조건에서 적절히 기능할 수 있어야 한다. 엔진에 연료 조절 장치가 장착되어 있는 동안 조작해서는 안 되는 각 연료 조절 조정장치의 경우, 잠금장치에 의해 고정되고, 밀봉되어야 하며, 그렇지 않은 경우에는 접근이 허용되지 않아야 한다. 다른 모든 연료조절장치는 그 기능이 불명확한 경우, 접근 가능해야 하고, 조정기능을 나타낼 수 있도록 표시되어야 한다.

(b) 엔진 연료 입구와, 연료계량장치나 엔진 구동양정펌프 중 엔진 연료입구에 더 가까운 입구 사이에는 연료 스트레이너 또는 필터가 장착되어야 한다. 추가적으로, 다음의 규정들은 (b)항에서 요구하는 각 스트레이너 또는 필터에 적용한다.

(1) 스크린이나 구성품은 배출과 청소가 용이해야 하며, 쉽게 제거될 수 있어야 한다.

(2) 배출목적으로 스트레이너 또는 필터가 쉽게 제거될 수 있어서 배출설비가 필요 없는 경우를 제외하고는, 침전물 제거기와 배출을 위한 수단이 있어야 한다.

(3) 만약 모든 하중조건 하에서 연결선과 연결부에 적절한 강도 여유가 있지 않은 경우, 이 무게가 연결선이나 스트레이너 또는 필터의 입구 또는 출구 연결부에 의해 지지되지 않도록 장착되어야 한다.

(4) 연료내의 이물질에 대하여 엔진 연료시스템을 보호하기 위해 필요한 연료 여과의 형식과 등급을 명시하여야 한다. 신청자는 다음의 사항들을 입증하여야 한다.

(i) 특정한 여과장치를 통과하는 이물질들이 엔진 연료시스템의 기능을 약화시키지 않는다. ; 그리고,

(ii) 연료시스템 내의 연료에 27℃(80℉)의 수분으로 초기 포화되고, 작동 중 발생할 수 있는 결빙에 가장 위험한 조건으로 첨가되고 냉각되는 수분이 갤런 당 0.025온스(리터 당 0.20mm)가 포함된 상태에서 연료시스템을 작동 시, 연료시스템은 설정 된 유동 및 압력 범위를 유지할 수 있어야한다. 그러나 이 요건은, 승인된 특정 연료 방빙 첨가제가 효과적임을 입증하거나, 또는 가장 불리한 조건에서도 연료 스트레이너나 연료입구에서 연료 온도를 0℃(32℉) 이상으로 유지시켜 주는 가열장치를 연료 시스템에 장착함으로서 적합성을 입증할 수 있다.

(5) 신청자는 여과장치가 엔진의 승인된 한계(엔진의 작동한계에 대해) 내에서 계속 작동할 수 있음을 입증하여야 한다. 이때, 연료는 운용 중 발생할 수 있는 입자크기와 밀도에 대하여 최대정도까지 오염된 것으로 한다. 이러한 조건들 하에서의 작동은 국토교통부장관이 승인할 수 있을 정도의 기간 동안 수행되어야 한다. 이때, 이 기간의 시작은 다음 중 어느 하나에 의해 필터 막힘 표시가 처음 나타난 때이다.

(i) 기존의 엔진 기구 ; 또는

(ii) 엔진 연료시스템에 장착된 추가적인 장치

(6) 모든 스트레이너 또는 필터의 바이패스는 모아진 오염물들이 바이패스흐름 통로 내에 있지 않도록 바이패스를 적절히 위치시킴으로써, 모아진 오염물들의 배출이 최소화되도록 설계 및 구성되어야 한다.

(c) 연료시스템이 엔진의 일부로 장착되어 있는 경우, 신청자는 각 유체분사(연료 외의) 시스템과 분사된 유체의 흐름이 제어장치에 의해 충분히 잘 제어된다는 것을 입증하여야 한다.

(d) 30초 OEI 등급의 엔진의 경우 30초 OEI 출력을 자동적으로 조절할 수 있는 장비가 구비되어야 한다.

방빙시스템이 모두 작동하는 각 엔진은 다음과 같아야 한다.

(a) 엔진 작동에 악영향을 미치거나, KAS Part 25의 부록 C에 정의된 연속 최대 결빙 조건과 간헐 최대 결빙 조건에서 출력 또는 추력의 심각한 손실을 초래할 수 있는 엔진 구성품에 얼음이 누적되지 않으며, 비행출력범위(공회전을 포함해서)에 걸쳐 작동할 수 있어야 한다.

(b) 흡입구 방빙시스템은 엔진에 역효과 없이, 임계조건에서 방빙을 위한 공기 블리드가 사용 가능한 상태로, 지상에서 30분간 공회전 될 수 있어야 한다. 여기서, 대기 온도는 15℉와 30℉(-9℃와 -1℃) 사이이고 평균유효지름이 20마이크론 이상인 물방울의 형태로 0.3g/㎥ 이상인 수분을 포함하며, 이륙출력/추력에서의 일시적인 작동을 수반한다. 30분간의 공회전 작동 중, 엔진은 국토교통부장관이 인정할 수 있는 방식으로 정상출력/추력 세팅까지 주기적으로 작동할 수도 있다.

각 엔진은 지상 및 비행 중에 엔진을 시동할 수 있는 점화시스템을 갖추고 있어야 한다. 전기 점화시스템은 적어도 두 개의 점화기와 두 개의 독립된 2차 전기회로를 가지고 있어야 한다. 단, 연료연소식 추력증강시스템은 하나의 점화기를 사용할 수 있다.

(a) 일반 각 윤활시스템은 항공기가 운용하게 될 비행자세와 대기조건에서 적절히 작동되어야 한다.

(b) 오일 스트레이너 또는 필터. 모든 엔진 오일이 통과할 수 있는 오일 스트레이너 또는 필터가 장착되어 있어야 한다. 이에 추가적으로 ;

(1) 본 절에서 요구하고 있는 바이패스를 가진 각 스트레이너 또는 필터는 스트레이너 또는 필터가 완전히 막혔을 때에도 오일이 시스템의 다른 부분을 통하여 정상비율로 흐를 수 있도록 구성 및 설치되어야 한다.

(2) 오일 내의 이물질에 대하여 엔진 오일시스템을 보호하기 위해 필요한 여과의 형식과 정도가 정해져야 한다. 신청자는 특정한 여과장치를 지나는 이물질이 엔진 오일시스템의 기능을 약화시키지 않음을 입증하여야 한다.

(3) 본 절에서 요구하고 있는 각 스트레이너 또는 필터는 (b)(2)항에서 엔진에 대해 설정된 정도(입자 크기와 밀도에 대해)보다 심한 정도로 오염된 오일로 인하여 엔진 오일시스템의 기능이 약화되지 않음을 보증할 수 있을 정도의 능력 (엔진에 대해 설정된 작동한계에 대해)을 갖추고 있어야 한다.

(4) 오일 탱크 출구에 있는 스트레이너 또는 필터를 제외하고, 이 항에서 요구하고 있는 각 스트레이너 또는 필터의 경우, 오염도가 (b)(3)항에서 설정된 정도에 이르기 전에 오염도를 표시해 주는 장치가 있어야 한다.

(5) 모든 필터 바이패스는 모아진 오염물들이 바이패스 통로 내에 있지 않도록 바이패스를 적절히 위치시켜, 모아진 오염물들의 배출이 최소화되도록 설계되고 제작되어야 한다.

(6) 오일탱크 출구에 장착되거나, 배출펌프를 위한 스트레이너 또는 필터를 제외하고, 본 항에서 요구하고 있는 바이패스가 없는 각 스트레이너 또는 필터의 경우, 오염도가 (b)(3)항에 서 설정된 정도에 이르기 전에 스크린에 오염이 발생한 것을 조종사에게 경고하는 장치가 구비되어야 한다.

(7) 이 항에서 요구하고 있는 각 스트레이너 또는 필터는 배출과 청소를 위해 접근이 가능하여야 한다.

(c) 오일 탱크

(1) 각 오일 탱크는 탱크 용량 10% 이상의 확장공간을 가지고 있어야 한다.

(2) 오일탱크 확장 공간이 부주의하게 채워지지 않도록 하여야 한다.

(3) 다소의 오일을 보유할 수 있는 각 오일탱크 필터 연결부는 배출장치에 적합한 장치가 장착되어 있어야 한다.

(4) 각 오일 탱크 마개는 누유를 방지하기 위하여 밀봉되어야 한다.

(5) 각 오일 탱크 필터는 “오일”이라고 표시되어 있어야 한다.

(6) 각 오일 탱크는 확장공간의 위 부분에 벤트를 위한 구멍이 있어야 하며, 이 구멍은 라인을 얼거나 막을 수 있는 정도의 농축된 수증기가 어느 곳에도 쌓이지 않도록 배치되어야 한다.

(7) 시스템을 통과하는 오일의 흐름을 막을 수 있는 물체가 오일탱크나, 오일탱크 출구로 유입되지 않도록 하는 장치가 구비되어 있어야 한다.

(8) 오일시스템(오일탱크 지지대를 포함해서)의 바깥 부분에 내화성이 없는 경우, 각 오일탱크의 출구에는 오일 차단밸브가 있어야 한다.

(9) 여압이 안 된 각 오일 탱크는 최대 작동 온도와 5 p.s.i의 내부압력이 동시에 가해질 때 오일이 누출되지 않도록 하여야 한다. 또 여압이 된 각 오일탱크는 최대 작동 온도 및 5 p.s.i 이상의 내부압력과 탱크의 최대 작동 압력이 동시에 가해질 때, 오일이 누출되지 않아야 한다.

(10) 누유되거나 흐른 오일이 탱크와 엔진의 다른 부분 사이에 누적되지 않도록 하여야 한다.

(11) 각 오일탱크는 오일 량 지시계나 오일 량 지시를 위한 장비를 갖추고 있어야 한다.

(12) 프로펠러 페더링시스템이 엔진 오일에 의하여 작동되는 경우에는 다음 사항들을 만족하여야 한다.

(i) 탱크 자체가 아닌 윤활시스템의 어느 한 부분의 결함에 의하여 오일 공급이 감소되는 경우, 탱크 내부 오일량을 가두어 둘 장치가 있어야 한다.

(ii) 가두어진 오일의 양은 페더링이 가능할 수 있을 만큼 충분해야 하며, 페더링 펌프에만 사용이 가능해야 한다. ; 그리고

(iii) 폐기물이나 그 밖의 이물질이 프로펠러 페더링시스템의 안전한 작동에 영향을 미치는 것을 방지하기 위한 장치가 있어야 한다.

(d) 오일 배출 장치 ; 오일시스템의 안전한 배출을 위한 배출 장치가 구비되어 있어야 한다. 각 배출 장치는 다음과 같아야 한다.

(1) 접근가능 하여야 한다 ; 그리고

(2) 잠금 위치에서 수동 또는 자동의 부가잠금장치를 가지고 있어야 한다.

(e) 오일 라디에이터 ; 각 오일 라디에이터는 블록시험 중 발생할 수 있는 어떠한 진동, 관성력, 그리고 오일 압력 하중에 대하여 파괴되지 않고 견딜 수 있어야 한다.

각 유압 작동시스템은 엔진이 작동할 수 있는 모든 조건에서 적절한 기능이 가능하여야 한다. 각 필터나 스크린은 유지보수를 위한 접근이 가능해야 하고, 각 탱크는 33.71항의 설계기준에 적합하여야 한다.

엔진의 설계 및 구조는 다음과 같아야 한다.

(a) 항공기에서 사용할 수 있는 최대 블리드 공기 추출과 출력 추출에서, 최소출력/추력으로부터 정격이륙출력/추력까지의 증가가 가능하도록 되어야 한다. 이때 1초 이내에 출력 조종간을 최소위치에서 최대위치로 움직일 때마다 엔진에 발생하는 초과온도, 써지, 실속 또는 그 밖의 해로운 현상들이 없어야 한다. 단, 조종을 요하는 다른 작동 영역을 위한 추가적인 시간 증분을 국토교통부장관이 허용하는 경우에는 예외로 한다 ; 그리고

(b) 고정된 최소 비행 공회전출력 조종간 위치가 가능한 경우에는 이 위치에서부터, 또는 공회전 출력 조종간 위치가 가능하지 않은 경우에는 사용 가능한 이륙출력 또는 추력의 15% 이하로부터, 이륙출력 또는 추력의 95%까지 5초 이내에 가속할 수 있어야 한다. 5초간의 출력 또는 추력 응답은 엔진을 가동시키는데 필요한 블리드 공기와 보기류 하중만을 사용하는 상태에서 안정된 정적 조건으로부터 발생하여야 한다. 이러한 이륙 정격은 신청자에 의해 정해지며, 추력증강을 포함할 필요는 없다.

비행 중 엔진의 정지 이후에 엔진 구성품 중 어느 한 부분이라도 계속 회전하고, 이러한 계속적인 회전을 방지하는 장치가 없는 경우에는 엔진 부작동으로 인해 예상되는 비행조건 및 최대 비행시간 중 33.75(a)항에서 (c)항에 명시된 현상이 발생되지 않아야 한다.

발생 가능한 어떠한 기능장애나 단순 또는 복합 결함 또는 부적절한 엔진 작동으로 인하여 엔진에 다음과 같은 현상이 발생하지 않음을 분석을 통해 입증하여야 한다.

(a) 발화 ;

(b) 폭발(위험한 파편이 엔진 케이스를 관통함)

(c) 33.23(a)항에 명시된 극한하중보다 큰 하중의 발생 또는

(d) 작동 중지 능력의 상실

(a) 본 절의 (b)항과 (c)항에 대한 적합성은 다음에 따라 입증되어야 한다.

(1) 모든 흡입 시험은 흡입 이전의 대기조건에서 100% 이륙출력 또는 이륙추력 이상으로 안정된 상태의 엔진으로 실시하여야 한다. 이에 추가하여, 적합성의 입증은 최소성능의 엔진이 발휘할 수 있는 해발 최대 정격 이륙추력 또는 출력으로 가장 더운 대기조건에서 운전하는 것을 고려하여야 한다.

(2) 흡입 조류의 수량 및 중량을 결정하기 위하여 본 절에서 사용되는 엔진 흡입구 목의 면적은 신청자가 설정하며, 설정된 면적은 33.5항에서 요구하는 장착 지침서 내에 한계로 명시되어야 한다.

(3) 흡입구로 들어갈 수 있는 단일 대형조류 및 단일 중형조류 중 가장 큰 조류로 인한 엔진 전방부위의 충격이 평가되어야 한다. 본 절의 (b) 또는 (c)항에 명시된 조건에서 흡입될 때, 엔진 구성품들은 본 절의 (b)(3)항 및 (c)(6)항에 적합하지 않을 정도로 엔진 및 관련 부분에 영향을 미치지 않음을 입증하여야 한다.

(4) 흡입구 보호장치가 구비된 엔진의 경우, 본 절에 대한 적합성은 장치의 기능에 따라 결정되어야 한다. 즉, 엔진의 승인 시 흡입구 보호장치를 장착한 상태에서 본 요건에 대한 적합성을 입증하였음을 명시하여야 한다.

(5) 본 절의 (b) 및 (c)항에서 요구하는 조류흡입시험을 수행할 때, 흡입 조류는 당국의 승인 하에 다른 물체로 대체될 수 있다.

(6) 본 절의 요건에 대하여 적합성이 입증되지 않은 경우, 엔진 형식증명 문서에는 엔진이 항공기에 장착될 때 조류가 엔진으로 흡입될 수 없거나, 또는 조류가 엔진으로 흡입되는 공기의 흐름에 악영향을 미치지 않거나 또는 조류가 엔진에 충돌하지 않음을 입증하는 경우에만 장착될 수 있음이 명시되어야 한다.

(b) 대형조류. 대형 조류 흡입 요건에 대한 적합성 입증 시험은 다음에 따라 실시되어야 한다.

(1) 대형 조류 흡입 시험은 회전익 항공기에 장착되는 엔진의 정상 비행 운용 시의 최대 속도로 또는 고정익 항공기에 장착되는 엔진의 경우 200knots의 속도로 조류를 흡입시키고, 1단계 로터 블레이드의 가장 위험한 노출 위치에서 표 1에 따라 결정된 중량의 조류를 사용하여 실시해야 한다.

(2) 출력 조절 레버는 대형 조류의 흡입 이후 15초 이내에는 작동해서는 안 된다.

(3) 본 장에 기술된 조건에 따라 단일 대형 조류의 흡입 시 이로 인하여 엔진에 다음과 같은 현상이 발생하지 않아야 한다.

(ⅰ) 발화

(ⅱ) 엔진 케이스를 관통하는 위험한 파편의 방출

(ⅲ) 33.23(a)항에 명시된 극한하중을 초과하는 하중의 발생

(ⅳ) 엔진을 정지시킬 수 있는 능력의 손실

(4) 본 절의 대형조류 흡입 요건에 대한 적합성은 본 시험 보다 33.94(a)항에 따른 블레이드 내포시험 및 로터 불균형 시험이 더 가혹함을 입증하는 경우 대체될 수 있다.

(c) 소형 및 중형조류. 소형 및 중형조류 흡입 요건에 대한 적합성은 다음에 따라 입증되어야 한다.

(1) 국토교통부장관이 승인하는 해석 또는 부품시험, 또는 해석 및 시험은 엔진의 동력 손실이나 손상과 같은 주요 흡입 변수들을 결정하기 위하여 실시되어야 한다. 주요 흡입 변수들은 조류 속도에 대한 영향, 위험 흡입 위치 및 1단계 로터의 회전속도 등이다. 조류의 위험 흡입 속도는 지상에서부터 1,500ft 고도까지에서 정상 비행에 필요한 속도의 범위 중 가장 위험한 조건을 반영해야 하며, 항공기의 V1 최소 속도보다 커야한다.

(2) 중형 조류의 엔진시험은 조류 무리의 조우를 모사할 수 있어야 하며, 표 2에 명시된 조류의 중량 및 수량에 따라 시험해야 한다. 단 한 마리의 조류가 명시된 경우, 한번은 엔진의 코어 부분의 유동에 따라 흡입되어야 하고, 또 한 번은, 필요한 경우 적절한 시험이나 해석, 또는 시험 및 해석에 의해서, 위험한 위치로 판명된 곳으로 흡입되어야 한다. 표 2에서 2마리 이상의 조류가 명시된 경우, 이 중 제일 큰 조류는 엔진 코어의 일차유동에 흡입되도록 해야 하며, 두 번째 조류는 로터 블레이드의 1단계에서 가장 위험하게 노출된 위치를 향해 흡입되도록 하여야 한다. 이외의 나머지 조류는 엔진의 전면에 골고루 분포되도록 발사한다.

(3) 이에 추가하여, 회전익 항공기의 엔진을 제외하고, 적합한 시험이나 해석 또는 시험 및 해석을 통하여 본 절의 시험조건에 따라 표 3에 따른 조류의 수량 및 중량으로 팬의 코어 유동 외각의 가장 위험한 부분으로 흡입 시험을 할 경우, 엔진이 본 절의 승인 가능한 상태 내에 있음을 입증하여야 한다.

(4) 중형 조류의 시험 중 명시된 수의 중형 조류가 엔진 로터 블레이드로 통과하는 경우 소형 조류의 흡입시험은 면제될 수 있다.

(5) 소형 조류의 흡입시험은 조류 무리의 흡입을 모사하기 위하여 각각 0.032m2 (49.6in2)의 흡입구 면적 당 중량 85g (0.187lb.)의 단일 조류를 흡입시키는 방법으로 최대 16마리의 조류를 흡입시킨다. 조류는 1단계 로터블레이드의 가장 위험한 노출 위치를 향해 발사하며, 나머지 조류는 엔진의 전면부에 골고루 분포되도록 발사한다.

(6) 본 절에 따른 조건 하에서의 소형 및 중형 조류의 흡입 시험 시 다음과 같은 현상이 발생하지 않아야 한다.

(ⅰ) 지속적인 25% 이상의 출력 또는 추력의 손실

(ⅱ) 본 절의 (c)(7) 또는 (c)(8)항에 명시된 운전 중 엔진의 정지

(ⅲ) 본 절의 (b)(3)항에 정의된 조건

(iv) 승인 불가 정도의 엔진 작동 특성의 저하

(7) 회전익 항공기용 엔진을 제외하고, 엔진의 시험 시 다음의 시험 스케줄을 사용한다.

(i) 조류 무리의 흡입을 모사하기 위하여 1초 이내에 첫 번째 조류의 흡입에서부터 마지막 조류까지 흡입시킴.

(ii) 흡입 이후 출력레버의 조작 없이 2분 동안 유지

(iii) 시험조건의 75%에서 3분 동안 유지

(iv) 시험조건의 60%에서 6분 동안 유지

(v) 시험조건의 40%에서 6분 동안 유지

(vi) 접근 공회전에서 1분 동안 유지

(vii) 시험조건의 75%에서 2분 동안 유지

(viii) 공회전으로 안정화 후 엔진 정지

(ix) 명시된 시간은 정의된 각 상태에서의 유지시간이며, 정의된 상태 사이의 출력 변화는 10초 이내로 한다.

(8) 회전익 항공기 엔진의 경우 다음의 시험 스케줄을 사용한다 :

(i) 조류 무리의 흡입을 모사하기 위하여 1초 이내에 첫 번째 조류의 흡입에서부터 마지막 조류까지 흡입시킴.

(ii) 시험조건의 75%에서 3분 동안 유지

(iii) 하강 비행 공회전 상태에서 90초 동안 유지

(iv) 시험조건의 75%에서 30초 동안 유지

(v) 공회전에서 안정화 후 엔진 정지.

(ⅵ) 명시된 시간은 각 조건 사이에서 10초 이내의 출력 변화로 정의된 조건에서의 시간을 의미한다.

(9) 다발엔진 장착 회전익항공기에 사용되는 엔진의 형식증명 문서에 중형 조류 흡입 요건에 대한 적합성 입증을 하지 않았음을 명시하여 승인하는 경우, 본 장의 중형 조류 흡입 요건을 입증하지 않을 수 있다.

(10) 본 절의 (c)(7)(ⅱ)항에 제시된 것과 같이 출력 조절 레버의 조정 없이 작동 중 초기 2분 내에 엔진이 설정된 운용 한계를 초과하는 경우 운용 한계의 초과로 인하여 엔진에 불안전한 상태가 발생하지 않음을 입증하여야 한다.

[KAS Part 33.76 - 표1) 대형 조류의 중량 요건]

엔진 흡입구 목의 면적 (A) m2 (in2) | 조류 중량 kg (lb)

[KAS Part 33.76 - 표2) 중형 조류 때 중량 및 수량 요건]

엔진 흡입구 목의 면적 (A) m2 (in2) | 조류 량 | 조류 중량 kg (lb)

[KAS Part 33.76 - 표3) 추가 통합 평가]

엔진 흡입구 목의 면적 (A) m2 (in2) | 조류 량 | 조류 중량 kg (lb)

(a) [예비]

(b) [예비]

(c) 본 절의 (e)항의 조건 하에서 얼음의 흡입으로 인하여 다음과 같은 현상이 발생하지 않아야 한다.

(1) 출력 또는 추력의 지속적인 손실

(2) 엔진을 정지시켜야 하는 상황

(d) 다음 요건에 대하여 본 장에 대한 적합성이 입증되는 보호장치를 장착한 엔진의 경우 (e)항에 기술된 조건 하에서 외부물질 흡입 요건을 입증할 필요가 없다.

(1) 이러한 외부 물질은 보호 장치를 통과하지 못하는 크기의 물질이다.

(2) 보호장치는 외부물질의 충격을 견딜 수 있다.

(3) 외부물질이 보호장치에 걸려있는 경우, 이로 인하여 엔진으로 흡입되는 공기의 흐름이 방해되거나, 이로 인한 출력 또는 추력이 본 절의 (c)항에서 요구하는 수치 이상으로 감소되지 않는다.

(e) 본 절의 (c)항에 대한 적합성은 다음의 흡입 조건 하의 엔진 시험으로 입증되어야 한다.

(1) 얼음의 량은 전형적인 흡입 카울 및 엔진 전면부의 방빙계통 작동 2분 지연에 따라 축적되는 최대량이거나, 이러한 크기의 엔진에 대응하는 중량 및 두께의 얼음판이어야 한다.

(2) 흡입속도는 엔진 흡입구로 들어가는 얼음을 모사하여야 한다.

(3) 엔진 작동은 최대 순항출력 또는 추력상태이다.

(4) 흡입은 25℉(-3.9℃)에서 연속 최대 얼음 조우 상태를 모사하여야 한다.

(a) 모든 엔진

(1) 엔진이 최대 연속출력 상태이고 거친 기상조건에서 항공기가 4,500m(15,000ft)까지의 고도에서 최대 진대기 속도로 운용 중일 때 큰 우박(0.8에서 0.9 비중)의 흡입으로 인하여 엔진에 해로운 기계적 손상 또는 출력 또는 추력의 손실이 초래되거나 엔진을 정지시킬 필요가 없어야 한다. 흡입되는 우박의 절반은 무작위로 흡입구의 전면을 향해야 하고, 다른 절반은 임계 흡입면을 향해야 한다. 우박은 실제 우박과 마주치는 상태와 유사하게 급속한 순서로 흡입되어야 하고 우박의 크기와 수는 다음에 따라 결정되어야 한다.;

(i) 엔진 흡입구면적이 0.0645m2(100in2) 이하인 경우, 25mm(1in) 직경의 우박 하나.

(ii) 엔진 흡입구면적이 0.0645m2(100in2) 이상인 경우, 흡입구 면적 0.0968m2(150in2) 당 또는 나머지 일부분에 대해 25mm (1in) 직경의 우박 하나 및 50mm(2in) 직경의 우박 하나

(2) 이 절의 (b)항에서 규정하는 것을 제외하고, (a)(1)항의 요건에 추가하여, 부록 B에서 정의된 인증 기준 농도의 강우 및 우박과 조우하게 되었을 경우에도 각 엔진이 지정된 운용범위 전체에서 제 기능을 발휘할 수 있음을 입증하여야 한다. 강우가 3분간 연속적으로 지속되고 우박이 30초간 연속적으로 지속될 경우에도 엔진의 갑작스러운 정지, 작동 중지, 계속적이거나 회복 불가능한 서지 또는 실속 혹은 가감속 능력 상실 등이 없어야 한다. 또한 해로운 기계적 손상, 출력 또는 추력 손실 혹은 다른 유해한 엔진 이상 현상이 흡입 이후에 존재하지 않음을 입증하여야 한다.

(b) 회전익 항공기 엔진. 본 절의 (a)(2)항에 규정된 요구사항에 대한 대안으로서 회전익항공기의 터빈 엔진의 경우, 흡입구면에 균일하게 분포되어 있고, 공기 흐름에 대한 물방울 흐름의 무게 비율이 적어도 4 퍼센트인 강우가 흡입되는 동안과 흡입된 이후에도 엔진이 제 기능을 발휘할 수 있음을 입증하여야 한다. 엔진은 갑작스러운 정지, 작동 중지, 계속적이거나 회복 불가능한 서지 또는 실속 혹은 가감속 능력 상실 등이 없어야 한다. 또한 해로운 기계적 손상, 출력 또는 추력 손실 혹은 다른 유해한 엔진 이상이 흡입 이후에 존재하지 않음을 입증하여야 한다. 강우는 다음의 정적 지상수평조건에서 흡입되어야 한다.

(1) 이륙출력에서 강우 흡입이 없는 정상적인 안정 기간 이후 갑작스러운 강우의 흡입은 이륙출력에서 3분간 지속되어야 한다.

(2) 이후 최소 공회전까지 급격히 감속하는 동안 지속적으로 강우를 흡입하여야 한다.

(3) 비행 운용에 승인된 최소 공회전 출력 상태에서 강우는 3분간 지속적으로 흡입되어야 한다.

(4) 이후 이륙 출력까지 급속히 가속하는 동안 계속적으로 강우를 흡입해야 한다.

(c) 초음속 항공기 엔진. 본 절의 (a)(1)과 (a)(2)항의 요건에 추가하여 초음속 항공기 엔진의 경우, 초음속 순항속도에서 3개의 우박을 흡입기에 흡입시키는 별개의 시험을 수행하여야 한다. 이 우박들은 엔진의 임계면을 향해야 하고, 이로 인해 흡입 이후 엔진에 해로운 기계적 손상 혹은 출력 또는 추력의 손실이 발생하거나, 엔진을 정지시킬 필요가 없어야 한다. 이들 우박들의 크기는 10,500m(35,000ft)에서 25mm(1in)이고, 18,000m (060,000ft)에서 6mm (1/4in)로 선형적으로 변화하는 직경에 대해 가장 낮게 예상되는 초음속 순항 고도에 대응하는 직경으로 결정되어야 한다. 대안으로, 3개의 더 큰 우박을 아음속에서 흡입시킬 수 도 있는데, 이때 이 더 큰 우박의 운동 에너지는 해당 초음속 흡입 상태와 동등하게 되어야 한다.

(d) 보호 장치가 장착되어 있거나 또는 사용을 필요로 하는 엔진의 경우 신청자가 다음을 입증한다면, 본 절의 (a), (b), (c)항에서 요구하는 엔진의 강우와 우박 흡입에 대한 모의실험은 감항당국의 판단에 따라 완전히 또는 부분적으로 생략될 수 있다.

(1) 보호 장치의 크기는 해당 강우와 우박이 통과할 수 없는 크기이다.

(2) 보호 장치는 해당 강우와 우박의 충격에 견딜 수 있다.; 그리고

(3) 보호 장치에 의해 정지된 해당 강우와 우박은 본 절의 (a), (b), (c)항에서 승인된 정도를 초과하는 손상, 출력 또는 추력의 손실 혹은 다른 해로운 이상을 엔진에 초래할 정도의 엔진 흡입 공기의 흐름을 방해하지 않는다.

노즐을 포함한 각 연료연소식 추력증강장치는 다음을 만족하여야 한다.

(a) 연료연소식 추력증강장치를 차단할 수 있어야 한다.

(b) 켜짐-꺼짐 반복이 허용되어야 한다.

(c) 계획된 작동범위 내에서 조절이 가능해야 한다.

(d) 증강장치 연소의 결함 또는 기능장애시 증강장치에 의해 제공되는 추력 이외에 엔진의 추력 손실이 발생하지 않아야 한다. 그리고,

(e) 기타 엔진 제어와 호환되어 작동하는 제어능력이 있어야 하며, 만약 증강장치가 작동하도록 되어 있는 최소 회전속도 이하로 엔진 로터속도가 감소될 경우에는 자동적으로 증강장치의 연료 흐름을 차단하는 제어 능력도 구비되어야 한다.

Subpart F 블록시험 ; 터빈엔진

본 장은 터빈 엔진의 블록시험에 관하여 규정한다.

본 Subpart에서 요구하는 내구성시험 이전에, 엔진에의 장착 여부와 무관하게 조정 상태 및 기능적 특성을 설정할 수 있는 구성품에 대해서는 그 조정 상태 및 기능적 특성을 확인하고 기록하여야 한다.

(a) 기계적 또는 공기역학적인 원인에 의한 진동 영향을 받기 쉬운 엔진 구성품의 진동 특성이 규정된 비행 범위 전체에서 적합함을 입증하기 위해 각 엔진에 대하여 진동 조사를 수행하여야 한다. 엔진 진동조사는 경험, 분석 및 구성품 시험의 적절한 조합을 기초로 하여야 하고 최소한 블레이드, 베인, 로터 디스크, 스페이스 및 로터 축을 포함하여야 한다.

(b) 조사는 출력 또는 추력 범위를 포함하여야 하며, 또한 규정된 비행 범위의 대기 상태에 걸쳐, 최저 회전속도로부터 2분 이상의 시간 동안 허용되는 최대 물리적 회전속도 및 보정 회전속도의 103%의 속도까지와 과속을 포함하여 허용되는 다른 모든 물리적 회전속도 및 보정 회전속도의 100%의 속도까지의 작동에 해당하는 각 로터 시스템의 물리적 회전속도 및 보정 회전속도 모두를 포함하여야 한다. 요구되는 최고 물리적 회전속도 또는 보정 회전속도에서 응력 피크가 발생하는 경우, 존재하는 최대 응력 값을 알기 위하여 조사 범위를 충분히 넓혀야 한다. 단, 범위는 최고 속도의 2% 이내로 한다.

(c) 평가는 다음과 같이 이루어져야 한다.

(1) 가변 베인 각도, 압축기 블리드, 보기류 하중, 제조자가 규정한 가장 불리하게 왜곡된 형태의 흡입구 공기흐름, 가장 불리한 배기관 조건에 대한 계획된 변경(공차 포함)에 따른 작동 시의 진동 특성에 대한 영향

(2) 진동의 영향을 받을 수 있는 이들 계통에 플러터를 유도하거나 또는 영향을 미칠 수 있는 공기 역학적 및 항공 역학적 요소

(d) 아래 (e)항의 규정을 제외하고, 이 절의 요건에 따라 정해진 진동 특성과 관련된 진동 응력이 적절한 정상 응력과 조합되었을 때, 재료 물성치에 허용될 수 있는 변위에 따라 작동 조건에서 예상할 수 있는 여유 값을 가진 후에도 해당 재료의 내구성 한계보다 작아야 한다. 평가하고자 하는 각 부품이 가지는 이러한 응력 여유가 적합함을 입증하여야 한다. 만일 어떤 운용 조건 또는 범위를 제한할 필요가 있다고 판단될 경우, 운용 및 장착 한계를 설정하여야 한다.

(e) 잘못된 조건(불균형, 스테이터 베인 통로의 국부적 막힘 또는 확장, 연료 노즐의 막힘, 부적절하게 예측된 압축기 변수, 기타)에 의해 야기되는 여진력의 진동 특성에 대한 영향은 시험 또는 분석, 또는 이전의 경험을 참고하여 평가하여야 하고 위험한 조건을 초래하지 않음을 입증하여야 한다.

(f) 이 절에 대한 적합성은 엔진 진동 특성에 영향을 줄 수 있는 각 특정한 장착 형태에 대해 입증되어야 한다. 만약 이러한 진동의 영향을 엔진 인증 과정 중에 완전히 조사할 수 없다면 진동 영향을 평가하고 적합성을 입증할 수 있는 방법을 구체화하고 33.5의 규정에서 요구하는 장착 지침서에 기재하여야 한다.

(a) 각 엔진은 33.87항의 요건에 따른 내구성시험을 위한 출력특성 및 조건들을 규정하기 위하여 필요한 교정시험을 하여야 한다. 출력특성 교정시험의 결과는 속도, 압력, 온도 및 고도의 전 작동 범위에 걸친 엔진의 특성을 규정하는 기초가 된다. 출력 등급은 항공기 운항을 위한 블리드 공기가 없고, 엔진 기능에 필수적인 보기류만 부착되어 있는 경우의 표준 대기 상태를 기준으로 한다.

(b) 내구성시험이 끝난 후, 해면 조건에서 출력을 점검하여야 하며, 내구성시험 동안에 발생하는 모든 출력 특성의 변화를 결정하여야 한다. 내구성시험의 마지막 부분 동안 측정된 값은 본 항의 요구 조건에 적합함을 입증하는데 사용될 수 있다.

(c) 본 절에 대한 적합성을 입증함에 있어 각 조건은 측정 전에 안정화되어야 한다. 단, 본 절의 (d)항의 규정에 따라 허용되는 것은 제외한다.

(d) 정격 30 초 OEI나 정격 2분 OEI 특성을 가진 엔진의 경우 33.87(f)(1)항 내지 (8)항에서 명시한 내구성시험 동안 얻어진 측정치를 이 절의 정격 OEI에 대한 요구사항에 대한 적합성을 입명하는데 사용할 수 있다.

(a) 일반. 각 엔진은 엔진 형식과 사용 목적에 따라 이 절의 (b)항 내지 (g)항의 규정에 따라 적용하여야 하는 총 150 시간 이상의 운용을 포함한 내구성 시험을 거쳐야 한다. 본 절의 (b), (c), (d), (e) 또는 (g)에 따라 시험을 수행하여야 하는 엔진의 경우, 요구된 150 시간의 운용을 위하여, 규정된 6시간 시험절차를 25회 수행하여야 한다. 정격 30 초 OEI 와 정격 2 분 OEI가 요구되는 엔진은 이 절의 (f)항에 따라 추가적인 시험을 수행하여야 한다. 그리고 다음의 시험요구 조건이 적용된다.

(1) 시험하고자 하는 특정 엔진에 대해, 국토교통부장관이 적절하다고 결정한 절차에 따라 작동을 수행하여야 한다.

(2) 자동 제어가 수동 제어로 정상적으로 대체되는 작동 또는 특정시험 운전을 위한 수동 제어가 별도로 지정되어진 작동의 경우를 제외하고, 엔진의 일부인 자동 제어 장치가 내구성 시험 동안에 엔진을 제어하여야 한다.

(3) 본 절의 (a)(5)항에 제시된 경우를 제외하고, 출력 또는 추력, 가스온도, 로터 축 회전속도 및 제한하여야 할 경우의 엔진 외부면의 온도는 시험 중인 특정 엔진의 작동에 관련된 값의 100% 이상이어야 한다. 만일 모든 매개 변수가 동시에 100% 수준을 유지하지 못하면, 1회 이상의 시험이 행하여 질 수도 있다.

(4) 운전은 33.7(c)항에 적합하도록 규정된 규격에 합치하는 연료, 윤활유 및 유압유를 사용하여 행해져야 한다.

(5) 엔진 및 항공기 운용을 위한 최대 블리드 공기는 적어도 운전시간의 1/5 시간 동안 사용되어야 한다. 그러나 만일 국토교통부장관이 이 내구성 시험의 타당성이 손상되지 않는다고 판단할 경우, 운전 중의 출력, 추력 또는 로터 축 회전 속도는 시험하는 특정한 작동에 관련된 값의 100% 보다 작을 수 있다.

(6) 각 보기 구동 장치와 마운팅 연결 장치에는 하중이 가해져야 한다. 항공기의 운용 중에만 사용되는 각 보기에 의하여 부과되는 하중은, 정격최대연속출력 또는 추력 및 보다 높은 출력 동안에 엔진 구동장치 및 연결부에 대하여 신청자가 규정한 제한하중이어야 한다. 하중을 받는 모든 보기 구동장치 및 마운팅 연결장치의 내구성시험은 시험의 타당성이 승인된 분석에 의하여 확인될 경우 별도의 시험으로 수행할 수 있다.

(7) 모든 정격출력 또는 추력에서의 운전 중에 가스의 온도와 오일 유입구의 온도는 시험기간이 5분 이내의 경우로서 안정화가 허용되지 않는 경우를 제외하고는 한계온도를 유지해야 한다. 적어도 한번의 운전은 최소압력 한계에서 연료, 오일 및 유압유와 함께 이루어져야 하며, 적어도 한번의 운전은 도달 가능한 최대 압력을 얻기 위한 필요에 따라 감소된 유체 온도 상태에서 최대 압력 한계로 연료, 오일 및 유압유와 함께 이루어져야 한다.

(8) 로터 축의 순간적인 과속 또는 가스 온도의 순간적인 초과 발생 빈도가 제한되는 경우, 본 절의 (b)항 내지 (g)항에서 요구되는 가속횟수는 제한된 과속이나 초과 온도에서 이루어져야 한다. 만일 발생 빈도의 제한이 없으면 요구되는 가속 횟수의 반은 제한된 과속 또는 초과온도 상에서 이루어져야 한다.

(9) 초음속 항공기에서 사용하도록 승인을 받은 엔진 형식에 대해서는 다음의 추가적인 시험요건을 적용한다.

(i) 점화를 확인하기 위한 별도의 시간이 필요한 경우에 연소 추력 증강장치가 증가 위치로 움직이는 경우를 제외하고, 추력설정을 바꾸기 위해서 출력제어레버는 1초 이내에 최초 위치에서 최종 위치로 움직여야 한다.

(ii) 시험기간이 안정화를 이룰 정도로 길지 않은 경우를 제외하고, 정격추력이 증가된 상태에서 운전을 하는 동안의 유압유의 온도는 한계온도로 유지되어야 한다.

(iii) 초음속 운전을 모사한 동안에 연료의 온도 및 흡입공기의 온도는 한계 온도보다 낮아서는 안 된다.

(iv) 33.5(b) 항에서 규정한 방법에 따라 운전을 하는 동안의 내구성시험은 연소추력 증강장치와 1차/ 2차 배기 노즐이 설치되어 있고 배기 노즐의 가변이 작동하는 상태로 실시되어야만 한다.

(v) 최대연속추력 및 그에 준하는 백분율의 추력상태에서의 운전 중에 엔진은 그 추력 상태에 대한 한계에서 흡입공기가 교란되는 상태로 운용되어야 한다.

(b) 회전익 항공기용 엔진 이외의 엔진. 본 절의 (c), (d) 또는 (e) 항에서 요구하는 등급의 회전익 항공기 엔진을 제외한 각 엔진에 대하여 신청자는 다음의 운전을 수행하여야 한다.

(1) 이륙 및 공회전. 정격이륙 출력과 추력 및 공회전 출력과 추력에서의 5분간 교대로 1시간. 이륙 및 공회전 상태에서의 출력 및 추력과 그에 상응하는 로터 속도 및 가스 온도 조건에서의 출력 및 추력은 제작자가 세운 계획에 따른 출력 제어에 의하여 설정된 것과 같아야 한다. 신청자는 어느 한 기간 동안에 성능점검을 위한 자료를 취합하면서 로터의 속도, 출력 그리고 추력을 수동으로 제어할 수도 있다. 터빈 유입구의 온도, 로터속도 또는 축 출력 증가를 포함한 증가된 이륙출력 등급을 갖고 있는 엔진은 이륙작동 기간 동안 증가된 등급으로 유지되어야 한다. 운용 엄격도를 증가시키지 않도록 정격 이륙출력이 증가된 상태의 엔진에 대해서, 증가된 정격에서 수행하는 운전의 총 양은 국토교통부장관이 결정한다. 각 기간 후에 출력 설정을 변경하는 경우, 출력제어 레버는 본 절의 (b)(5) 항에 규정된 대로 움직여져야 한다.

(2) 정격최대연속 및 이륙출력과 추력. 다음의 조건에서 30분.

(i) 25회의 6시간 내구성 시험 주기 중 15회 동안 정격최대연속출력 및 추력.

(ii) 25회의 6시간 내구성 시험 주기 중 10회 동안 정격 이륙출력 및 추력

(3) 정격최대연속출력 및 추력. 정격최대 연속 출력 및 추력에서 1시간 30분

(4) 증가 순항출력 및 추력. 최대연속 엔진 회전속도 및 지상 또는 최소 공회전속도 사이에서 적어도 15번의 근사한 등가 속도 및 시간 증가분에 상응하는 연속적인 출력 레버의 위치에서 2시간 30분. 일정한 속도로 작동하는 엔진의 경우에는, 속도 대신에 추력 및 출력을 변화시킬 수 있다. 지상 공회전과 최대연속 조건 사이에 중요한 최대치 진동이 존재한다면 증가된 운전에 소요된 총 시간의 50%를 넘지 않는 범위까지 최대 진동에 노출되어 있는 동안 이루어진 운전량을 증가시키기 위하여 선택된 증분의 수를 변동할 수 있다.

(5) 가속 및 감속 운전. 공회전 출력과 추력으로부터 정격이륙출력과 추력까지의 6 주기로 이루어지고 30초 동안 이륙출력 레버 위치와 약 4분30초 동안의 공회전 출력레버 위치로 유지된 30분간의 가속 및 감속. 본 항에 따라서 출력제어레버는 한 극한 위치에서 다른 극한 위치까지 1초 이내에 움직여야 한다. 단 제어 작동의 다른 영역이 출력 제어 레버의 한 극한 위치에서 다른 극한 위치로의 이동에 대해 예정된 순서를 필요로 하는 경우, 보다 긴 시간이 허용될 수 있으나 2초를 초과하지 않아야 한다.

(6) 시동. 100회의 시동이 이루어져야 하며, 그 중 25회의 시동에서는 적어도 2시간의 엔진 작동 정지가 선행되어야 한다. 정상적인 시동을 시도하기 이전에 신청자가 규정한 최소연료 배출시간 동안 일시 정지하는 적어도 10회의 엔진 가(假)시동이 있어야 한다. 엔진이 정지된 이후 15분 이내에 적어도 10회의 정상적인 재시동이 있어야 한다. 나머지 시동은 150 시간 내구성 시험이 완료된 이후에 이루어져야 한다.

(c) 정격 30분 OEI 출력이 요구되는 회전익 항공기 엔진. 정격 30분 OEI 출력이 요구되는 각 회전익 항공기 엔진에 대하여 신청자는 아래와 같은 일련의 시험을 수행하여야 한다.

(1) 이륙 및 공회전. 정격이륙 출력과 추력 및 공회전 출력과 추력에서의 5분간 교대로 1시간. 이륙 및 공회전 상태에서의 출력 및 추력과 그에 상응하는 로터 속도 및 가스 온도 조건에서의 출력은 제작자가 설정한 계획에 따른 출력 제어에 의하여 설정된 것과 같아야 한다. 어느 한 기간 동안에 성능점검을 위한 자료를 취합하면서 로터의 속도, 출력 그리고 추력을 수동으로 제어할 수도 있다. 터빈 유입구의 온도, 로터속도 또는 축 출력 증가를 포함한 증가된 정격 이륙출력을 갖고 있는 엔진은 이륙작동기간 동안 증가된 정격 출력으로 유지되어야 한다. 각 기간 후에 출력 설정을 변경하는 경우, 출력제어 레버는 본 절의 (c)(5) 항에 규정된 대로 움직여져야 한다.

(2) 정격 30분 OEI출력 ; 정격 30분 OEI 출력에서 30분

(3) 정격 최대연속출력; 정격 최대연속출력에서 2시간

(4) 증가 순항출력 및 추력. 최대연속 엔진 회전속도 및 지상 또는 최소 공회전속도 사이에서 적어도 12번의 근사한 등가 속도 및 시간 증가분에 상응하는 연속적인 출력 레버의 위치에서 2시간. 일정한 속도로 작동하는 엔진의 경우에는, 속도 대신에 출력을 변화시킬 수 있다. 지상 공회전과 최대연속 조건 사이에 중요한 최대치 진동이 존재 한다면 증가된 작동에 소요된 총 시간의 50%를 넘지 않는 범위까지 최고 진동에 노출되어 있는 동안 수행된 작동량을 증가시키기 위하여 선택된 증분의 수를 변동하여야 한다.

(5) 가속 및 감속 작동. 공회전 출력으로부터 정격이륙출력까지의 6주기로 이루어지고 30초 동안 이륙출력 레버 위치와 약 4분30초 동안의 공회전 출력레버 위치로 유지된 30분간의 가속 및 감속. 본 항에 따라서 출력제어레버는 한 극한 위치에서 다른 극한 위치까지 1초 이내에 움직여야 한다. 단 제어 작동의 다른 영역이 출력 제어 레버의 한 극한 위치에서 다른 극한 위치로의 이동에 대해 예정된 순서를 필요로 하는 경우, 보다 긴 시간이 허용될 수 있으나 2초를 초과하지 않아야 한다.

(6) 시동. 100회의 시동이 이루어져야 하며 그 중 25회의 시동에서는 적어도 2시간의 엔진 작동 정지가 선행되어야 한다. 정상적인 시동을 시도하기 이전에 신청자가 규정한 최소연료 배출시간 동안 일시 정지하는 적어도 10회의 엔진 가(假)시동이 있어야 한다. 엔진이 정지된 이후 15분 이내로 적어도 10회의 정상적인 재시동이 있어야 한다. 나머지 시동은 150시간 내구성 시험이 완료된 이후에 이루어져야 한다.

(d) 계속적인 정격 OEI 출력이 요구되는 회전익 항공기 엔진. 계속적인 정격 OEI 출력이 요구되는 각 회전익 항공기 엔진에 대하여 신청자는 아래와 같은 일련의 시험을 수행하여야 한다.

(1) 이륙과 공회전. 정격 이륙출력과 공회전 출력에서의 5분간 교대로 1시간. 이륙 및 공회전 상태에서의 출력과 그에 상응하는 로터 속도와 가스 온도 조건은 제작자에 의해 설정된 계획에 따른 출력 제어에 의하여 설정된 것과 같아야 한다. 어느 한 주기 동안 성능점검을 위한 자료를 취합하면서 로터의 속도와 출력을 수동으로 제어할 수도 있다. 터빈 유입구의 온도, 로터속도 또는 축 출력 증가를 포함한 증가된 이륙출력 등급을 갖고 있는 엔진의 경우 정격이륙 출력에서의 이 작동기간은 증가된 출력등급에 일치하여야 한다. 각 기간 후에 출력 설정을 변경하는 경우, 출력제어 레버는 본 절의 (c)(5) 항에 규정된 대로 움직여져야 한다.

(2) 정격최대연속 및 이륙 출력. 다음의 조건에서 30분.

(i) 25회의 6시간 내구성 시험 주기 중 15회 동안 정격최대연속출력.

(ii) 25회의 6시간 내구성 시험 주기 중 10회 동안 정격 이륙출력

(3) 정격최대연속 OEI 출력. 정격연속 출력에서 1시간.

(4) 정격최대연속 출력. 정격최대연속 출력에서 1시간.

(5) 증가 순항출력. 최대연속 엔진 회전속도 및 지상 또는 최소 공회전속도 사이에서 적어도 12번의 근사한 등가 속도 및 시간 증가분에 상응하는 연속적인 출력 레버의 위치에서 2시간. 일정한 속도로 작동하는 엔진의 경우에는, 속도 대신에 출력을 변화시킬 수 있다. 지상 공회전과 최대연속 조건 사이에 중요한 최대치 진동이 존재 한다면 증가된 작동에 소요된 총 시간의 50%를 넘지 않는 범위까지 최고 진동에 노출되어 있는 동안 수행된 작동량을 증가시키기 위하여 선택된 증분의 수를 변동할 수 있다.

(6) 가속 및 감속 작동. 공회전 출력으로부터 정격이륙출력까지의 6주기로 이루어지고 30초 동안 이륙출력 레버 위치와 약 4분 30초 동안의 공회전 출력레버 위치로 유지된 30분간의 가속 및 감속. 본 항에 따라서 출력제어레버는 한 극한 위치에서 다른 극한 위치까지 1초 이내에 움직여야 한다. 단 제어 작동의 다른 영역이 출력 제어 레버의 한 극한 위치에서 다른 극한 위치로의 이동에 대하여 예정된 순서를 필요로 하는 경우, 보다 긴 시간이 허용될 수 있으나 2초를 초과하지 않아야 한다.

(7) 시동. 100회의 시동이 이루어져야 하며 그 중 25회의 시동에서는 적어도 2시간의 엔진 작동 정지가 선행되어야 한다. 정상적인 시동을 시도하기 이전에 신청자가 규정한 최소연료 배출시간 동안 일시 정지하는 적어도 10회의 엔진 가(假)시동이 있어야 한다. 엔진이 정지된 이후 15분 이내로 적어도 10회의 정상 재시동이 있어야 한다. 나머지 시동은 150 시간의 내구성 시험이 완료된 이후에 이루어져야 한다.

(e) 2분 30초 OEI 출력등급이 요구되는 회전익항공기 엔진. 정격 2분 30초 OEI 출력이 요구되는 각 회전익항공기 엔진에 대하여 신청자는 아래와 같은 일련의 시험을 수행하여야 한다.

(1) 이륙, 2분 30초 OEI 및 공회전. 정격이륙 출력 및 공회전 출력에서 5분간의 교번 주기로 1시간. 단 3번째와 6번째 이륙출력 기간 동안에는 단 2분 30초 만 정격이륙출력으로 행하여져야 하고 나머지 2분 30초는 정격 2분 30초 OEI 출력에서 수행되어져야 한다. 이륙, 2분 30초 OEI 및 공회전 상태에서의 출력과 그에 상응하는 로터 속도와 가스 온도 상태는 제작자에 의해 설정된 계획에 따른 출력 제어에 의하여 설정된 것과 같아야 한다. 신청자는 어느 한 주기 동안 성능점검을 위한 자료를 취합하면서 로터의 속도와 출력을 수동으로 제어할 수도 있다. 터빈 유입구의 온도, 로터속도 또는 축 출력 증가를 포함한 증가된 정격 이륙출력을 갖고 있는 엔진의 경우 정격이륙 출력에서의 이 작동기간은 증가된 출력등급에 일치하여야 한다. 각 기간 후에 출력 상태를 변경하는 경우, 출력제어 레버는 본 절의 (d)(6) 항에 규정된 대로 움직여져야 한다.

(2) 이 절의 (b)(2)항 내지 (b)(6)항 까지 또는 (c)(2)항 내지 (c)(6)항까지 또는 (d)(2)항 내지 (d)(7)항까지에서 요구되는 적용 가능한 시험은 2시간 30분 OEI 출력에서 수행되어야 한다. 단 6시간의 시험 순서 중 하나에서 이 절의 (b)(2)항의 이륙출력시험 기간에서 30분 또는 이 절의 (c)(2)항의 30분 OEI 출력시험 기간에서 30분 또는 이 절의 (d)(3)항의 연속 OEI 출력시험 기간에서 1시간 중 마지막 5분은 예외로 한다.

(f) 정격 30초 OEI 출력 및 2분 OEI 출력이 요구되는 회전익 항공기 엔진. 정격 30초 OEI 및 2분 OEI 출력이 요구되고 이 절의 (b), (c), (d) 또는 (e)항에 따라 시험을 완료한 각 회전익 항공기 엔진에 대하여 신청자는 시험된 엔진을 33.93(a)항의 요구사항에 대한 적합성을 입증하기 위해 필요한 범위까지 분해하여야 한다. 이후 시험된 엔진은 이 절의 (b), (c), (d) 또는 (e)항의 시험 작동 동안 사용된, 감항성유지지침서에서 소모품으로 지정된 그러한 부품들을 제외한 동일한 부품을 이용하여 재조립 되어야 한다. 그 후 신청자는 4회에 걸쳐 다음의 시험순서를 120분 이상의 전체시간 동안 수행하여야 한다.

(1) 이륙 출력. 정격이륙출력에서 3분

(2) 30초 OEI 출력. 정격 30초 OEI 출력에서 30초.

(3) 2분 OEI 출력. 정격 2분 OEI 출력에서 2분

(4) 30분 OEI 출력, 연속 OEI 출력 또는 최대 연속출력. 정격 30분 OEI 출력, 정격연속 OEI 출력 또는 정격최대연속출력 중 가장 큰 것에서 5분. 단 첫 시험 순서 동안 이 기간은 65분이 되어야 한다.

(5) 50% 이륙 출력. 50% 이륙 출력에서 1분

(6) 30초 OEI 출력. 정격 30초 OEI 출력에서 30초

(7) 2분 OEI 출력. 정격 2분 OEI 출력에서 2분

(8) 공회전. 공회전에서 1분

(g) 초음속 항공기엔진. 초음속 항공기에 사용하도록 승인된 엔진형식에 대하여 신청자는 다음을 수행하여야 한다.

(1) 해면 주위 대기 조건하에서의 아음속 시험. 아래의 사항으로 이루어진 각 1시간 씩 30회의 작동

(i) 5분간의 공회전 추력이 수반되는 정격이륙 증가 추력에서 5분 주기의 2회

(ii) 5분간의 정격이륙추력의 15%를 넘지 않는 상태를 수반하는 정격 이륙추력에서의 5분 주기의 1회

(iii) 정격최대연속 증가 추력이 정격이륙 증가 추력보다 낮을 때, 10분 주기의 5회가 최대연속 증가 추력으로 유지되어야 하는 경우를 제외하고 2분간의 공회전추력이 수반되는 정격이륙 증가 추력에서 10분 주기의 1회

(iv) 가속과 감속시간을 포함하는 2분간의 공회전추력을 각각 수반하는 정격이륙 증가 추력에서의 1분 주기의 6회

(2) 모의 초음속 시험. 각 모의 초음속 시험의 운전은 아음속 조건에서 얻어진 것으로부터 초음속에서 얻어진 온도와 압력으로 흡입 공기 온도 및 압력을 변경한 후에 수행되어야 한다. 그리고 아음속 조건에서 얻어진 온도로의 회귀가 수반되어야 한다. 아래의 사항으로 이루어진 각 4시간씩 30회의 작동

(i) 정격최대연속 증가 추력 90% 위치로 출력 제어 레버를 맞추어서 얻어진 추력에서의 10분을 수반하고, 정격최대연속 증가 추력위치로 출력제어레버를 맞추어서 얻어진 추력에서 30분 주기의 1회. 최초 5회의 작동 중 본 주기의 마지막은 천이 초과온도의 제한조건에서의 흡입공기의 온도로서 행해져야 한다. 그러나 본 절의 (g)(2)(ii)항부터 (iv)항까지 규정된 기간 동안 반복될 필요는 없다.

(ii) 정격최대연속 증가 추력의 80% 위치에 출력 제어 레버를 맞추어서 얻어진 추력에서의 10분을 수반하는 것을 제외하고, 본 절의 (g)(2)(i)항에 규정된 작동을 반복하는 1회

(iii) 정격최대연속 증가 추력의 60% 위치에 출력제어레버를 맞추어서 얻어진 추력에서의 10분과 그 후 정격이륙추력의 15% 이하에서의 10분을 수반해야 하는 것을 제외하고, 본 절의 (g)(2)(i)항에 규정된 작동을 반복하는 1회.

(iv) 본 절의 (g)(2)(i)항과 (ii)항에 규정된 작동을 반복하는 1회

(v) 각 공회전추력을 수반하고 정격최대연속 증가 추력 위치에 동력제어 레버를 맞추어 얻어진 추력에서 행해지는 30분 주기 25회 작동과 5분간 가열된 연료를 사용하여 정격이륙추력까지 가속시키고, 25분 동안 15% 또는 정격이륙추력을 초과하지 않는 아음속 운전을 수반하는 정격최대연속 증가 추력 위치에 출력제어레버를 맞추어서 얻어진 추력에서 행해지는 30분 주기의 나머지 5회 작동.

(3) 시동. 100회의 시동이 이루어져야 하며 그 중 25회의 시동은 적어도 2시간 엔진 작동정지가 선행되어야 한다. 정상적인 시동을 시도하기 이전에 신청자가 규정한 최소연료 배출시간 동안 일시 정지하는 적어도 10회의 엔진 가(假)시동이 있어야 한다. 엔진을 끈 이후로 15분 이내에 적어도 10회의 정상적인 재시동이 있어야 한다. 시동은 내구성 시험 기간을 포함하여 언제든지 이루어질 수 있다.

(a) 각 엔진은 정격 30 초 OEI 출력 및 정격 2 분 OEI 출력과 관련된 rpm과 가스 온도의 최대 값을 배제한 최대 정격의 정상상태 운용한계보다 적어도 42℃(75℉) 높은 가스 온도로 최대허용 rpm에서 5분간 작동되어야 한다. 본 작동 후에 터빈 조립품은 운용한계 내에 있어야 한다.

(b) 정격 30초 OEI 출력 및 정격 2분 OEI 출력이 요구되고 온도를 제한하는 장치가 설치되어 있지 않은 엔진은 정격 30초 OEI 출력 작동 제한보다 적어도 42℃(75℉) 높은 가스 온도로 최대 출력 rpm에서 5분간 작동되어야 한다. 감항당국에 의해 필요하다고 판단한 분석이나 시험에 의해 터빈 조립품의 강건성이 유지됨을 입증할 경우 이 작동 이후 터빈 조립품에 과열조건에 대한 한계 이상의 피로가 존재하여도 무방하다.

(c) 정격 30초 OEI 출력과 정격 2분 OEI 출력이 요구되고 온도를 제한하는 장치가 설치되어 있는 각 엔진은 최대 작동 한계보다 적어도 20℃ (35℉) 높은 가스 온도로 최대 출력 rpm에서 4분간 작동되어야 한다. 감항당국에 의해 필요하다고 판단한 분석이나 시험에 의해 터빈 조립품의 강건성이 유지됨을 입증할 경우 이 작동 이후 터빈 조립품에 과열조건에 대한 한계 이상의 피로가 존재하여도 무방하다.

(d) 각 시험 조건에 대해 별개의 시험 엔진을 사용하여도 무방하다.

(a) 작동시험은 감항당국이 아래 사항을 입증하기 위해 필요하다고 판단한 시험을 포함하여야 한다.

(1) 시동, 공회전, 가속, 과속, 점화, 프로펠러의 기능 (만약 엔진이 프로펠러와 함께 작동되도록 고안된 경우)

(2) 33.73항의 엔진 응답 요구사항에 대한 적합성; 그리고

(3) 안정화된 공회전 작동으로부터 시작하여, 다음의 하중조건 하에서 최소 공회전과 최소 비행 공회전을 나타내는 출력 레버 위치로부터 95% 정격이륙출력 또는 추력까지의 최소출력 또는 추력응답 시간

(i) 항공기에 사용을 위한 블리드 공기 및 출력 추출이 없는 경우

(ii) 항공기에 사용을 위한 최대허용 가능 블리드 공기 및 출력 추출

(iii) 착륙을 위한 접근 중에 항공기가 최대로 사용할 수 있는 대표적인 블리드 공기 및 출력 추출 값의 중간치

(4) 시험 시설 이용이 불가능한 경우, 본 절의 (a)(3)(ii)항과 (iii)항에서 요구되는 출력 추출은 적절한 분석 수단을 통하여 결정될 수 있다.

(b) 작동시험은 엔진이 규정된 작동범위 전체에서 안전한 작동특성을 가지고 있음을 입증하기 위해 감항당국이 필요하다고 판단하는 모든 시험을 포함하여야 한다.

기존 형식증명의 개정을 통하여 또는 추가적인 형식증명 절차에 의하여 형식 증명된 엔진을 제외한 각 엔진은 최초의 정비검사가 언제 요구되는 가에 대한 기준을 설립하기 위하여 일반적인 시동-정지 주기를 포함하여 엔진이 운용 중에 겪을 수 있는 조건들을 모의 실험하는 승인된 시험작동을 받아야 한다. 시험 작동은 실제적으로 최종 형식 설계에 실제적으로 적합한 엔진에 대하여 이루어져야 한다.

(a) 33.87의 규정에 따른 내구성 시험에 의해 적절하게 입증될 수 없는 계통의 구성품은 모든 정상적으로 예상되는 비행 및 대기 조건에서 신뢰성 있게 기능할 수 있음을 입증하기 위해 부가적인 시험을 수행하여야 한다.

(b) 만족할 만한 기능, 신뢰도 및 내구성을 보장하기 위하여 항공기에 온도제어장치의 장착을 요구하는 구성품에 대한 온도한계를 설정되어야 한다.

(c) 각 가압되지 않은 유압 유체 탱크는 최대작동 온도 및 0.35 kg/㎠(5psi)의 내부 압력을 받을 때 파괴나 누유가 일어나지 않아야 하며, 각 가압된 유압 유체 탱크는 최대작동 온도 및 탱크의 최대작동 압력보다 0.35kg/㎠(5psi) 이상 되는 내부 압력을 받을 때 파괴나 누유가 일어나지 않아야 한다.

(d) 초음속 항공기용으로 형식 증명된 엔진의 경우 최대 및 최소 작동 온도에서 운용으로 고장이 발생할 수 있는 계통, 안전장치와 외부 구성품은 온도 및 다른 작동조건이 최대와 최소 작동값 사이에서 주기적으로 동작하는 동안과 최대 및 최소 작동 온도에서 확인되고 시험되어야 한다.

만약 로터를 고정시키는 장치에 의해 계속적인 로터의 회전이 방지되는 경우 엔진은 다음의 조건에서 이 장치의 25회의 작동을 포함하는 시험을 받아야 한다.

(a) 각 엔진은 정격최대연속추력 또는 출력으로부터 정지되어야 한다. 그리고

(b) 로터를 정지시키고 고정시키는 장치는 이 조건에서 계속적인 비행으로부터 초래될 수 있는 최대 토크를 받으면서 엔진 조작 지침에 규정된 바대로 조작되어야 한다. 그리고

(c) 로터가 고정된 후 로터는 각 25회의 작동에 대해 5분 동안 이러한 조건 하에서 정지 상태를 유지해야 한다.

(a) 이 기준의 33.87 (b), (c), (d), (e) 또는 (g)항의 내구성 시험을 마친 후 각 엔진은 완전히 분해되어야 한다. 그리고

(1) 엔진에의 장착과 무관하게 설정되어질 수 있는 조정 상태와 기능상의 특성을 갖는 각 구성품은 시험 초기에 설정, 기록되어진 한계 내에서 각 상태 및 기능상의 특성을 유지하여야 한다. 그리고

(2) 각 엔진 부품은 형식 설계에 적합하여야 하고, 33.4항에 의해 제출된 자료에 따라 엔진의 연속적인 작동에 적합하게 엔진에 장치될 수 있어야 한다.

(b) 33.87(f)항의 내구성 시험이 완료된 이후 각 엔진은 완전히 분해되어야 한다. 그리고

(1) 엔진에의 장착과 무관하게 설정되어질 수 있는 조정 상태와 기능상의 특성을 갖는 각 구성품은 시험 초기에 설정, 기록되어진 한계 내에서 각 상태 및 기능상의 특성을 유지하여야 한다. 그리고

(2) 일부 엔진 부품 또는 구성품이 더 이상 사용할 수 없는, 이 절의 (a)(2)항의 허용치를 초과하는 기능저하가 엔진에 존재하여도 무방하다. 신청자는 강항당국이 필요하다고 판단한 분석 및/또는 시험을 통하여 마운트, 케이스, 베어링 지지대, 축 및 로터를 포함한 엔진의 구조적 강건성이 유지됨을 입증하여야 한다.

(c) 정격 30초 OEI 출력 및 정격 2분 OEI 출력이 요구되는 각 엔진은 이 절의 (b)항에 대한 적합성 입증 대신에, 본 기준의 33.87 (b), (c), (d), 또는 (e)항에 따라 내구성 시험을 수행하고 이후 중간 분해 및 검사 없이 33.87(f)항에 대한 시험을 수행하여도 된다. 그러나 33.87(f)항의 내구성 시험을 마친 이후 엔진은 이 절의 (a)항에 적합하여야 한다.

(a) 본 절의 (b)항에 규정된 것을 제외하고, 결과적으로 엔진의 파손이 스스로의 작동 정지를 일으키지 않는다면, 다음의 경우 이후 엔진이 적어도 15초 작동할 때, 발화 및 마운팅 연결부의 파괴를 초래하지 않고 파손 부위를 내포할 수 있음을 엔진 시험을 통하여 입증하여야 한다.

(1) 최대허용 회전수에서 작동하는 동안에, 가장 위험한 압축기 또는 팬 블레이드의 파괴. 블레이드의 파괴는 최 외곽의 유지 홈에서 발생해야 하거나 또는 일체형 블레이드의 로터 디스크에 대해서는 적어도 80%의 블레이드가 파괴되어야 한다.

(2) 최대허용 회전수에서 작동하는 동안에, 가장 위험한 터빈 블레이드의 파괴. 블레이드의 파괴는 최 외곽의 유지 홈에서 발생해야 하거나 또는 일체형 블레이드의 로터 디스크에 대해서는 적어도 80%의 블레이드가 파괴되어야 한다. 가장 위험한 터빈 블레이드는 최대허용 회전수에서의 작동과 관련된 케이스의 온도 및 압력에서 터빈 블레이드의 무게 및 인접한 터빈 케이스의 강도를 고려하여 결정되어야 한다.

(b) 리그시험, 구성품시험 또는 운용 경험에 기반을 둔 분석은 만일 아래의 경우이면, 본 절의 (a)(1)항 및 (a)(2)항에 규정된 엔진 시험 중의 하나를 대치할 수 있다.

(1) 규정된 두 가지 중 그 시험이 최소 로터 불균형을 초래할 때, 그리고

(2) 분석이 시험과 동일하다고 밝혀졌을 때

만약 엔진이 프로펠러와 함께 작동되도록 설계되어 있는 경우 대표적인 프로펠러를 장착한 상태로 내구성 시험 동안 작동되게 하거나 아니면 감항당국이 승인한 다른 방법으로 다음의 시험을 수행하여야 한다.

(a) 페더링 작동: 25회 주기

(b) 역 토크 및 추력 계통 작동: 정격 최대연속 출력으로부터 25회 주기

(c) 자동 분리작동: 정격최대 연속출력으로부터 25회 주기. (만약 운용 중 반복적인 분리 및 재결합이 장치의 설계된 기능인 경우)

(d) 역추력 작동: 비행 공회전 위치로부터 완전 역추력 위치까지의 175회 주기와 완전 전진 위치로부터 완전 역추력 위치까지의 정격 최대연속출력에서의 25회 주기. 각 주기의 마지막 단계에서 프로펠러는 신청자가 설정한 역 피치 작동에 대한 최대회전속도 및 출력상태로 30초 동안 역 피치로 작동되어야 한다.

엔진이 보조동력장치(APU) 상태로 작동이 가능하여 프로펠러를 포함한 엔진의 가스 제너레이터를 제외한 부분들을 정지시키는 프로펠러 제동장치가 구비된 엔진의 경우에는 33.87항의 요구사항에 추가하여 다음의 시험을 실시하여야 한다.;

(a) 지상 잠금. 신청자에 의해 설정된 엔진 속도, 토크, 온도, 공기 블레이드 및 출력 추출의 최대 조건하에서 APU 방식으로 엔진이 작동 중 일 때 엔진에 해로운 영향을 미치지 않고 기능할 수 있음이 명확하게 입증된 방법으로 프로펠러 제동장치를 작동하는 총 45시간

(b) 동적 제동. 신청자에 의해 설정된 엔진의 가속/감속률, 속도, 토크 및 온도의 최대 조건하에서 엔진에 해로운 영향을 미치지 않고 기능할 수 있음이 명확하게 입증된 방법으로 전체 400회의 작동-해제 주기의 제동장치 작동이 수행되어야 한다. 프로펠러는 제동장치가 해제되기 전에 정지하여야 한다.

(c) 프로펠러 제동장치가 작동하는 상태로 100회의 엔진 시동 및 정지

(d) 이 절의 (a), (b) 및 (c)항에 의해 요구되는 시험은 동일한 엔진에 수행되어야 하지만 이 엔진은 33.87항에 의해 요구되는 시험에 사용된 엔진과 동일할 필요는 없다.

(e) 이 절의 (a), (b) 및 (c)항에 의해 요구되는 시험 이후 33.93(a) 및 33.93(b)항의 요구사항에 대한 적합성을 입증하기 위해 필요한 한도까지 엔진을 분해하여야 한다.

(a) 만일 엔진에 역추력장치가 장치된 경우, 이 절에서 규정하고 있는 내구성 보정, 운전 조작과 진동 시험은 역추력 장치를 설치한 상태로 수행하여야 한다. 본 항에 따라서 출력제어레버는 한 극한 위치에서 다른 극한 위치까지 움직이는데 1초 이상이 걸려서는 안 된다. 단 제어 작동의 다른 영역이 출력 제어 레버의 한 극한 위치에서 다른 극한 위치로의 이동에 있어서 예정된 순서를 필요로 하는 경우, 보다 긴 시간이 허용될 수 있으나 2초를 초과하지 않아야 한다. 추가로 본 절의 (b)항에 규정된 시험이 수행되어야 한다. 이 테스트는 내구성 시험의 일부로서 수행될 수도 있다.

(b) 비행-공회전 추력에서 최대 역 추력까지의 175회의 추력 반전이 이루어 져야 하고 정격 이륙추력에서 최대 역추력까지의 25회의 추력 반전이 이루어 져야 한다. 각 추력 반전 이후 역 추력장치는 1분 동안 완전 역 추력상태에서 작동되어야 한다. 단 역 추력장치가 지상에서 제동수단을 위한 것인 경우, 역 추력장치는 30초 동안만 완전 역 추력상태에서 작동하면 된다.

(a) 블록시험을 수행하는 데 있어 각 신청자는 진동, 교정, 내구성, 작동 시험에서 동일한 설계 및 구성의 별개의 엔진을 사용할 수 있다. 단 내구성 시험을 위해 별개의 엔진을 사용항 경우 그 엔진은 내구성 시험 시작 전에 교정 점검을 받아야 한다.

(b) 각 신청자는 33.4항에 따라 제출된 유지 및 정비 지침서에 따라 블록시험 동안 엔진에 대한 유지보수 및 경미한 수리를 행할 수 있다. 만약 유지보수의 빈도가 과다하거나 또는 엔진 기능불량에 의한 정지 횟수가 과다하거나 또는 블록시험 동안 또는 분해검사 점검결과 중요한 수리 또는 부품의 교체가 필요하다고 판단될 경우 엔진 또는 그 부품들은 감항당국이 필요하다고 판단하는 다른 추가적인 시험을 받아야 한다.

(c) 각 신청자는 블록시험을 수행하기 위한 장비 및 자격 있는 인력을 포함하는 모든 시험설비를 제공하여야 한다.

부록 A 감항성유지지침서

A33.1 일반

(a) 이 부록은 33.4항에서 규정한 감항성유지지침서의 요구조건을 규정하고 있다.

(b) 각 엔진에 대한 감항성유지지침서는 모든 엔진 부품에 대한 감항성유지지침서를 포함하여야 한다. 만일 엔진 부품에 대한 감항성유지지침서가 엔진 부품 제조자에 의해 제공되지 않으면, 엔진에 대한 감항성유지지침서는 엔진의 감항성유지에 필수적인 정보를 포함하여야 한다.

(c) 신청자 또는 엔진 부품의 제조자가 작성한 감항성유지지침서에 변경사항이 생길 경우 신청자는 이의 배포 계획을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

A33.2 형식

(a) 감항성유지지침서는 제공되는 자료의 양에 따라 적절한 교범 또는 교범 형식이어야 한다.

(b) 교범 또는 교범 형식은 실용적으로 정비된 것이어야 한다.

A33.3 내용

각 교범 또는 전체 교범의 내용은 영어 또는 한글로 작성하여야 한다. 감항성유지지침서는 다음의 교범 또는 조항 중 적절한 항목 및 정보를 포함하여야 한다.

(a) 엔진 정비 교범 또는 조항

(1) 정비 또는 예방 정비를 위해 필요한 범위까지 엔진의 특징과 자료에 대한 설명을 포함하고 있는 소개 정보.

(2) 엔진과 그 구성품, 계통 및 설치에 대한 상세한 설명

(3) 엔진의 개봉, 엔진 포장 고정장치의 제거, 수락점검, 인양, 보기장치에의 연결 등 점검이 필요한 절차를 포함하는 장착지침

(4) 기본적인 제어 및 엔진 구성품, 계통과 장비가 어떻게 작동하는지를 기술하고 있는 작동 정보, 그리고 제한사항 및 어떤 특정한 절차를 포함하고 있는, 엔진과 부품의 시동, 조작, 시험 및 정지하는 방법을 기술하고 있는 정보.

(5) 정비 정보는 정비 항목, 탱크의 용량, 저장소, 사용되는 유체의 종류, 여러 가지 계통에 적합한 압력, 윤활 접촉점의 위치, 사용되는 윤활유 및 정비에 필요한 장비 등에 관한 세부내용을 포함하여야 한다.

(6) 엔진의 각 부품에 대해 어느 시점에 청소하고 검사하고 조정하고 시험하고 기름을 쳐 주어야 하는 지에 대한 추천과 적절한 마모 허용에 대한 검사 수준 과 그러한 기간에 권고되어 지는 작업에 대한 계획 정보. 그러나, 만일 신청자가 항목이 예외적으로 너무나 복잡한 수준이어서 특별한 정비 기술, 시험 장비 또는 전문 기술을 필요로 한다는 것을 입증한다면 신청자는 이를 보기류, 계기 또는 장비 제조업자에게 위탁할 수 있다. 권고하는 분해검사 기간 및 교범의 감항성 한계 부문에 대해 필요한 상호 참조 역시 포함되어야 한다. 추가적으로, 신청자는 엔진의 계속 감항성을 위해 제공할 필요가 있는 검사의 한계 및 횟수를 포함하고 있는 검사 계획을 포함하여야 한다.

(7) 있을 수 있는 기능 불량과 그 기능 불량을 인지하는 방법과 수리 조치를 기술하고 있는 고장 탐구 정보.

(8) 엔진과 그 부품들을 제거하고 부품을 교환하는 순서와 방법 및 이 때의 주의사항을 기술하고 있는 정보. 적합한 지상 취급, 포장, 선적에 대한 지시 또한 포함되어야 한다.

(9) 정비를 위해 필요한 도구 및 장비 목록과 그 사용법

(b) 엔진 분해검사 교범 또는 부문.

(1) 분해검사를 위한 분해 순서와 방법을 포함하고 있는 분해 정보.

(2) 분해검사 동안 사용되는 자재와 도구, 조치 방법 및 주의사항을 포함하는 청소와 검사 지침. 분해 검사의 방법 또한 포함되어야만 한다.

(3) 분해수리검사와 관련된 모든 맞춤 및 틈새에 대한 세부 내용.

(4) 교환 시기를 결정하는데 필요한 정보를 포함하여 마모 또는 규격에서 벗어난 부품과 구성품에 대한 수리 방법에 관한 세부 사항.

(5) 분해 수리 시의 조립 순서와 방법.

(6) 분해 수리 이후의 시험 지침.

(7) 임의의 저장 제한사항을 포함하고 있는 저장에 대한 지침.

(8) 분해 검사시 필요한 도구의 목록

A33.4 감항성 제한사항 부문.

감항성유지지침서는 문서의 나머지 부분과 분리되고 분명히 구별되는 감항성 제한사항이란 제목의 부문을 포함하여야 한다. 이 부문은 각 의무적인 교환 시간, 검사 주기 및 형식증명에 필요한 관련된 절차를 설명하여야 한다. 만일 감항성유지지침서가 여러 문서로 구성되어 있을 경우, 이 항에 의해 요구되는 부문은 주 매뉴얼에 포함되어야만 한다. 이 부문은 눈에 띄는 위치에서 읽기 쉬운 설명을 포함하여야 한다.

"감항성 제한사항 부문은 국토교통부장관이 승인하였으며 대체 프로그램에 대한 승인을 받지 못한 경우에는 「항공안전법」에 따른 정비사항을 규정하고 있다.

부록 B. 강우와 우박에 대한 인증 표준 대기 농도

그림 B1, 표 B1, 표 B2, 표 B3과 표 B4는 33.78(a)(2)항의 요구 조건에 따른 인증을 위해 강우와 우박의 대기 농도와 크기 분포를 규정하고 있다. 통상적으로 액체 상태의 물을 분무함으로서 강우 조건을 모의실험하고 얼음으로 만들어진 우박을 뿜어냄으로서 우박 조건을 모의 실험하는 시험 수행 시 부록 B에서 정의된 것 이외의 모양과 크기, 분포 크기를 가진 물방울과 우박의 사용 또는 각 물방울 또는 우박에 대해 단일 크기 또는 모양의 사용은 만약 신청자가 대체물이 시험의 엄격성을 줄이지 않는 것을 입증할 경우 승인될 수 있다.

그림 B1. 강우와 우박의 징조. 인증 농도는 표 B1과 B2 참조

그림 B1. 강우와 우박의 징조. 인증 농도는 표 B1과 B2 참조

고도(feet) | 강우 수분 함유량(RWC) (grams water/meter3 air)

0 | 20.0

20,000 | 20.0

26,300 | 15.2

32,700 | 10.8

39,300 | 7.7

46,000 | 5.2

표 B1. 인증 표준대기 강우 농도

다른 고도에서의 강우 수분 함유량(Rain Water Content)은 선형 보간법에 의해 결정될 수 있음.

- 주: 자료 출처 : Results of the Aerospace Industries Association (AIA) Propulsion Committee Study, Project PC 338-1, June 1990.

고도(feet) | 우박수분 함유량(HWC) (grams water/meter3 air)

0 | 6.0

7,300 | 8.9

8,500 | 9.4

10,000 | 9.9

12,000 | 10.0

15,000 | 10.0

16,000 | 8.9

17,700 | 7.8

19,300 | 6.6

21,500 | 5.6

24,300 | 4.4

29,000 | 3.3

46,000 | 0.2

표 B2. 인증 표준대기 우박 농도

다른 고도에서의 우박 수분 함유량(Hail Water Content)은 선형 보간법에 의해서 결정될 수 있다. 7,300ft 이하 및 29,000ft 이상의 우박은 선형적으로 추론된 자료에 근거하고 있다.

- 주: 자료 출처 : Results of the Aerospace Industries Association (AIA Propulsion Committee (PC) Study, Project PC 338-1, June 1990.

비 방울 직경(mm) | 전체 강우 수분 함유량 분포 (%)

0 - 0.49 | 0

Total | 100.00

표 B3. 인증 표준 대기 비 방울 크기 분포

중간 강우 방울 직경은 2.66 mm 이다.

- 주: 자료 출처 : Results of the Aerospace Industries Association (AIA Propulsion Committee (PC) Study, Project PC 338-1, June 1990.

우박 직경 (mm) | 전체 우박 수분 함유량 분포 (%)

0 - 4.9 | 0

Total | 100.00

표 B4. 인증 표준 대기 우박 크기 분포

우박의 중간 직경은 16 mm이다

- 주: 자료 출처 : Results of the Aerospace Industries Association (AIA Propulsion Committee (PC) Study, Project PC 338-1, June 1990.

[압축 안 파일: 11 항공기기술기준 Part 34 연료_배기가스 배출기준.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standard)

Part 34

항공기 엔진의 연료․배기가스 배출기준

항공기기술기준 KAS Part 34 엔진의 연료․배기가스 배출기준목 차

항공기기술기준 KAS Part 34 엔진의 연료․배기가스 배출기준

Subpart A 일반

page

제정: 1993.08.24 34 - 개정: 2014.12.2334.2 부호3

제정: 1993.08.24 34 - 개정: 2014.12.23

Subpart B 연료방출

Subpart C 배출증명

Subpart D 기준압축비의 측정

Subpart E 매연배출 평가

Subpart F 가스배출물의 측정

별첨 F1 탄화수소분석기의 규격24

별첨 F2 일산화탄소/이산화산소 분석기의 규격26

별첨 F3 질소산화물 분석기의 규격28

별첨 F4 영점가스와 시험가스30

별첨 F5 배출매개변수의 계산32

별첨 F6 추가 자료에 대한 규격36

Subpart G 시험연료의 규격37

Subpart H 후기연소기엔진 가스배출물의 측정

Subpart A 일 반

이 기준에서 사용하는 용어와 그에 대해 이 기준에서 사용하는 의미는 다음과 같다.

간섭(Interference) : 측정대상인 가스나 증기 외에 존재하는 다른 물질로 인해 계기에 오류 판독이 나타나는 현상

공기와 연료의 혼합비(Air/Fuel Ratio) : 기관 고온부를 통과하는 공기 유량을 연료 유량으로 나눈 값

교정가스(Calibration Gas) : 계기의 정기점검, 조정 및 보정에 쓰이는 정확도가 높은 기준용 가스

기준가스(Reference Gas) : 계측장치에서 가스농도 단위로 계기 반응을 표시하는데 사용이 되는 특정하고 알려진 성분의 가스 혼합물

기준 압력비(Reference Pressure Ratio) : 국제표준대기의 해면고도의 정적 조건에서 엔진이 이륙 추력 등급일 때 첫 압축기의 평균 총 압력에 대한 최종 압축기의 평균 압력의 비율

농도(Concentration) : 가스 혼합물 중에 해당 가스가 차지하는 부피 비율 - 부피의 백분율이나 ppm으로 표시한다.

매연(Smoke) : 빛의 전달을 차단하는 배기배출물 중의 탄화물

매연지수(Smoke Number) : 0에서 100의 치수로 나타낸다. 배기가스 표본의 기준질량이 여과기를 오염시키는 정도로 매연 배출 수준을 수량화하는 무차원 지수.

반복도(Repeatability) : 주어진 불변 표본을 계기조정 없이 짧은 시간동안 반복해서 측정할 때 측정치간의 근사도

반응(Response) : 표본 농도의 변화에 따른 계기 출력 신호의 변화 또는 주어진 표본농도에 상응하는 출력 신호

비분산성 적외선 분석기(Non-Dispersive Infra Red Analyser) : 적외선 에너지를 선별적으로 흡수하여 선별적으로 특정 성분을 측정하는 장치

불연소탄화수소(Unburned Hydrocarbons) : 메탄형태로 계산된 가스표본에 포함된 분자량과 모든 등급의 탄화수소 성분의 총합

배기노즐(Exhaust Nozzle) : 제트 분출물이 혼합되어 있지 않은 가스터빈 기관의 배기 배출 표본 검출에서 (예: 터보팬 기관) 노즐은 가스 생성기의 노즐만을 뜻한다. 제트 분출물이 혼합될 경우 노즐은 배출구 전체로 간주한다.

백만분율(Parts Per Million, PPM) : 대상 성분이 포함된 혼합가스 부피의 백만단위당 성분가스의 단위 부피농도

상승단계(Climb Phase) : 상승비행시의 엔진작동시간으로 규정되는 작동단계

선명도(Resolution) : 측정에 있어 검출이 가능한 최소의 변화

소음(Noise) : 측정대상 가스표본의 고유한 특성이나 계기 자체의 주목할만한 편향 특성 외의 계기 출력에서 생기는 불규칙한 변화

안정도(Stability) : 주어진 일정한 표본을 반복 측정하여 일정시간 동안 오차를 유지시킬 수 있는 조사

영점가스(Zero Gas) : 계기 조정시 영점이나 무반응점을 설정하는데 사용하는 가스

영 편차(Zero Drift) : 측정성분의 가스가 없는 가운데 작동할 때 영점으로부터 시간이 흐름에 따라 생기는 계기출력의 변화

이륙단계(Take Off Phase) : 엔진이 정격추력으로 작동되는 시간으로 규정되는 작동단계

정격추력(Rated Thrust) : 엔진 배출에서 정격추력이라 함은 물분사를 사용 없이 국제표준대기 해면고도의 정적 상태 및 정상운용 상태 하에서 이륙에 사용하기 위한 최대 이륙추력으로 형식증명기관이 승인한 것을 뜻한다. 추력은 킬로뉴턴(KN)으로 표시한다.

정확성(Accuracy) : 독립적으로 정해진 실제 값에 대한 측정치의 근사도

접근단계(Approach Phase) : 항공기 진입단계의 엔진작동시간으로 규정되는 작동단계

지상이동/지상 공회전(Taxi/Ground Idle) : 추진 기관의 초기 시동과 이륙이동의 개시 사이와 착륙 후 유도로로 빠져나온 후 모든 추진 기관을 정지시킬 때까지 지상 이동과 공회전 작동단계

질소산화물(Oxides of Nitrogen) : 산화질소가 이산화질소의 형태로 계산되어 가스표본에 함유되어 있는 산화질소와 이산화질소의 총량

제작일자(Date of Manufacture) : 항공기 또는 엔진이 형식 요구사항에 적합함을 입증하는 문서 또는 이와 유사한 문서의 발행일

탄소 백만분율(Parts Per Million, PPM C) : 탄화수소 등가량에 기초하여106 을 곱한 탄화수소의 분자수. 그러므로, 메탄 1 ppm은 1ppm C로 나타낸다. 임의의 탄화수소의 ppm농도를 등가의 ppm C 수치로 변환하려면 ppm에 해당가스 분자의 탄소원자 개수를 곱하면 된다. 프로판 1 ppm은 탄화수소 3ppm C로, 헥산 1ppm은 탄화수소 6ppm C로 변환된다.

파생형(Derivative Version) : 원래 형식증명을 받은 항공기 엔진과 동일 군에 속하며 기관의 축과 연소실 그리고 그 밖의 다른 부분에 대해 형식증명기관이 변경되지 않았다고 인정하는 엔진의 형식

표본 기준크기(Sample Reference Size) : 여과 재료를 통과할 때 SN 변수 수치를 나타내는 투과율의 변화를 가져오는 표본질량, 오염필터면적 16.2kg/㎡에 해당

표본 부피(Sample Volume) : 이 부록의 3항에서와 같이 계산된 동등 질량이 표본크기에 부합되는 선택된 표본 부피 (㎥으로 표시)

표본 크기(Sample Size) : 여과재료를 통과할 때 투과율이 변해 SN변수 수치를 나타내는 선택된 배기표본, 그 질량의 크기(제곱미터를 나타내는 오염필터 면적당 킬로그램으로 표시)가 이 부록의 2.5.3 h)항의 범위에 들어야 한다.

화염이온화 검출기(Flame Ionization Detector) : 수소 공기 확산화염 검출기는 단위 시간당 불꽃에 유입되는 탄화수소의 흐름 비율에 비례하는 신호를 만들어 낸다. - 일반적으로 불꽃에 유입되는 탄소원자의 수에 근거한다고 가정한다.

후기연소(Afterburning) : 연소된 공기(전부 혹은 일부)를 재연소하는 연소장치를 사용하는 엔진작동방식

연소가스(Plume) : 배기가스가 혼합되는 순환공기를 포함하는 엔진 총 외부 배출가스 흐름

이 기준에서 사용하는 부호와 그에 대해 이 기준에서 사용하는 뜻은 다음과 같다.

: 공기와 연료의 혼합비, 연료의 흐름비에 대한 건조공기의 흐름

: 일산화탄소

: 착륙과 이륙주기에서의 기준배출물중 가스오염물질의 질량

: 배출지수 ; 103×단위연료 질량흐름비당 배기 중의 가스배출물질 흐름비율

: 연소기의 공기와 연료의 혼합비

: 국제표준 대기 해면고도상의 검사 기관(혹은 자료가 기준 기관으로 교정된 경우 기준 기관)에서 연소기의 공기와 연료 혼합비

: 이착륙 운용모드에서의 추력(kN)

: 정격추력

: 후기연소시의 정격추력

: 불연소 탄화수소

: (냉기를 차단한 후) 건식 측정농도에 대한 습식 측정농도의 비율

: 이산화탄소 간섭에 분석기 간섭 계수

: 이착륙

: 수분 간섭에 의한 분석기 간섭 계수

로 측정된 배기 탄화수소의 분자량 = 16.043g

: 건조 공기의 분자 질량 = 28.011g 혹은 여기서 적합한

= (32 R + 28.156 4 S + 44.011 T)g

로 측정된 배기 탄화수소의 분자질량 = 16.043g

: 일산화탄소의 분자질량 = 28.011g

: 이산화질소의 분자 질량 = 46.008g

: 수소의 원자 질량 = 1.008g

: 산화질소

: 이산화질소

: 질소산화물

: 최초 연료/공기 혼합기 중의 연료분자당 공기분자의 수

: 연료분자량 배기표본 중의 이산화탄소 분자수

: 연료분자당 배기표본 중의 질소 분자수

: 연료분자당 배기표본 중의 산소 분자수

: 연료분자당 배기표본 중의 일산화탄소 분자수

: 연료분자당 배기표본 중의 탄화수소 화합물 분자

: 연료분자당 배기표본 중의 이산화질소 분자수

: 측정된 연소기 흡입구 압력

: 국제표준대기 해면 기압

: 국제표준 대기 해면고도상의 검사(혹은 자료가 기준으로 교정된 경우 기관)의 연소 흡입구 압력

: 연료분자당 배기표본 중의 일산화질소 분자수

: 정상체적 0.2095에서의 건조 공기중 산소 농도

: 정상체적 0.7092에서의 건조 공기중 질소와 희귀 가스의 농도

: 매연지수

: 정상체적 0.0003에서의 건조 공기중 이산화탄소의 농도

: 국제표준 대기 해면고도상의 검사(혹은 자료가 기준으로 교정된 경우 기준)의 연소기 흡입구 온도. 이 온도는 각 운용상태에서 지정된 각 추력 단계와 연관된 온도이다.

: 국제표준대기 해면 온도

: 측정된 연소기 흡입구 온도

: 개별 배기 매연표본의 질량, 킬로그램으로 나타내고, 표본 부피, 압력, 온도를 측정해서 산출한다.

: 국제 표준대기 해면고도상에서 기준표준엔진의 연료유량(kg/s)

: 연료 유량 (kg/mim)

: 탄소로 표현된 배기 가스중의 탄화수소 평균농도

: 일산화탄소의 습식 평균농도

: 이산화탄소의 습식 평균농도

: 일산화탄소와 이산화질소의 합인 산화 질소물의 평균 습식농도

: 배기 표본중의 일산화질소의 합인 질소산화물의 평균 습식농도

: 다음으로 표시되는 배기 표본중의 이산화질소의 습식 평균농도

=

: 이산화탄소/일산화질소 변환기를 거친 후의 배기표본 중의 일산화질소 습식 평균농도

: 냉기 차단후의 배기 표본중의 평균농도

: 계기 교정이 적용되기 이전의 평균 측정농도

: 일산화질소/이산화질소 변환기의 효율

: 해면고도상 국제 표준 대기온도에서 기관이 이륙추력을 낼 때 압축기 출구 평균 총합과 입구 평균총압의 비율

: 이착륙시 기준을 포함한 모든 상태 지정의 총합

: 기준 압축비

: 각 오염물질과 엔진의 형식에 따라 수치를 달리하는 상수 연소기 흡입구 변수는 측정으로 얻는 것이 줄지만 적절한 공식에 의해 대기 조건으로부터 산출할 수도 있다.

: 대기중의 습도 (수분/건조공기)

: 대기 중의 습도 크기 (수분/건조공기)

: 특성 연료 분자중의 탄소 원자 개수

: 특성 연료 분자중의 수소 원자개수

: 이착륙 주기의 시간(분)

: 특성 배기 탄화수소 분자중의 탄소 원자 개수

: 특성 배기 탄화수소 분자중의 수소 원자 개수

(a) 이 기준은 「항공안전법」 제23조의 규정에 의한 항공기 엔진 및 동 장치의 배출물에 대한 기술상의 기준으로서 항공기 가스터빈엔진의 연료방출과 배출가스 증명 등을 위한 기준을 규정한다.

(b) 「항공안전법」 제20조, 제21조, 제22조의 규정에 의하여 항공기 가스터빈엔진에 대한 적합증명 또는 증명의 변경 등을 신청하는 자는 이 기준의 해당 요구조건에 적합함을 입증하여야 한다.

(c) 인증시험을 위한 엔진 대수는 신청자가 선택할 수 있다. 단, 최소한 3대의 엔진에 대해 시험을 수행해야 한다. 신청자가 1대의 엔진만을 선정하는 경우 최소한 3회의 시험을 수행해야 한다.

(d) 증명당국은 인증시험 중에 얻어진 모든 결과를 고려해야 한다.

(e) 한 대의 엔진에 대해 여러 차례 시험하는 경우 시험결과의 산술 평균치를 해당 엔진의 평균값으로 간주한다. 최종 인증결과는 각 엔진의 시험결과치를 평균한 값으로 한다.

(f) 제작자는 Subpart C 34.37에 명시되어 있는 해당 정보를 감항당국에 제출하여야 한다.

(g) 시험엔진은 동일 형식 엔진의 배출형상을 대표하는 것이어야 한다. 또한, 시험대상 엔진 중 최소한 한 대는 기본적으로 양산 제조기준에 따른 형상이어야 하고 그 작동특성과 성능특성이 해당 엔진의 형식을 대표하는 것이어야 한다. 시험엔진이 여러 대인 경우, 이 중 기준엔진 한 대를 선정해두고 다른 엔진의 시험결과치를 이 엔진을 기준으로 하여 증명당국의 승인을 받은 방법에 따라 수정한다.

측정값을 기준엔진과 주위 환경에 대해 수정하고 이를 평균한 후 엔진대수에 따라 아래 표와 같이 정해진 계수를 적용한 특성수준으로 환산한 결과가 규제치를 초과하지 않으면 적합하다고 판정한다. 엔진이 적합하다고 판정한 경우에는 다음의 정보를 형식증명서와 함께 신청자에게 교부한다.

(a) 형식증명기관명

(b) 제작자의 엔진 형식과 모델명

(c) 이 기준에 적합함을 입증하기 위해 취해진 추가 개조사항

(d) 정격추력

(e) 기준압축비

(f) 규정된 매연지수 요건을 충족함을 명시하는 진술문

(g) 규정된 가스배출물 요건을 충족함을 명시하는 진술문

시험엔진수 | 일산화탄소 | 탄화수소 | 산화질소물 | 매연지수

1 | 0.8147 | 0.6493 | 0.8627 | 0.7769

2 | 0.8777 | 0.7685 | 0.9094 | 0.8527

3 | 0.9246 | 0.8572 | 0.9441 | 0.9091

4 | 0.9347 | 0.8764 | 0.9516 | 0.9213

5 | 0.9416 | 0.8894 | 0.9567 | 0.9296

6 | 0.9467 | 0.8990 | 0.9605 | 0.9358

7 | 0.9506 | 0.9065 | 0.9634 | 0.9405

8 | 0.9538 | 0.9126 | 0.9658 | 0.9444

9 | 0.9565 | 0.9176 | 0.9677 | 0.9476

10 | 0.9587 | 0.9218 | 0.9694 | 0.9502

10대 이상 | 1- | 1- | 1- | 1-

(a) 배기가스 관련 인증 시험을 통과하지 못한 경우, 신청자가 추가 시험을 요청한다면 감항당국은 엔진 인증에 대한 추가 시험을 수행할 수 있도록 허가하여야 한다. 인증 요건에 부적합한 엔진의 시험 결과가 여전히 유효한 경우, 감항당국은 제작자가 엔진 인증에 필요한 추가적인 시험만을 수행하도록 허가 할 수 있다. 따라서 감항당국은 이전에 수행된 모든 시험결과를 검토하여야 한다.

(b) 부적합 판정이 계속되는 경우, 제작자는 인증 시험을 위해 하나 이상의 엔진을 선택하여 개조할 수 있다. 엔진을 개조하기 전에 이미 시험이 수행한 엔진의 시험 결과는 검토되어야 한다. 엔진을 개조하기 전의 시험결과를 ‘비개조평균’이라 한다. 이와 같은 ‘비개조평균’을 명시하여야 하며, 또한 개조된 각 엔진에 대한 시험 방법을 수립하여야 한다.

(c) 엔진을 개조 후, 최소 3회의 시험을 수행하여야 하며 이때의 결과를 ‘개조평균’이라 한다. 각 시험에 대한 ‘개조평균’을 기록하여야 한다. 이와 같은 ‘개조평균’은 ‘비개조평균’과 비교하여 개선 정도를 판단하거나 이전의 인증 시험 결과에 적용 및 비교하여 적합성여부를 판정한다.

(d) 이와 같은 절차는 엔진에 대한 인증 승인 신청을 취소하기 전까지 또는 엔진의 적합성이 입증될 때까지 반복하여야 한다.

Subpart B 연료방출

이 기준은 1982년 2월 18일 이후에 생산된 민간항공용 가스터빈엔진 항공기에 적용된다.

(a) 가스터빈엔진 항공기의 엔진은 비행이나 지상 운전 후 정지할 때 연료노즐로부터 액체연료가 대기 중으로 방출되지 않도록 설계되고 제작되어야 한다. 단, 엔진축, 연결부, 또는 연결구로부터 누출되는 연료는 예외로 한다.

(b) 연료의 방출을 예방하기 위해서 국토교통부장관의 인가를 받은 연료반송 장치의 부착, 압력밸브와 배출밸브의 봉입, 방출연료의 일시 저장 후 수거 등의 방법을 사용할 수 있다.

Subpart C 배출증명

이 기준은 초음속 항공기용 터보제트, 터보팬 엔진 중 1982년 2월 18일 및 그 이후에 생산된 엔진에 적용하며 아음속 항공기용 터보제트, 터보팬 엔진은 1983년 1월 1일 및 그 이후에 생산된 엔진에 적용한다. 다만, 다음의 경우에 한하여 이 기준의 적용을 면제하며 면제 대상이 되는 엔진의 식별판에 "EXEMPT NEW" 또는 "EXEMPT SPARE" 표시를 하고 영구 보관하는 엔진 이력부에 이 사항을 기록한다. 면제 대상은 엔진의 일련번호 별로 국토교통부장관에게 보고되어야 한다.

(a) 1965년 1월 1일 이전에 형식승인된 아음속 항공기용 엔진

(b) 항공기 엔진 생산업체, 연구기관, 제작자등이 엔진의 시험, 조사, 연구, 개발을 위하여 「항공안전법 시행규칙」 제37조에 의한 시험비행을 하는 경우

(c) 엔진의 설계에 관한 형식증명을 변경하기 위하여 「항공안전법 시행규칙」 제37조에 의한 시험비행을 하는 경우

(d) 다른 체약국이 면제 대상으로 인정하는 엔진이 환경기술매뉴얼 (ICAO Doc 9501), "제2권-항공기 엔진 배출증명 절차"에서 규정하는 절차 및 기준에 부합한 경우

이 기준에 의한 배출기준 증명시 초음속 항공기용 터보제트, 터보팬 엔진의 후기연소를 사용할 때 정격추력은 를 적용하며 후기연소를 사용하지 않는 경우 대신 를 적용한다. 초음속 항공기용 터보제트, 터보팬 엔진의 후기연소를 사용하더라도 지상주행/공회전 운전단계의 추력은 를 적용한다.

(a) 배출물질

이 기준의 관리 대상이 되는 배출물질은 다음과 같다.

(1) 매연

(2) 가스배출물

(i) 불연소탄화수소(HC)

(ii) 일산화탄소(CO)

(iii) 질소산화물(NOx)

(b) 측정단위

(1) 매연배출은 매연지수(SN) 단위로 측정한다.

(2) 가스배출물(HC, CO, NOx)의 질량 값은 그램(g)단위로 측정한다.

(c) 기준조건

(1) 기준대기 조건

기준대기는 해면고도 상의 국제표준대기로 한다. 단, 절대습도는 0.000634 kg water/kg dry air로 한다.

(2) 엔진의 추력

배출물 배출량과 매연 지수를 결정하기 위해서 엔진의 가스배출 및 매연의 양을 판단하기 위한 시험을 다음과 같은 엔진 추력 설정을 적용하여 시험하여야 한다.

LTO 운용모드 | 추력 설정 | 작동시간(분)

아음속 | 초음속 | 아음속 | 초음속

이륙 | 100 % | 100 % | 0.7 | 1.2

상승 | 85 % | 65 % | 2.2 | 2.0

하강 | - | 15% | - | 1.2

접근 | 30 % | 34 % | 4.0 | 2.3

택시/ 완속 | 7 % | 5.8 % | 26.0 | 26.0

(3) 엔진 작동시간

가스배출물과 매연은 위 (c)(2)항의 표와 같은 시간동안 엔진을 작동하는 가운데 측정해야 한다.

(4) 시험연료의 규격

국토교통부장관이 별도로 승인한 연료를 제외하고, 가스배출물의 양과 매연지수를 측정하기 위하여 사용하는 연료는 Subpart G의 규격에 일치하는 것이어야 한다. 이 시험연료에는 매연억제를 위한 어떤 첨가물도 사용하지 않아야 한다.

(d) 시험조건

(1) 엔진은 적절한 검사대에 장착한 상태에서 시험하여야 한다.

(2) 시험엔진은 인가 형식을 대표하는 것이어야 한다.

(3) 시험은 엔진의 기본적인 작동에 필수적이지 않은 부속품들을 장착하지 않은 상태에서 수행해야 한다.

(4) 엔진의 시험조건이 상기 (c)(1)항의 기준대기조건과 다를 경우, 아음속항공기와 초음속항공기의 배출시험결과는 각 Subpart F, Subpart H에 제시된 방법에 따라 기준대기조건에 맞추어 수정해야 한다.

(5) 위 (c)(2)항의 표와 같은 추력 수준을 결정하기 위해 측정을 함에 있어 적용되는 경우 일반적으로 사용하는 수준의 후기연소기를 사용하여야 한다. (단, 초음속 항공기용 엔진에만 적용한다.)

4가지 이착륙(LTO) 운용모드별 추력설정에서 Subpart E에 따라 측정 및 계산하고, Part 34.3부터 34.5절까지 명시된 절차에 따라 환산된 매연지수는 아음속 항공기용 엔진의 경우 83.6 과 50 중 낮은 치수를 초과하지 않아야 한다. 초음속 항공기용 엔진의 매연지수 규제수준은 아음속 항공기용 엔진의 규제수준과 동일하나 후기연소기를 작동했을 때의 대신 를 적용한다.

(a) 적용대상

가스배출물의 규제는 아음속 항공기용 엔진의 경우 제작일자가 1986년 1월 1일 및 그 이후이며 추력이 26.7kN이상인 엔진에 적용하고 초음속 항공기용 엔진의 경우 제작일자가 1982년 2월 18일 및 그 이후인 엔진에 적용한다.

(b) 규제수준

(1) 아음속 항공기용 엔진

Subpart F에 명시된 것에 따라 측정 및 계산된 가스배출물의 질량과 Part 34.3부터 34.5까지 명시된 절차에 의해 환산된 가스배출물의 질량은 다음의 공식에 따라 수립된 질량을 초과하지 않아야 한다.

- 불연소탄화수소(HC) : =19.6

- 일산화탄소(CO) : =118

- 질소산화물(NOx) :는 엔진의 제작일자, 압력비, 정격추력에 따라 다음에 수립된 질량을 초과하지 않아야 한다.

(i) 엔진 형식 또는 모델의 첫번째 생산품 제작일자가 1996년 1월 1일 이전인 경우, 그리고 엔진의 제작일자가 2000년 1월 1일 이전인 엔진인 경우

D/F = 40 + 2

(ii) 엔진 형식 또는 모델의 첫번째 생산품 제작일자가 1996년 1월1일 또는 이후인 경우, 그리고 엔진의 제작일자가 2000년 1월 1일 또는 이후인 엔진인 경우

(iii) 엔진 형식 또는 모델의 첫번째 생산품 제작일자가 2004년 1월 1일 또는 이후인 경우에는 다음을 적용한다.

(A) 당해 엔진의 압력비가 30이하인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력이 89.0 kN 초과인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력이 26.7kN초과 89.0kN이하인 경우

D/F = 37.572 + 1.6 - 0.2087F

(B) 당해 엔진의 압력비가 30초과 62.5미만인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력이 89.0 kN이상인 경우

D/F = 7 + 2.0

- 엔진의 최대 정격 추력이 26.7kN초과 89.0kN이하인 경우

(C) 엔진의 압력비가 62.5이상인 경우

D/F = 32 + 1.6

(iv) 엔진 형식 또는 모델의 첫번째 생산품 제작일자가 2008년 1월 1일 또는 이후이거나 2013년 1월 1일 또는 이후인 경우에는 다음과 같이 적용한다.

(A) 당해 엔진의 압력비가 30이하인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력이 89.0 kN초과인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력인 26.7kN초과 89.0kN이하인 경우

(B) 당해 엔진의 압력비가 30초과 82.6미만인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력이 89.0 kN초과인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력인 26.7kN초과 89.0kN이하인 경우

(C) 엔진의 압력비가 82.6이상인 경우

(v) 엔진 형식 또는 모델의 첫번째 생산품 제작일자가 2014년 1월 1일 또는 이후인 경우에는 다음을 적용한다.

(A) 당해 엔진의 압력비가 30이하인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력이 89.0 kN초과인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력인 26.7kN초과 89.0kN이하인 경우

(B) 당해 엔진의 압력비가 30초과 104.7미만인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력이 89.0 kN초과인 경우

- 엔진의 최대 정격 추력이 26.7kN초과 89.0kN이하인 경우

(C) 엔진의 압력비가 104.7이상인 경우

(2) 초음속용 엔진

엔진의 출력에 따른 가스배출물의 질량은 다음 수치를 초과하지 않아야 한다.

- HC : =140

- CO : =4550

- NOx :=36+2.42

주: 매연지수 측정, 계산, 환산에 적용하는 기준이 환경기술매뉴얼(Doc 9501), "제2권-항공기 엔진 배출증명 절차"에서 제시하는 동등한 절차에 부합하는 경우 상기 적용한 규정에 동등한 것으로 인정한다.

배출증명을 받으려면 다음의 자료를 제출해야 한다.

(a) 일반정보

(1) 엔진명칭

(2) KN 단위의 정격추력

(3) 기준압축비

(4) 연료규격

(5) 연료의 수소/탄소 함유비율

(6) 자료획득 방법

(7) 대기조건 교정방법

(8) 자료분석 방법

(9) 후기연소기 사용시 KN 단위의 정격출력 (단, 초음속 항공기용 엔진에만 적용한다.)

(b) 시험정보

다음의 시험측정 정보를 기준대기조건에 따라 교정해서 제출해야 한다.

(1) 연료유량 (kg/sec)

(2) 각 가스배출물의 배출량 (g/kg)

(3) 후기연소에 의해 발생되는 추력의 퍼센트(단, 초음속 항공기용 엔진에만 적용)

(4) 측정 매연지수

(c) 유추정보

(1) 시험정보로부터 다음 각 자료를 산출하여 제출한다

(i) 배출비율 : 각 가스배출물의 배출량 × 연료유량 (g/sec)

(ii) 이착륙 전체 과정에서 측정된 각 가스배출물의 총량 (g)

(iii) 각 가스배출물의 값 (g/kN) (단, 아음속 항공기용 엔진에만 적용한다.)

(iv) 각 가스배출물의 값 (g/kN) (단, 초음속 항공기용 엔진에만 적용한다.)

(v) 최대매연지수

(2) 특성 가스배출물 양과 특성 매연지수를 산출하여 제출한다.

Subpart D 기준압축비의 측정

(a) 기준압축비는 그 형식에 대해 인가를 받은 대표적인 엔진을 사용하여 정해야 한다.

(b) 기준 압축비는 측정한 압축비를 표준 대기압에 대해 교정한 추력과 연계시키고 측정 표준일 정격 이륙추력과 연계하여 유도해야 한다.

(a) 총압은 압축기의 최종 방출면과 1단계 압축기 전방에서의 공기흐름면을 면적이 같은 4개의 구역으로 나누어 최소한 4개의 검침을 배치하여 측정한 수치의 평균을 취하여 결정한다. 압축기의 총 방출압력은 압축기 방출면에서 가급적 가까운 위치에서 측정한 총압이나 정압에서 얻을 수 있다. 그러나, 엔진이 위에서 설명한 방법대로 검침을 장착하기가 어렵게 설계되어 있는 경우 형식증명 당국은 압축기의 총방출 압력을 달리 추정할 수 있는 대체 수단을 승인할 수 있다.

(b) 필요한 상관 계수는 형식증명검사 과정에서 최소한 한 대의 엔진과 유관 엔진구성품의 시험과 분석을 통하여 정해야 한다.

(c) 측정절차는 증명당국이 인정할 수 있는 것이어야 한다.

Subpart E 매연배출 평가

(a) 본 장의 절차는 대표적인 배기표본의 추출과 측정장치로의 이동 및 그 분석에 관한 것이다.

(b) 본 장의 절차와 다른 절차는 신청자가 일단 적용한 후 증명당국의 승인을 받아야 한다.

(a) 매연의 표본 검침

표본검침은 다음의 조건들을 만족해야 한다.

(1) 배기배출물과 접촉하는 검침은 스테인레스스틸재 또는 어떠한 부작용도 없는 재료이어야 한다.

(2) 만약 다수의 오피리스를 사용한 경우, 모든 오피리스의 직경은 같아야 한다. 검침 오리피스에서 최소한 80%의 압력강하가 일어나도록 설계된 것이어야 한다.

(3) 측정 위치의 수는 12개 이상이어야 한다.

(4) 표본 검출면은 가능한 한 엔진의 배기 노즐에 가깝게 설치하되 엔진성능을 고려한다. 그러나, 반드시 노즐 직경의 절반에 해당하는 거리 이내에 두어야 한다.

(5) 신청자는 자기가 제시한 검침 설계와 장착위치로 각 추력설정에서 대표적인 표본을 얻을 수 있다는 상세한 근거를 증명당국에 제시해야 한다.

(b) 표본 검출관

(1) 표본은 검침에서 표본 수집장치로 내경 4.0～8.5 mm의 길이 25 m를 초과하지 않는 관을 통해 실용상의 최단경로로 옮겨져야 한다. 관내온도는 ±15℃의 안정도로 60～175℃ 사이에 유지되어야 하는데 엔진의 배기가스 온도를 관내 조절 온도까지 냉각시키는 부분은 예외로 한다.

(2) 표본 검출관은 가능한 한 직선이어야 한다. 불가피하게 굽혀야 할 부분은 굽힘반경을 관 내경의 10배 이상으로 한다. 관의 재질은 분진이나 정전기를 발생시키지 않는 것이어야 한다. 일반적으로 스테인레스 스틸, 구리, 접지시킨 탄소함유, 형광에틸렌 글리콜 삼중합체 (PTTE)등이 이러한 요건을 갖추고 있다.

(c) 매연 분석 시스템

이 항의 방법은 주어진 양의 배기표본이 필터를 통과할 때 오염으로 인해 여과기의 투과율이 감소하는 것을 측정하는 것을 기초로 한다.

오염된 필터 표본을 얻기 위한 시스템 부품들의 배치는 그림 5-1의 도면과 같이 한다. 측정 판독을 용이하게 하기 위해 필요하다면 부피측정기 부근에 우회경로는 설치할 수 있다. 시스템의 주요 구성요소들은 다음 각 항의 요구사항에 부합해야 한다.

(1) 표본 크기의 측정 : 건식 혹은 습식 정량 배기량 부피측정기는 표본 부피를 ±2% 정확도 이내로 측정할 수 있어야 한다. 또한, 측정기에 입력되는 압력과 온도를 각각 0.2%와 ±2℃의 정확도로 측정할 수 있어야 한다.

(2) 표본 유량 측정 : 표본 유량은 14±0.5ℓ/min 로 유지되어야 하고 여기에 사용되는 유량 측정기는 유량을 ±5%의 정확도로 측정할 수 있어야 한다.

(3) 필터와 고정장치 : 필터 고정장치는 부식방지 재질로 되어 있어야 하고, 그림 1에 나타낸 것과 같은 흐름경로 형상을 보여야 한다. 필터 재료은 와트먼 4번이나 증명당국이 인가한 것과 동등해야 한다.

(4) 4개의 밸브는 다음과 같이 배치한다.

(i) A밸브는 유입 표본을 측정필터나 우회경로로 유도하거나 차단할 수 있도록 신속한 개폐가 가능하고 전흐름이나 분할흐름을 할 수 있는 것이어야 한다. 이러한 기능을 수행할 수 있도록 A밸브는 두 개의 밸브를 연결하여 구성할 수도 있다.

(ii) B, C밸브는 계통의 유속을 조절하는 가변식 밸브로 한다.

(iii) D밸브는 필터 고정장치를 고립시킬 수 있는 차단 밸브이다. 모든 밸브는 부식 방지 재질로 되어 있어야 한다.

(5) 진공펌프 : 이 펌프는 대기압에 대해 -75kpa의 흐름이 없는 진공을 만들 수 있어야 한다. 전 흐름의 유속은 정상 온도와 압력에서 28ℓ/min 이상이어야 한다.

(6) 온도조절 : 분석기 내부 표본관에서 필터 고정장치까지의 온도는 안정도 ±15℃로 60～175℃ 사이에서 유지되어야 한다. 여기에서 온도조절의 목적은 수분 응축을 방지하기 위한 것이다.

(7) 전체적으로 필터 고정 장치보다 검침 주위 유량을 높게하는 것이 바람직하고 초과되는 흐름을 방출하기 위해 검침과 A밸브사이에 흐름 분할기를 장착할 수 있다.(그림 1) 방출관은 검침과 분기점에 가능한 한 가깝게 위치시켜야 하고 검침에서 80%의 압력강하가 일어나는 기능에 영향을 미치지 않아야 한다. 방출된 흐름은 이산화탄소 분석기나 종합 배출 분석시스템으로 보낼 수도 있다.

(8) 흐름 분할기를 사용하려면 흐름 분할기가 필터 고정 장치를 통과하는 매연 수준을 변화시키지 않는지를 검사하여 확인해야 한다. 이것은 흐름 분할기에서 배출관을 반대로 연결하여도 측정방법의 정확성 내에서 매연수준이 변화하지 않는다는 것을 확인할 수 있으면 된다.

(9) 누출기능 : 보조계통은 다음의 검사를 거처야 한다.

(i) 깨끗한 필터를 고정장치에 고정한다.

(ii) A밸브를 차단하고 B,C,D 밸브를 완전히 연다.

(iii) 1분간 진공펌프를 가동하여 평형상태에 도달시킨다.

(iv) 펌프를 계속 가동하여 5분간 측정기를 통한 유량을 측정한다. 이때 유량이 5ℓ(정상온도와 압력에 대해)를 초과해서는 안되며, 이 표준에 도달할 때까지 장치를 사용하지 않아야 한다.

(10) 투과율 측정계(reflectometer) : 여과장치의 투과확산밀도는 국제표준기구(International Standards Oeganization)의 표준, ISO 5-4에 부합하는 계기로 측정해야 한다. 필터지 상의 투과기 광선 직경의 범위는 D/10～D/2인데, 여기에서 D는 그림 5-1에 정의된 것과 같이 여과지 오염점의 직경이다.

그림 1 매연측정장치

그림 1 매연측정장치

(d) 연료규격

연료는 Subpart G의 규격에 합치되는 것이어야 한다.

(e) 매연 측정 절차

(1) 엔진작동

(i) 엔진은 고정확성 성능시험용으로 적합한 정적시험 설비에서 작동시켜야 한다.

(ii) 엔진의 운전 조건과 추력설정은 Subpart C의 기준에 따라 설정해야 하고 각 동력위치에서 엔진이 안정되게 작동해야 한다.

(2) 누출 및 청결성 점검

표본 이동관과 밸브들이 가열되고 안정된 후에 측정을 시작해야 하며, 시작하기에 앞서

다음과 같이 시스템에 대해 누출과 청정도 점검을 해야 한다.

(i) 누출점검

검침을 분리하고 표본누출관 끝을 막는다. (c)(9)항의 누출점검을 하되 A밸브를 열어 ‘우회위치’에 두고 D밸브는 잠근다. 이때 누출한도는 2ℓ이다. 검침과 관연결 상태를 원위치에 둔다.

(ii) 청결도 점검

(A) B,C,D 밸브 개방한다.

(B) 진공펌프를 가동시키고 A밸브를 ‘우회’와 ‘채취’ 위치에 번갈아 놓아가며 5분동안 깨끗한 공기로 전체시스템을 씻어낸다.

(C) A 밸브를 ‘우회’ 위치에 놓는다.

(D) D 밸브를 차단하고 깨끗한 필터를 고정장치에 부착한 후 D밸브를 개방한다.

(E) A밸브를 ‘채취’ 위치에 놓고 50의 공기를 필터를 통해 통과시킨후 ‘우회’ 위치에 다시 놓는다.

(F) 이 부록 3항에 명시된 방법으로 여과지의 오염점에 따른 매연지수 결과를 측정한다.

(G) 이 매연지수가 3을 초과하면 수치가 3보다 낮아질 때까지 시스템 전체를 청소한다. (혹은 다른 조정방법을 쓴다) 누출 정도 및 청결도 점검이 요구 조건에 부합될 때까지 시스템을 사용하지 않아야 한다.

(3) 매연 측정

매연지수가 규제 수치 이하여서 매연의 측정이 중요하지 않은 경우나 매연을 배출가스와 동시에 측정하더라도 그 결과가 유효하다는 것이 증명되지 않는 한, 매연 측정은 다른 측정과 독립적으로 실시하여야 한다. 모든 경우에 있어 (b)(2)에 언급된 표본 추출관의 굽힘 반경에 대한 기준은 엄격히 준수되어야 한다. 매연 분석시스템은 (c)항에 따라 설치해야 한다.

그림 5-1을 참고로 하고 다음 각 항의 절차에 따라 오염필터 표본을 검출한다.

(i) 검침이 장착된 상태에서 엔진을 운전하는 동안 A밸브 위치를 차단위치에 두지 말아야 한다. 그렇지 않으면 오염입자들이 관내에 쌓일 수 있다.

(ii) A 밸브를 ‘우회’ 위치에 놓고 D 밸브를 차단한 후 필터를 고정장치에 부착한다. 엔진이 요구된 운용조건 근처에서 가동되는 동안 C밸브를 조절하여 유량이 14±0.5ℓ/min가 되도록 하고 A밸브가 ‘우회’ 위치에 놓여진 상태에서 최소한 5분 동안 배기표본 검출을 계속한다.

(iii) D밸브를 개방하고 A밸브를 ‘채취’ 위치에 놓는다. B밸브를 사용하여 ‘(ii)'항과 같은 수치로 유량을 다시 조절한다.

(iv) A밸브를 ‘우회’ 위치에 놓고 D밸브를 차단한다. 고정장치에 깨끗한 필터를 부착한다.

(v) 엔진이 안정되면 ‘iv’항 상태에서 표본이 1분간 지나가도록 한다.

(vi) D밸브를 개방하고 A밸브를 ‘채취’ 위치에 놓고 필요에 따라 유량을 재조정하고 선택한 양(‘(viii)'항 참조) 만큼의 표본이 지나가게 한 후 A밸브를 ‘우회’ 위치로 되돌리고 D밸브를 차단한다.

(vii) 분석을 위해 오염된 필터를 치워두고 깨끗한 필터를 고정 장치에 부착한다.

(viii) 표본크기는 여과기 면적당 12～21의 범위이어야 하고 16.2부근의 표본이 포함되도록 선택해야 한다. 각 엔진출력 조건에서의 표본 수는 3개 이상이어야 하고 필요하면 ‘(v)’～‘(vii)’항의 과정을 반복한다.

SN' = 100 (1-Rs/Rω)

여기에서 Rω는 깨끗한 필터의 절대 반사율이다. 각 표본의 질량은 다음 식으로 산출한다.

W

여기에서 P, T는 각각 부피 측정기를 통과하기 바로 전에 측정한 표본의 압력과 온도로 파스칼(P)과 캘빈(K)으로 나타낸다. V는 ㎥으로 측정한 표본 부피이다. 표본크기가 기준 수치의 위 아래에 분포하는 여건일 때 각 엔진 조건에 대해 각 수치의 SN'과 W는 log W/A에 대한 SN‘으로 나타내져야 하는데, 여기서 A는 여과기의 오염된 면적(㎥)이다. 직선구간의 최소면적을 사용해서 W/A = 16.2의 SN’ 수치가 각 엔진 상태에서의 매연지수로 산정해서 보고한다. 기준 크기에서만 표본 검출을 하였다면 SN' 수치의 대수적 평균을 SN으로 보고한다.

각 검사에서 측정된 아래 자료를 증명당국에 보고한다.

(a) 표본 온도

(b) 표본 압력

(c) 채취 조건에서의 실제 표본 부피

(d) 채취 조건에서의 실제 표본 유속

(e) 누출 및 청결 점검 증명 (34.53(e)(2) 참조)

Subpart F 가스배출물의 측정

(a) 본 장의 절차는 대표적인 배기표본의 추출과 측정장치로의 이동 및 그 분석에 관한 것이다. 이 절차는 후기연소 엔진에는 적용하지 않는다.

(b) 본 장의 절차와 다른 절차는 신청자가 일단 적용한 후 증명당국의 승인을 받아야 한다.

(a) 가스배출

다음 배출물의 농도를 정해야 한다.

(1) 탄화수소(HC) : 배기가스 중의 모든 탄화수소 성분의 총합

(2) 일산화탄소(CO)

(3) 이산화탄소() :

(4) 질소산화물(NOx) : 일산화질소와 이산화질소의 예산 총합치

(5) 일산화질소(NO)

(b) 기타정보

배출 측정 자료를 일반화시키고 엔진의 검사특성을 정량화 하기 위해 다음 자료가 필요하다.

- 흡입구 온도

- 흡입구 습도

- 대기압

- 연료중 수소/탄소 비율

- 기타 필요한 엔진 변수(예 : 추력, 축속도, 터빈 온도, 가스발생기의 공기유속)

이 자료들은 별첨 F6에 제시된 방법으로 산출하거나 혹은 직접 측정해야 한다.

일산화질소와 탄화수소 분석 장치로 들어가는 배기 표본을 다루는데 있어, 어떠한 형태의 건조기나 수분 응축기도 사용하지 않아야 한다. 각 부분 보조시스템에 대한 요건은 34.67항에 제시되어 있으나 몇가지 자격요건과 변경사항은 다음과 같다.

(a) 각 보조계통에는 필요한 유량조절장치, 상태조절장치, 계측장비 등이 갖추어져 있는 것으로 가정한다.

(b) 표본 전송시간과 보조 분석 시스템의 표본유량 요구수치에 따라 방출 그리고/또는 고온표본 펌프의 필요 여부가 결정된다. 이것은 다시 배기표본 흐름 압력과 관내 손실에 좌우된다. 이 펌프는 특정 엔진운전 조건에서 항상 필요한 것으로 간주한다.

(c) 가스분석 보조계통내의 고온 펌프의 위치는 필요에 따라 변경될 수 있다. (예를 들어 어떤 탄화수소 분석기에는 고온 펌프가 장착되어 있는데, 따라서 고온펌프 윗쪽 흐름을 사용할 수 있는 것으로 볼 수 있다.)

그림 1은 배기가스 표본 검출 및 분석계통의 개략도로 배출 검사에 필요한 기본적인 내용을 포함하고 있다.

그림 1 표본검출 및 분석장치도

엔진 배기배출 측정장치의 주요 구성요소에 대한 일반적인 개요와 규격은 다음과 같다. 좀 더 상세한 사항은 별첨 F1, F2, 및 F3을 참조토록 한다.

(a) 표본검출 장치

(1) 표본 검침

표본검침은 다음의 조건들을 만족해야 한다.

(i) 배기배출물과 접촉하는 검침은 스테인레스스틸재 또는 어떠한 반작용도 없는 재료이어야 한다.

(ii) 만약 다수의 오피리스를 사용한 경우, 모든 오피리스의 직경은 같아야 한다. 검침 오리피스에서 최소 80%의 압력강하가 일어나도록 설계된 것이어야 한다.

(iii) 측정 위치의 수는 12개 이상이어야 한다.

(iv) 표본 검출면은 가능한 한 엔진의 배기 노즐에 가깝게 설치하되 엔진성능을 고려한다. 그러나, 반드시 노즐 직경의 절반에 해당하는 거리 이내에 두어야 한다.

(v) 신청자는 자기가 제시한 검침 설계와 장착위치로 각 동력위치에서 대표적인 표본을 얻을 수 있다는 상세한 근거를 증명당국에 제시해야 한다.

(2) 표본 검출관

표본은 검침에서 표본 수집장치로 내경 4.0～8.5 mm의 관을 통해 통해 실용상의 최단경로로 옮겨져야 하고 전송시간이 10초 이내가 될 정도가 되어야 한다. 관내온도는 160℃±15℃(안정도 ±10℃)로 유지해야 하되 ; a)엔진 배기온도를 관내 통제온도까지 식히는 부분의 온도와 b) 표본을 일산화탄소, 이산화탄소, 산화 질소물 분석기에 공급하는 분기관의 온도는 예외로 한다. 분기관 온도는 65℃±10℃(안정도 ±10℃)로 유지해야 한다. 탄화수소, 일산화탄소, 이산화탄소, 질소산화물 성분을 측정하기 위해 표본을 검출할 때 쓰이는 검출관은 스테인레스스틸재이거나 접지시킨 탄소 함유 PTTE재 이어야 한다.

(b) 탄화수소 분석기

탄화수소 표본의 총함량은 수소 불꽃에 들어가는 탄화수소 유량에 비례하는 이온화 전류를 통과하는 전극 사이에 가열불꽃 이온검출기(FID)를 사용하는 분석기를 통해 측정한다. 분석기에는 온도, 표본의 유량, 표본의 우회량, 연료와 희석가스 등의 제어와 유효길이와 영점 점검 등이 가능한 장치들을 갖추고 있는 것으로 본다.

전반적인 세부사항은 별첨 F1에 제시되어 있다.

(c) 일산화탄소와 이산화탄소 분석기

이들 성분을 측정하는 데에는 비분산형 적외선 분석기를 사용한다. 이 장비는 구성분이 적절히 감지되는 단위 셀 또는 셀그룹의 기준가스와 표본가스셀 들로부터 병렬 상태에서 흡수되는 에너지 양의 차이를 활용하도록 설계된 것이라야 한다.

이 분석기의 하위장치는 표본과 영점 및 스팬가스들의 흐름을 통제하고 조정할 수 있는 모든 필요한 기능을 갖추어야 한다. 온도조절은 건식이나 습식으로 선택에 따라 측정기준에 적합해야 한다.

전반적인 세부사항은 별첨 F2에 제시되어 있다.

(d) 질소산화물 분석기

일산화질소의 농도는 오존이 첨가된 표본에서 일산화질소가 반응하는 동안 방출되는 방사선의 강도가 일산화질소 농도의 측정치가 되는 화학 발광법을 사용하여 측정해야 한다.

이산화질소 성분은 측정전에 필요한 효율을 지닌 변환기를 통해 산화질소로 변환되어야 한다. 총합 질소산화물의 측정 시스템에는 모든 필요한 조절기능과 일상적인 영점과 스팬 교정기능 및 변환기 효율점검에 필요한 기능 등이 갖추어져 있어야 한다.

전반적인 세부사항은 별첨 F3에 제시되어 있다.

(a) 엔진작동

(1) 엔진은 고정확성 성능시험용으로 적절한 정적시험 설비에서 작동시켜야 한다.

(2) 엔진의 운전 조건과 추력설정은 Subpart C의 기준에 따라 설정해야 하고 각 출력 위치에서 엔진이 안정되게 작동해야 한다.

(b) 주요 계기 교정

교정의 일반적 목적은 안정도와 선형성을 확립하는 것이다.

(1) 신청자는 검사 당시의 분석계통 교정이 유효함을 증명당국으로부터 인정받아야 한다.

(2) 탄화수소 분석기에 대한 교정에서는 감지기 산소와 탄화수소 차이의 응답성이 별첨 F1에 명시된 제한범위 내에 드는지 확인해야 한다. 이산화질소/일산화질소 변환기 효율 역시 별첨 F3의 요구사항에 일치하는지 점검하여 확인해야 한다.

(3) 각 분석기에 대한 성능점검 절차는 다음과 같다. (별첨 F4에 명시된 교정을 행하고 시험가스를 사용한다.)

(i) 영점가스를 주입하여 계기 영점을 조절한 뒤 해당되는 조절값을 기록한다.

(ii) 각 운용범위에 대해, 90% 전편향농도의 교정 가스를 사용한다. 그에 따른 계기이득을 조절하고 조절치를 기록한다.

(iii) 약 30%, 60%, 90% 등의 전편향농도 가스를 주입하고 분석기 수치를 기록한다.

(iv) 최소제곱 직선을 영점, 30%, 60%, 90% 농도점에 맞춘다. 출력을 선형화 시키지 않고 기본식을 사용하는 일산화탄소 그리고/또는 이산화탄소 분석기에 대해서는 필요하다고 판단되면 추가적인 교정치를 사용하여 알맞은 수학공식에 의한 최소제곱 곡선에 맞춘다. 만일 전체 범위의 2% 이상 편향되면 (또는 ±1 ppm 중 큰 쪽, 단 이산화탄소 분식기의 경우 ±100 ppm) 실용을 위한 교정곡선을 준비해야 한다.

(c) 운용

(1) 측정은 표본 이동관과 밸브들이 가열되고 안정된 후에 시작해야 하며, 시작하기에 앞서 다음과 같은 점검을 해야 한다.

(i) 누출 점검 : 일련의 검사에 앞서 검침과 분석기를 분리한 후, 매연 측정장치에서 사용하는 진공 펌프에 연결시켜 계통의 누출이 정상온도와 압력에서 0.4ℓ/min이하인지를 확인해야 한다.

(ii) 청정도 점검 : 가스표본 검출 장치를 검침과 분리하고 검출관 끝을 영점 가스원과 연결한다. 장치를 탄화수소 측정을 수행하는데 필요한 온도까지 덥힌다. 표본 펌프를 작동시키고 유량을 엔진배출 검사시의 비율로 조정한다. 탄화수소 분석기의 판독치를 기록한다. 이때 치수는 엔진 공회전시의 배출치 또는 1 ppm (양쪽 모드 메탄으로 표현된다) 중 높은 쪽의 1%를 초과해서는 안된다.

엔진이 가동되고 검침이 배기구에 위치해 있으면서 배출물을 측정하지 않는 동안 검침이 오염이 되지 않도록 검출관을 역으로 불어내 주는 것이 좋다.

흡입공기의 상태를 검사 시작과 끝, 적어도 검사중 한시간마다 한번씩 관찰하는 것 또한 바람직하다. 공기상태가 심각하다고 간주되면 이 사실을 고려해야 한다.

(2) 다음 절차에 따라 측정한다.

(i) 적절한 영점 가스를 사용하여 장비 조정을 한다.

(ii) 사용범위에 대해 적절한 교정 가스를 90% 전편향농도에서 적용하고 그에 따른 이득을 조정하고 기록한다.

(iii) 엔진이 요구된 추력설정에서 안정됐을 때 판독이 안정될 때까지 운전을 계속해서 오염물질 농도를 관찰하고 기록한다.

(iv) 검사완료시와 검사 중간에 1시간 미만의 간격으로 영점과 계산점을 재점검한다. 전편향 범위 상에 ±2%이상의 변화가 있으면 장비를 절차에 따라 다시 복원한 후 검사를 반복해야 한다.

(d) 탄소균형점검

각 시험에서는 매연을 제외한 집적표본의 총 탄소농도로부터 예측되는 공기/연료 혼합비가 지상활주/지상공회전 상태에서는 ±15%이내, 다른 상태에서는 10%이내의 엔진 공기/연료 혼합비에 근거한 예측치와 일치하는지 점검해야 한다.

(a) 가스배출물

(1) 일반사항

분석적측정방법은 4가지의 이착륙 모드에서 연소기 입구 온도()의 범위에서 각각의 분석기가 검출한 다양한 배기가스의 농도로부터 구하는 방식으로 한다. (a)(2)항의 산출방법 또는 별첨F5에 명시된 대체 방법을 사용한 경우, 모든 가스 배출물에 대한 측정된 배출물 목록을 작성하여야 한다. 기준대기조건으로부터의 편차를 수정하기 위하여 (a)(3)항항을 적용한다. 이 같은 수정은 기준표준엔진으로부터 시험된 엔진의 수정을 위해 사용할 수 있다. 파라미터 보정을 위해 연소실 입구 온도를 사용한 경우, 배출물 목록과 기준조건하의 기준표준엔진의 4가지의 이착륙 모드에서의 운용에 상응하는 연료량을 본항의 b)의 절차를 사용하여 작성하여야 한다.

(2) 기본인자

공기/연료 혼합비=

여기에서,

그리고,

사용 연료의 탄소원자에 대한 수소 원자의 비율 n/m 수치는 그 연료 의 형식을 분석하여 측정한다. 순환공기 습도 h는 각각의 지정 상태에서 측정되어야 한다. 배기 탄화수소의 특성화 (xy) 자료가 없는 경우에는 x=1, y=4를 사용한다. 건조 또는 반건조 일산화탄소와 이산화탄소를 사용할 경우 별첨 F5에 따라 등가습식농도로 먼저 변환해야 한다. 별첨 F5에는 필요에 따라 사용할 수 있는 간섭교정 공식도 포함되어 있다.

(3) 기준 조건에 대한 배출사항의 수정

실제 검사 시 흡입되는 공기의 온도와 압력 대기조건과의 편차를 고려하여 모든 관련 운용 모드에서 측정한 오염물질 지수에 대해 수정을 해야 한다. 이 같은 수정은 기준표준엔진으로부터 시험된 엔진의 수정을 위해 사용할 수 있다. 기준조건의 습도는 0.00634kg water/kg dry air로 한다.

따라서, 수정 EI = K × 측정EI 이고 K에 대한 일반화된 표현은

K=() × × exp x exp이다.

(4) 배출지수를 연소기 흡입구 온도에 연관시키기 위하여 34.69 (b)항의 곡선끼워맟추기 기술을 사용하면 일반화시킨 방정식으로부터 exp()/C 항을 소거할 수 있고 대부분의 경우 ()는 단일계수로 간주할 수 있다. 일산화탄소와 탄화수소의 배출지수에 대해 많은 검사시설에 있어 습도항이 단일계수에 충분히 가까워 방정식에서 소거할 수 있고 ()항의 성분도 단일계수와 가깝다고 본다.

따라서,

수정된 EI(CO) = × EI(CO)v. curve에서 유도된 EI

수정된 EI(HC) = × EI(HC)v. curve에서 유도된 EI

수정된 EI(NOx) = EI(NOx) × × exp(19[-0.00634])v. curve에서 유도된 EI

일산화탄소와 탄화수소 배출지수 수정에 관한 이러한 추천방법으로 만족할 만한 상관관계가 이루어지지 않는다면 성분 검사로부터 유추한 변수를 대체방법으로 사용할 수 있다. 일산화탄소, 탄화수소, 질소산화물 등의 배출지수 수정에 사용되는 그 외의 다른 방법은 증명당국의 승인을 받아야 한다.

(b) 제어변수 함수 (, , π)

(1) 기준 대기조건으로 교정되고 필요한 경우 기준표준엔진(수정된 )으로 교정된 모든 오염물질에 대한 배출지수()은 모든 이착륙 운용모드에서 대하여 구해야 한다. 공회전 상태를 정의하는데 최소 3개의 검사지점이 요구된다. 기준대기조건 하에서 각 가스 배출물에 대해 다음의 관계가 결정되어야 한다.

(i) EI(수정된)와 TB 사이

(ii) Wf과 TB 사이

(iii) F와 TB사이

주1- 위 사항들은 그림 2의 a),b),c)로 예시되어 있다.

주2- b)와 c)의 관계는 엔진시험자료로부터 즉시 수립되어야 한다. 또는 검증된 엔진 성능모델로부터 구동될 수 있다.

기준 엔진이란 대표적인 운용 및 성능 특성을 가지고 있고 실제 엔진 형식의 생산 기준이 되는 엔진을 말한다.

(iv) 최대 정격 추력()

(v) 최대 정격출력에서의 엔진 압축비 (π)

주 - 이 사항들은 그림 2 d)에 설명되어 있다.

(2) 4가지의 이착륙 운용모드에서 모든 가스 배출물에 대한 EI(수정된) 예측은 다음과 같은 일반적 절차에 부합해야 한다.

(i) 기준대기조건 하에서 4가지의 이착륙 운용 모든에 상응하는 값에서 연소실 입구 온도()를 결정한다.

(ii) EI(수정된)/ 특성곡선에서 (그림 2 a) TB에 상응하는 EIn을 결정한다.

(iii) Wf/ 특성곡선에서 (그림 2 b) TB에 상응하는 Wfn을 결정한다.

(iv) 국제 표준대기상태의 최대 정격출력과 압축비 수치를 파악한다. 이것은 각각 와 π이다. (그림 2 d)

(v) 각 오염물질의 를 계산한다.

여기서 : t 이착륙 주기의 시간(분) 연료 유량 (kg/min)

Σ : 이착륙시 기준을 포함한 모든 상태 지정의 총합

(3) 전술한 방법의 권장 사항이지만, 증명당국은 수학적 방법이 인정할 만한 곡선 적용기술로부터 도출되었다면 예시된 곡선을 나타내는 수학적 표현을 사용하는 등가의 수학적 절차를 인가할 수 있다.

(c) 제한된 절차에 대한 예외

형상이나 다른 참고할 만한 상태로 인해 이 절차의 사용이 어렵다면, 증명이 대체 절차의 결과와 만족할 만한 기술상의 등가를 이룬다는 것을 검증한 후에 대체절차를 승인할 수 있다.

그림 2 산출 절차

별첨 F1 탄화수소분석기의 규격

F1.1 기본원리

F1.2 일반

주의 : 예시된 성능 지침은 일반적으로 분석기의 전장 수치이다. 부분적 수치에서의 오차가 판독상의 중요한 비율 증가로 나타날 수 있다. 이러한 증가의 관련된 중요성은 측정 전에 고려 사항으로 간주돼야 한다. 성능개선이 요구되면 적절한 주의 조치가 취해져야 한다.

사용되는 장치는 검출기와 표본 취급 부품의 온도를 150℃ 이상으로 유지해야 한다. 선행지침은 다음과 같아야 한다. 검출기의 반응은 최적화 되고 계기는 안정되어야 한다.

(a) 전 범위 : 적절한 범위에서 0～5000 ppm C

(b) 결과 : 사용범위의 전장 수치의 0.5% 나 0.5 ppm C중 높은 수치 이상

(c) 반복도 : 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 ±0.5% ppm C중 높은 수치 이상

(d) 안정도 : 1 시간 주기 이내에서 사용범위의 전장 수치의 ±2% 나 ±1.0 ppm C 중 높은 수치 이상

(e) 영 편차 : 1시간 주기 이내에서 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 ±0.5 ppm C중 높은 수치 미만

(f) 소음 : 0.5 Hz 이상에서 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 ±0.5 ppm C 중 높은 수치 미만

(g) 반응시간 : 최종 판독의 90%가 이루어 질 때까지 표본입력에서 분석계통까지 도달하는 시간이 10초를 초과하지 않아야 한다.

(h) 선형성 : 공기중의 프로판 (메탄계의 탄화수소) 반응은 전장 수치의 2%이내 범위에서 선형적이어야 하고 그렇지 않으면 계산 교정을 해야 한다.

F1.3 상호 작용 효과

측정의 정확성에 영향을 줄 수 있는 인자는 두 가지가 있다.

(a) 산소의 영향 (표본에 함유된 산소 비율의 차이로 인해 실제로는 일정한 탄화수소 농도에 비해 지시되는 탄화수소 농도가 다르게 나타난다)

(b) 상대적 탄화수소의 반응 (ppm C의 등가로 표시된 동일한 탄화수소 표본 농도에 대해 탄화수소 성분의 등급이나 등급 혼합물에 따라 다른 반응이 나타나는 것)

(c) 전술한 효과의 정도는 다음과 같이 정의되고 제한되어야 한다.

(1) 산소반응 : 다음 두 종류의 프로판 가스를 상대적 정확도 ±1%로 대략 500 ppm C 의 농도로 혼합하여 반응을 측정한다.

- 10±1%의 산소와 나머지는 질소인 프로판

- 21±1%의 산소와 나머지는 질소인 프로판

과 가 각각 정상 반응이라면 ( - )가 의 3% 미만이어야 한다.

(2) 차등 탄화수소 반응 : 다음 네 종류의 공기중의 다른 탄화수소를 상대적 정확도 ±1%로 대략 500 ppm C의 농도로 혼합하여 반응을 측정한다.

(i) 영점공기에서의 프로판

(ii) 영점공기에서의 프로필렌

(iii) 영점공기에서의 톨루엔

(iv) 영점공기에서의 n-헥산

Ra, Rb, Rc, Rd가 각각 정상반응이라면(프로판에 대하여), (Ra-Rb), (Ra-Rc), (Ra-Rd)가 각각 Ra의 5%미만이어야 한다.

F1.4 검출기 반응의 최적화 점검

(a) 최초 조정 작업 절차에 대한 제작 회사의 지침과 보조업무 및 필요 공급품들은 공급되어야 하고, 모든 지정에 따른 조정은 반복적인 영점점검과 필요한 교정을 포함해야 한다. 공기중의 대략 500 ppm C 프로판 혼합 가스의 표본을 사용하여 적정 수준을 결정하기 위해 공기흐름을 다양하게 희석하여 적정한 연료 흐름에서 첫 번째 연료 흐름변화와 함께 반응 특성을 결정해야 한다. 산소와 차등 탄화수소 반응이 전술한 바와 같이 결정되어야 한다.

(b) 각 분석기 범위의 선형성은 전장 수치의 대략 30, 60, 90% 농도의 공기중의 프로판을 적용하여 점검해야 한다. 영점과 반응점에서의 최대 반응 편차는 전장 수치의 ±2%를 초과해서는 안되며 초과한다면 사용목적으로 계산곡선을 준비해야 한다.

별첨 F2 일산화탄소/이산화산소 분석기의 규격

F2.1 기본원리

앞의 34.67(c)항에는 배기가스 표본에서 일산화탄소와 이산화탄소의 농도를 개별적으로 측정하는데 사용되는 분석기 하위 장치의 특성이 요약되어 있다. 이 장치는 표본가스 단위와 병렬상에서의 비 분산성 적외선 흡수 방사선의 원리에 기초한다. 필요한 감도 범위는 집적된 표본 단위나 전자 회로상의 변화 혹은 양자 모두를 사용하여 구할 수 있다. 중첩 흡수 띠에 의한 가스 간섭은 가스 흡수 여과기나 광학 여과기를 사용하여 최소화 할 수 있는데 후자가 더 바람직하다.

예시된 성능 지침은 일반적으로 분석기의 전장 수치이다. 부분적 수치에서의 오차가 판독상의 중요한 비율 증가로 나타날 수 있다. 이러한 증가의 관련과 중요성은 측정 전에 고려 사항으로 간주돼야 한다. 성능개선이 요구되면 적절할 주의 조치가 취해져야 한다.

F2.2 일산화탄소 분석기

(a) 전 범위 : 적절한 범위에서 0～2500 ppm C

(b) 결과 : 사용범위의 전장 수치의 0.5%나 1.0 ppm C중 높은 수치 이상

(c) 반복도 : 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 ±0.5 ppm C중 높은 수치 이상

(d) 안정도 : 1시간 주기 이내에서 사용범위의 전장 수치의 ±2% 나 ±2.0 ppm C중 높은 수치 이상

(e) 영 편차 : 1시간 주기 이내에서 사용범위의 전장 수치의 ±1%나 ±2.0 ppm C중 높은 수치 미만

(f) 소음 : 0.5 Hz 이상에서 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 1.0 ppm C중 높은 수치 미만

(g) 간섭 : 다음과 같이 지시된 일산화탄소 농도와 관련하여 제한된다.

- 에틸렌 농도 백분율의 500 ppm 미만

- 이산화탄소 농도 백분율의 2 ppm 미만

- 수증기 농도 백분율의 2 ppm 미만

측정이 건식이라면 적용하지 말 것

이산화탄소 또는/그리고 수증기의 간섭한도를 초과하는 경우 적절한 수정지수를 정하여 보고하고 적용해야 한다. 이 같은 수정절차는 모든 경우에 있어 도입하여 사용하는 것이 좋다.

F2.3 이산화탄소 분석기

(a) 전 범위 : 적절한 범위에서 0～10%

(b) 결과 : 사용범위의 전장 수치의 0.5% 나 100 ppm 중 높은 수치 이상

(c) 반복도 : 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 100 ppm 중 높은 수치 이상

(d) 안정도 : 1시간 주기 이내에서 사용범위의 저장 수치의 ±2% 나 ±100 ppm 중 높은 수치 이상

(e) 영 편차 : 1시간 주기 이내에서 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 ±100 ppm 중 높은 수치 미만

(f) 소음 : 0.5 Hz 이상에서 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 ±100 ppm 중 높은 수치 미만

(g) 이산화탄소 분석기에서는 산소의 양을 점검해야 한다. 0～21% 산소변화에 관해서는 주어진 이산화탄소 농도의 반응이 판독의 2% 이상 변화하지 않아야 한다. 제한 한도를 초과하는 경우 적절한 수정지수를 정하여 보고하고 적용해야 한다. 이 같은 수정절차는 모든 경우에 있어 도입하여 사용하는 것이 좋다.

F2.4 일산화탄소와 이산화탄소 분석기

(a) 반응 시간 : 최종 판독의 90%가 이루어 질 때까지 표본입력에서 분석계통까지 도달하는 시간이 10초를 초과하지 않아야 한다.

(b) 표본 온도 : 운용상의 일반 상태는 표본 분석이 습식 조건이라는 점이다. 이것의 요구사항은 표본단위와 보조 계통상의 표본과 접촉하는 모든 다른 부품의 온도가 안정도 ±2℃에서 50℃ 미만으로 유지되어야 한다는 것이다. 가열되지 않은 분석기가 허용되고 수증기 간섭제한이 제거되고 연소시에 유입되는 수증기와 수분에 대한 부가적인 교정이 필요한 경우에는 일산화탄소와 이산화탄소의 건식 측정도 허용된다.

(c) 산출 곡선

(1) 선형 신호출력 특성을 지닌 분석기는 전장 수치의 대략 0, 30, 60, 90% 농도의 산출가스를 적용하여 점검해야 한다. 영점과 반응점에서의 최대 반응 편차는 전장 수치의 ±2%를 초과하지 않아야 한다. 초과한다면 사용목적으로 계산 곡선을 준비해야 한다.

(2) 비선형 신호출력 특성과 전술한 선형 요구성에 일치하지 않는 분석기는 전장 수치의 대략 0, 30, 60, 90% 농도의 산출가스를 적용하여 점검하도록 준비된 산출 곡선을 마련해야 한다. 곡선 형태를 적절히 정의하기 위해 필요하다면 추가로 혼합가스를 사용해야 한다.

별첨 F3 질소산화물 분석기의 규격

F3.1 기본원리

앞의 34.67(d)에 언급된 바와 같이 반응에 의해 방출되는 방사선을 측정하는 화학발광법 기술을 사용해야 한다. 이 방법은 이산화질소를 검출할 수 없으므로 질소산화물 총합의 측정 전에 표본을 변환기에 통과시켜 이산화질소를 일산화질소로 변환해야 한다. 원래의 일산화질소와 총 질소산화물의 농도 모두가 기록돼야 한다. 양자의 차이로서 이산화질소의 농도를 측정하는 것이다.

F3.2 일반사항

사용되는 장비는 조절장치, 밸브 흐름 계측기 등과 같은 모든 필요한 흐름조절 부품을 완전히 갖추어야 한다. 표본 가스와 접촉하는 부분의 재료는 스테인레스스틸이나 유리같은 질소산화물에 대한 내구성을 갖춘 것으로 제한해야 한다. 모든 부위에서의 표본온도는 일정한 국지 압력에서 수분응축이 형성되지 않는 수치로 유지되어야 한다.

예시된 성능 지침은 일반적으로 분석기의 전장 수치이다. 부분적 수치에서의 오차가 판독상의 중요한 비율 증가로 나타날 수 있다. 이러한 증가의 관련과 중요성은 측정 전에 고려 사항으로 간주돼야 한다. 성능개선이 요구되면 적절한 주의 조치가 취해져야 한다.

F3.3 성능요건

안정도 ±2℃의 순환 대기조건에서 장비 운용으로 결정된 주요 성능지정은 다음과 같아야 한다.

(a) 전 범위 : 적절한 범위에서 0～2500 ppm

(b) 결과 : 사용범위의 전장 수치의 0.5% 나 1.0 ppm 중 높은 수치 이상

(c) 반복도 : 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 ±1.0 ppm 중 높은 수치 이상

(d) 안정도 : 1시간 주기 이내에서 사용범위의 전장 수치의 ±2% 나 ±1.0 ppm 중 높은 수치 이상

(e) 영 편차 : 1시간 주기 이내에서 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 ±1.0 ppm 중 높은 수치 미만

(f) 소음 : 2시간 주기 이내 및 0.5 Hz 이상에서 사용범위의 전장 수치의 ±1% 나 ±1.0 ppm 중 높은 수치 미만

(g) 간섭 : 이산화탄소와 수증기를 포함한 표본 제한은 다음과 같다.

- 이산화탄소 농도 백분율의 0.05% 미만

- 수증기 농도 백분율의 0.1% 미만

이산화탄소나 수증기의 간섭제한을 초과하면 적절한 수정지수를 정하여 보고하고 적용해야 한다. 이 같은 수정절차는 모든 경우에 있어 도입하여 사용하는 것이 좋다.

(h) 반응시간 : 최종 판독의 90%가 이루어 질 때까지 표본입력에서 분석계통까지 도달하는 시간이 10초를 초과하지 않아야 한다.

(i) 선형성 : 사용 전장범위의 ±2% 나 2 ppm 중 높은 수치 이상

(j) 변환기 : 표본상의 이산화질소를 일산화질소로 변환하도록 작용하고 설계되어야 한다. 변환기는 표본상의 기존 일산화질소에 영향을 미치지 않아야 한다. 변환기 효율은 90% 이상이어야 한다. 효율수치는 100% 미만일 경우에는 측정된 표본의 이산화질소

(예 : )를 교정하는데 사용해야 한다.

별첨 F4 영점가스와 시험가스

F4.1 시험장비의 조정과 교정절차에 사용하는 교정 가스 및 시험 가스의 규격은 다음 표와 같다.

교정 가스

분석기 | 가 스 | 정확도*

HC | 영점공기중의 프로판 | ±2% 혹은 ±0.05 ppm **

CO2 | 영점공기중의 이산화탄소 | ±2% 혹은 ±100 ppm **

CO | 영점공기중의 일산화탄소 | ±2% 혹은 ±2 ppm **

NOx | 영점질소중의 일산화질소 | ±2% 혹은 ±1 ppm **

* : 95%의 신뢰 구간을 가짐

** : 양자 중 높은 쪽

시험 가스

분석기 | 가 스 | 정확도*

HC | 10±1%의 산소와 나머지는 질소인 프로판 | ±1%

HC | 21±1%의 산소와 나머지는 지소인 프로판 | ±1%

HC | 영점공기중의 프로필렌 | ±1%

HC | 영점공기중의 툴루엔 | ±1%

HC | 영점공기중의 n-헥산 | ±1%

HC | 영점공기중의 프로판 | ±1%

CO2 | 영점공기중의 이산화탄소 | ±1%

CO2 | 영점질소중의 이산화탄소 | ±1%

CO | 영점공기중의 일산화탄소 | ±1%

NOx | 영점질소중의 일산화질소 | ±1%

* : 95%의 신뢰 구간을 가짐

F4.2 일산화산소와 이산화탄소 교정가스는 개별적으로 혹은 두 가지 성분의 혼합 가스로 섞을 수 있다. 영점공기상의 일산화탄소, 이산화탄소, 프로판의 세 가지 성분의 혼합가스는 혼합기의 안정성이 보증된다면 사용될 수 있다.

F4.3 분석기에 기술된 영점 가스는 영점공기 이어야 한다. (20～22%의 산소를 질소와 혼합한 인공공기를 포함한다) 질소 분석기에 사용되는 영점질소는 영점가스로 사용되어야 한다. 한쪽 영점 가스의 불순도는 다음의 농도 미만으로 제한되어야 한다.

- 1 ppm 탄소

- 1 ppm 일산화탄소

- 100 ppm 이산화탄소

- 1 ppm 질소산화물

F4.4 신청자는 공급되는 상업용 가스가 실제로 이 규격에 일치하는지를 확인하거나 공급자에 의해 지정되었는지를 확인해야 한다.

별첨 F5 배출매개변수의 계산

F5.1 배출지수 및 공기와 연료혼합비 변수의 계산기준

(a) 원래의 연료와 공기 혼합기, 표본검출된 배기 배출의 결과 상태간의 균형은 다음 방정식로 표현될 수 있다고 가정한다.

정의에 의해 요구되는 변수는 다음과 같이 표현될수 있다.

메탄의 등가로 표현

이산화질소의 등가로 표현

(b) 연료상의 탄화수소 성분 수치는 (m,n) 연료 규격이나 분석에 의해 지정되어야 한다. n/m 비율만 지정된다면 값 m=12가 지정된다. 건조공기 성분(R,S,T)의 분자수는 정상적으로 권고된 표준 수치가 될 수 있도록 취할 수 있지만 인증당국의 승인과 R+S+T=1의 제한을 따른다면 대체적 수치도 지정될 수 있다.

(c) 순환대기습도 는 각 검사조건에서 측정된 것을 따른다. 배기 탄화수소의 특성(x,y)에 따른 양립하는 증거가 없다면 값 x=1, y=4가 지정될 것이 권고된다.

(d) 나머지 미지수의 결정은 일련의 다음선형 연립 방정식의 해를 필요로 하고 (1), (4)는 기본적 원자 보존 관계에서 유추한 것이고, (5), (9)는 가스 생성물의 농도 관계를 나타낸다.

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

(8)

(9)

(10)

위의 일련의 상태방정식은 모든 측정 농도가 참값인 경우 간섭영향을 받지 않거나 표본을 건조상태로 교정할 필요가 없다. 실제적으로는 간섭효과는 일산화탄소, 산화진소물과 일산화탄소에 어느 정도 존재하고 이산화탄소의 건식 혹은 건식을 기준으로 한 이산화탄소, 일산화탄소를 위한 선택사항이 가끔 사용된 방정식에 대한 필요한 변경 사항이 2.5와 2.6에 명시되어 있다.

(e) 간섭효과는 주로 표본 중에 함유된 이산화탄소와 수분으로 인한 것인데 일산화탄소와 질소산화물 분석기에 기본적으로 다른 방식으로 영향을 끼칠 수 있다. 일산화탄소 분석기는 전이 효과를 일으키기 쉽고, 질소산화물 분석기는 감도 변화를 일으키기 쉽다. 따라서, 다음과 같이 나타낸다.

간섭효과에 대한 교정이 필요할 때 식 (6), (8), (9)를 다음의 대체 방정식으로 변환시킨다.

(6A)

(8A)

(9A)

(f) 건조 또는 부분건조 표본에서 일산화탄소와 이산화탄소의 농도를 측정하려면 농도를 로 줄이고 다음과 같은 변형 상태방정식을 사용해야 한다.

(5A)

그리고,

그러나, 일산화탄소 분석기로 1.5에 전술한 바와 같이 간섭영향을 받을 수 있으므로 최종 일산화탄소 농도 측정 방정식은 다음과 같이 된다.

(6B)

F5.2 분석공식

(a) 일반

(1)에서 (10)까지의 방정식은 Subpart F의 34.69(a)항에 명시된 것과 같이 배출지수와 공기와 연료의 혼합비 변수에 대한 분석적 공식으로 변환될 수 있다. 이런 변환은 모든 농도측정은 습식이고 간섭교정이 필요하지 않다고 가정해서 통해 제곱근을 계속 제거하는 점진적 과정이다. 실제로는 일산화탄소와 이산화탄소 농도를 건식 또는 반건식으로 측정하기도 한다. 또한 때때로 간섭교정을 할 필요도 있다. 이러한 다양한 환경에서 사용하는 공식은 아래 (b)항, (c)항 및 (d)항에 나타나 있다.

(b) 건식 농도측정의 습식 변환공식

습식농도 = K × 건식농도

[ ] = K[ ]d

일산화탄소와 이산화탄소가 건식으로 측정되었을 때 다음의 식 k가 적용된다.

(c) 간섭교정

일산화탄소, 질소산화물, 일산화질소 측정은 전술한 방정식에 적용하기 전에 표본상의 이산화탄소와 응축수에 의한 간섭조정을 해야 한다. 그러한 교정은 통상 다음과 같은 일반적 방법으로 표시될 수 있다.

(d) 표본에 포함된 예측에 관한 방정식

표본상의 수분농도는

여기서,

그리고,

이러한 예측은 수분영향 교정이 필요한 다양한 분석농도 판독의 함수임을 주목해야 한다. 정확도를 높이기 위한 반복절차가 요구되는 안정도에 도달할 때까지 수분농도를 계속하여 반복 계산하는 경우에 필요하다. 대체적으로 산술적 해답을 구하는 방법 (4)를 사용하면 이러한 난이점을 해결할 수 있다.

F5.3 산술적 해를 구하는 대체 방법

(a) 위 F5.2에서 요약한 분석적 절차에 대한 대체방법으로 디지털 컴퓨터를 사용하여 각 측정 지정에서 방정식 (1)～(10)의 산술적 해에 의해 배출지수, 공기와 연료의 혼합비, 교정된 수분 농도 등을 구할 수 있다.

(b) 방정식 (1)～(10)에서 실제 농도 측정은 대체방정식(5A), (6A)으로 대신한다. 간섭교정과 건식 측정을 고려한 특수 측정 계통에 적용할 것

(c) 적합한 단순 2차원 배열 방정식을 푸는 컴퓨터 프로그램이 널리 응용되고 이 목적으로 사용되는 것은 편리하고 유연성이 있으며 건식 표본 선택과 간섭이나, 다른 교정의 조합과 식별을 쉽게 한다.

별첨 F6 추가 자료에 대한 규격

F6.1 34.69(b)항에서 요구된 바와 같이 표본의 성분농도 측정에 추가해서 다음의 자료 또한 제출되어야 한다.

(a) 흡기 온도 : 정확도 ±0.5℃까지 엔진 흡입구 평면상의 직경내의 한 점에서 총 온도로 측정한다.

(b) 흡기 습도 (킬로그램 수분/킬로그램 건조공기) : 엔진 전면의 흡입구 평면의 50m 이내의 한 점에서 측정한다.

(1) 주변 대기 습도가 0.00634킬로그램 수분/킬로그램 건조공기 이상 시, 대기습도의 ±5%의 판독 정확도로 흡기 습도를 측정한다.

(2) 주변 대기 습도가 0.00634킬로그램 수분/킬로그램 건조공기 미만 시 ±0.000317킬로그램 수분/킬로그램의 정확도로 건조공기의 흡기 습도를 적용한다.

(c) 대기압 : 정확도 ±100Pa로 엔진검사 위치의 1km이내에서 측정 및 검사기준 고도로 교정

(d) 연료질량 흐름 : 정확도 ±2%까지 직접 측정한다.

(e) 연료상의 탄화수소 비율 : n/m으로 정의되고 이 시험에 사용되는 연료상의 등가의 탄화수소이고 엔진 연료 종류 분석을 기준으로 평가한다.

(f) 엔진 변수

(1) 추력 : 이륙추력에서 ±1%와 인증시험에 사용되는 최소 추력의 ±5%의 정확도에서 선형 비례로 직접 측정한다.

(2) 회전속도 : 최소 ±0.5% 정확도로 직접 측정한다.

(3) 가스 발생기의 공기 흐름 : 엔진 성능 교정을 기준으로 정확도 ±2%로 결정한다. 위의 (a)항에서 (f)항까지의 변수들은 각 엔진 배출 시험설정에서 정해져야 하고 (c)항의 변수는 배출시험 전체에 걸쳐 1시간 주기이상의 간격으로 정해져야 한다.

Subpart G 시험연료의 규격

국토교통부장관이 별도로 승인한 연료를 제외하고, 배기배출물을 평가하는데 사용하는 연료는 다음 표의 규격에 부합되어야 한다. 이 시험연료에는 매연억제를 위한 어떤 첨가물도 사용하지 않아야 한다.

Subpart H 후기연소기엔진 가스배출물의 측정

본장의 절차는 배출 측정계통을 이용한 배기표본 획득과 이송 및 분석에 관한 것이다. 이 절차는 후기연소를 채용하는 엔진에만 적용된다. 여기에 제시된 방법은 사용이 쉽고 최근에 실행되는 대표적인 것이다. 주위 조건에 대해 보정할 필요성이 있으나 아직 관련 절차가 개발되어 있지 않다. 확보되는 대로 이 절차에 추가될 것이다. 그 동안 임의적인 보정 방법을 적용하고자 하는 경우 인증당국의 승인을 받아야 한다. 이 장에서와 다른 절차를 적용하고자 하는 경우 사전에 인증당국의 승인을 받아야 한다.

(a) 가스배출

다음 배출물의 농도를 결정하여 보고한다.

(1) 탄화수소(HC) : 배기가스에서 나타나는 모든 탄화수소 복합물의 추정 조합량

(2) 일산화탄소(CO)

(3) 이산화탄소()

이산화탄소는 오염물질로 간주되지는 않지만 산출과 점검 목적상 농도 측정이 필요

(4) 질소 산화물(NOx) : 일산화질소와 이산화질소의 전체 추정치

(5) 일산화질소(NO)

(b) 기타정보

배출 측정자료를 일반화하고 엔진시험 특성을 정량화 하기 위해 Subpart C의 34.37항의 요구사항에 추가하여 다음과 같은 추가정보가 제시되어야 한다.

(1) 흡기 온도

(2) 흡기 습도

(3) 대기압

(4) 배기가스 축을 중심으로 한 풍향벡터

(5) 연료 중 수소/탄소 비율

(6) 엔진 장착 세부사항

(7) 기타 필요한 엔진 변수(예 : 추력, 로터속도, 터빈온도, 가스 발생기의 공기흐름)

(8) 오염물질 농도 자료와 통계상의 유효성 변수

이 자료들은 별첨 F6에 따라 제안된 방법으로 계산하거나 혹은 직접 측정하여 얻는다.

(a) 후기연소를 사용하는 엔진 배기 흐름의 반응적 특성으로 인해 측정된 배출이 실제로 둘러싸고 있는 대기에 배출되는 것에 상당하다는 것을 확실히 할 필요가 있다. 이것은 반응이 중지된 온도로 배출가스가 냉각된 엔진으로부터 충분히 떨어져 하강 흐름하는 Plun 검출함으로 얻어진다. 일산화질소와 탄화수소 분석장치로 들어 가는 배기 표본을 다루는데 있어, 어떠한 형태의 건조기나 수분 응축기도 사용해서는 안된다. 다양한 구성품으로 된 하부 계통에 대한 필수 요소는 34.87항에 명시되어 있으나 몇가지 품질 조건과 편차에 대한 요건은 다음과 같다.

(1) 다양한 각각의 보조계통에 흐름 조절 장치, 상태조절 및 계측 장비가 구비되어 있는 것으로 가정한다.

(2) 고온 표본 펌프 또는 펌프의 필요성은 표본 전송시간과 보조 분석 계통의 표본 흐름 비에 맞출 요구능력이 있는지의 여부에 달려있다. 이것은 배기 표본 흐름 압력과 관내 유출에 좌우된다. 이러한 펌프는 특정 엔진 운용조건에서 필수적인 것으로 간주한다.

(3) 가스 분석 보조계통에 관련된 고온 펌프의 위치는 필요에 따라 변경될 수 있다. (예: 몇몇 탄화수소 분석기에는 고온 펌프가 장착되어 있어서 이 시스템의 고온 펌프 위쪽 흐름을 사용될 수 있는 것으로 판정될 수 있다.)

그림 1과 2는 배기가스 표본 검출 및 분석계통의 개략도이고 배출 시험에 필요한 사항들의 기초를 개략화한다.

엔진 배기 배출 측정 계통의 주요 구성요소의 일반적 개요와 명세서는 다음과 같다.

(a) 표본 장치

(1) 표본 검침

(i) 검침은 흐름 직경을 통해 다양한 위치에서 각각의 표본을 검출할 수 있도록 만들어져야 한다. 혼합된 표본은 허용되지 않는다.

(ii) 검침은 스테인레스 스틸로 만들어져야 하고 60℃미만의 온도로 유지돼야 한다.

(iii) 표본 검출면은 분사되는 엔진 노즐 중심선에 직각이어야 하고 가능한 한 노즐 방출면으로부터 18노즐 직경위치에 가깝게 놓여야 한다. 그러나 어떠한 경우라도 25 노즐 직경을 넘어서는 안된다. 노즐 방출 직경은 엔진 최대 동력조건의 것이어야 한다. 방출면과 표본 검출면을 포함해서 분사되는 엔진 노즐 중심선을 따라 적어도 반경 4방출 노즐 직경의 막히지 않은 구역이 있어야 한다.

그림 1 배기가스 검출장치도

그림 2 표본검출 및 분석장치도

(iv) 표본 검출점의 최소 개수는 11이다. 엔진으로부터 X의 거리에 있는 측정면은 배출흐름축 중심에서 반경 R1=0.05X, R2=0.09X의 원으로 3개의 구역으로 구분되어야 하고 각 구역으로부터 최소 3개의 표본을 검출해야 한다. 반경 0.11X～0.16X의 지점에서 검출한 표본이 축으로부터 가장 원거리에서 검출한 표본이 된다.

(2) 표본 검출관

표본은 검침에서 분석기로 최단 경로를 사용하여 내경 4.0～8.5mm관을 통해 흐름비율이 전송시간의 10초 이내로 전송해야 한다. 관내온도는 160℃±15℃(안정도 ±10℃)로 유지해야 한다. 탄화수소, 일산화탄소, 이산화탄소, 질소산화물 성분을 측정하기 위해 표본을 검출할 때 쓰이는 검출관은 스테인레스 재질이나 탄소 함유 PTTE로 만든 것이어야 한다.

(b) 탄화수소 분석기

탄화수소 총 성분의 표본 측정은 수소불꽃에 포함되는 탄화수소 흐름 비율에 비례하는 이온화된 전자 흐름 사이에서 가열된 불꽃의 이온 검출기(FID)를 사용하여 분석한다. 분석기는 통제온도, 표본의 흐름 비율 바이패스 표본 연료와 희석가스를 배열하는 부분을 포함하고 효율적인 범위와 영점 교정 점검이 가능한 것으로 간주해야 한다.

세부사항에 대해서는 Subpart F 별첨F1을 참고한다.

(c) 일산화탄소, 이산화탄소 분석기

비분산성 적외선 분석기를 사용해야 하며, 각 가스성분을 적절히 구분한 표본가스 단위 집단이 병렬상으로 에너지 흡수를 구분할 수 있도록 설계된 것이어야 한다. 이러한 분석 보조 계통은 표본과 영점, 전장, 가스흐름을 통제하고 조정할 수 있는 모든 필요한 기능을 갖추고 있어야 한다. 건식이나 습식으로 선택함에 따라 온도조절을 측정기준에 적합하게 할 수 있어야 한다.

세부사항에 대해서는 별첨 F2를 참고한다.

(d) 질소산화물 분석기

산화질소의 농도 측정은 오존이 첨가된 산화질소 측정 대상 표본에 방사선을 조사하여 산화질소의 반응에 따른 방사선의 강도를 측정하는 화학 발광법을 사용한다. 이산화질소 성분은 측정 전에 필수 효율 변환기를 사용하여 산화질소로 변환사켜야 한다. 합성된 질소산화물의 측정계통은 모든 필요한 흐름 온도와 다른 조절 계통을 포함해야 하며 변환기의 효율적인 점검뿐만 아니라 일상 영점 및 Span 교정도 할 수 있어야 한다.

세부사항에 대해서는 별첨 F3을 참고한다.

(a) 엔진운용

엔진은 고정밀도 성능시험에 적합하고 장비가 구비된 개방식 정적시험시설에서 작동시켜야 하고 34.87(a)항에 명시된 표본 검침 장착 지시사항을 지켜야 한다. 배출시험은 인증당국이 지정한 동력에서 수행해야 한다. 엔진은 각각의 지정 동력에서 안정적으로 작동해야 한다.

(b) 주위공기 조건

(1) 엔진을 시험조건에서 작동시켜가면서 주위공기의 이산화탄소, 일산화탄소, 탄화수소, 질소산화물 등의 농도를 점검해야 한다. 비정상적으로 농도가 높게 나타나는 것은 배기가스의 재순환, 연료누출, 또는 다른 비정상적인 배출이 시험 영역에서 일어나고 있다는 사실을 나타낸다. 적절히 조치하여 이러한 조건에서 시험이 되는 것을 피해야 한다.

참고적으로 정상적인 주위공기의 이산화탄소 농도는 0.03%이고 정상 조건에서는 이산화탄소와 탄화수소는 5ppm을, 질소산화물은 3ppm을 초과하지 않는다.

(2) 강수(降水)나 강풍과 같은 극한적 기후 조건에서는 검사를 하지 않는 것이 좋다.

(c) 주요계기 교정

교정의 일반적 목적은 안정도와 선형성을 확인하기 위한 것이다.

(1) 신청자는 분석계통의 교정상태가 시험 당시에 유효하다는 사실을 인증당국에 입증해 보여야 한다.

(2) 탄화수소 분석기의 교정에서는 검출기 산소와 탄화수소차이 응답이 Subpart F 별첨 F1에 명시된 제한범위 이내에서 생기는지 점검해야 한다. 이산화질소/일산화질소 변환기의 효율이 별첨 F3의 요구사항을 충족하는지 점검하고 확인해야 한다.

(3) 각각의 분석기 성능 점검 절차는 다음과 같다. (별첨 F4 참조)

(i) 영점 가스를 주입하여 계기 영점을 조절한 뒤 적절한 지정치를 기록한다.

(ii) 사용되는 범위는 통상 전 편향속도의 90%의 교정가스를 사용한다. 그에 따른 계기이득치 및 지정치를 기록한다.

(iii) FSD농도의 대략 30%, 60%, 90%를 주입시키고 분석기 눈금을 기록한다.

(iv) 최소면적이 직선을 영점, 30%, 60%, 90% 농도점에 일치시킨다. 출력을 선형화 시키지 않은 상태에서 기본적 형태로 사용되는 일산화탄소 및 이산화탄소 분석기는 적절한 수학적 공식의 최소 곡선이 필요하다고 판단되면 추가적인 교정점을 사용할 때 일치시켜야 한다. 전체 수치범위의 2% 이상 편향되면 (또는,±1 ppm보다 클때) 필요한 교정곡선을 준비하여 사용해야 한다.

(d) 운용

(1) 모든 계기와 표본 전송선이 정상작동 상태가 되고 안정될 때까지 측정을 시작하지 않도록 한다.

(i) 누출 점검 : 일련의 시험에 앞서 검침과 분석기를 분리하고 매연 측정 계통에서 사용하는 진공 펌프에 연결시켜 계통의 누출이 정상 온도와 압력에서 0.4ℓ/min이하인지 계통 누출점검을 해야한다.

(ii) 청정도 점검 : 가스표본 검출 계통은 표본 검출관 말단 부위를 영점 가스에 연결한다. 계통을 탄화수소 측정을 할 수 있는 온도까지 운전시킨다. 표본 흐름 펌프를 작동시키고 흐름 비율을 엔진 배출 검사시의 비율로 조정한다. 탄화수소 분석기의 판독치를 기록한다. 판독치는 공회전시 배출수준의 1% 또는 1 ppm(양쪽 모두 메탄으로 표현)중 높은 쪽보다 크지 않아야 한다. 오염발생을 방지하기 위하여 엔진이 작동하는 가운데 검침을 배기가스에 두고 배출을 측정하지 않으면서 표본검출관을 역으로 불어내 주는 것이 좋다. 또한, 흡입공기의 상태를 검사를 시작할 때와 끝냈을 때와 검사 도중에 최소한 한시간에 한번씩 관찰하는 것이 바람직하다. 공기상태가 심각하다고 간주되면 그것을 고려해야 한다.

(2) 측정 작업은 다음 절차에 따른다.

(i) 적절한 영점가스를 적용하여 필요한 계기 조정을 한다.

(ii) 적절한 교정가스를 FSD 농도의 사용범위 90%에서 적용하고 그에 따른 이득치를 조정하고 기록한다.

(iii) 엔진이 정해진 작동상태와 표본 검출점에서 안정되면 안정된 판독이 이루어질 때까지 운전을 계속해서 오염물질 농도를 관찰하고 기록한다. 나머지 표본 검출점에 대해서도 동일한 엔진작동 조건에서 측정절차를 반복한다.

(iv) 시험완료 시점과 시험 도중 1시간 이하의 간격으로 시험영점과 교정점을 재점검한다. FSD 범위의 2% 이상 변화가 있다면 장비를 규격 이내로 다시 복원한 후 시험을 반복해야 한다.

(a) 가스배출

(1) 일반

분석적인 측정은 몇몇 엔진 운용 상태에 따라 분석기가 검출하는 다양한 종류의 오염물질 농도측정이고 이러한 수치를 보고해야 한다.

(2) 측정의 분석과 유효성

(i) 각 엔진 지정치에서 여러 검침 위치에서 측정한 값들에 대해 다음과 같이 평균치를 계산한다.

여기서, : 사용 표본 검출위치의 총 개수 n의 합

: j 검출 위치에서 측정한 ⅰ성분의 농도

: ⅰ성분의 평균농도

모든 건식농도 값은 실제 습식조건으로 변환해야 한다(별첨 F5에 참조)

(ii) 각 오염물질 측정의 품질은 상관계수를 사용하여 이산화탄소의 측정과 비교해서 결정한다.

ri 수치가 1에 근사하다는 것은 전체 표본 검출주기동안 측정이 충분히 안정되고 곡선이 정수라는 것을 뜻한다. ri이 0.95 미만일 때는 항공기 엔진으로부터 보다 멀리 떨어진 지점에 검출면을 위치시키고 측정을 반복해야 한다. 전과 같은 계산과 실증을 거친 후에 측정을 수행한다.

(3) 기본 변수

각각의 엔진운용 상태에서의 측정을 위한 각 가스성분에 대한 평균 농도가 (a)(2)항에 예측되어 있다. 건식 측정, 간섭 영향에 필요한 교정은 별첨 F5에 따라 수행한다. 이들 평균 농도는 다음의 기본 변수를 계산하는데 사용한다.

여기서,

그리고,

사용되는 연료의 탄소원자에 대한 수소 원자의 비율 n/m 수치는 연료 종류 분석으로 평가된다. 순환공기 습도 h는 각각의 지정 상태에서 측정돼야 한다. 배기 탄화수소의 특성화(x,y) 자료부족일 경우에는 x=1, y=4를 사용한다. 건조 혹은 반건조 일산화탄소와 이산화탄소 측정은 본 부속서 별첨 F5에 따라 등가의 습식 농도로 변환시키고, 필요에 따라 간섭교정 공식을 사용한다.

(a)(3)항과 (b)항에 예시된 절차는 후기연소기를 사용하지 않는 시험에서만 유용하다. 후기연소기를 사용할 때의 시험에 대해서 유사한 절차를 사용할 수 있으나 인증당국의 승인을 받아야 한다.

(4) 기준 조건에 대한 배출지수 교정

실제 검사 흡입공기 조건의 온도와 압력이 기준조건에서 가져오는 편차를 고려한 모든 관련된 엔진 운용상태에서 오염에 대한 측정된 엔진 배출 지수로 교정이 이루어져야 한다. 습도에 대한 기준값은 0.00634kg 수분/kg 건조공기 이어야 한다. 따라서, 교정된 EI = k × 측정된 EI이고 일반화된 표현 K는

연소기 흡입변수는 우선적으로 측정돼야 하지만 적절한 공식에 의해 순환대기 조건으로부터 산출할 수 있다.

(5) 배출지수를 연소기 흡입구 온도에 연관시키기 위하여 곡선끼워맟추기 기술을 사용하면 일반화시킨 방정식으로부터 exp()/C항을 소거할 수 있고 대부분의 경우 ()는 단일계수로 간주할 수 있다. 일산화탄소와 탄화수소의 배출지수에 대해 많은 검사시설에 있어 습도항이 단일계수에 충분히 가까워 방정식에서 소거할 수 있고 ()항의 성분도 단일계수에 가깝다고 본다.

따라서,

수정 EI(CO) = ․EI(CO)v․ curve에서 유도된 EI

수정 EI(HC) = ․EI(HC)v․ curve에서 유도된 EI

수정 EI(NOx) = EI(NOx)exp(19｜h-0.00634｜)v․ curve에서 유도된 EI

일산화탄소와 탄화수소 배출지수 수정에 관한 이러한 추천방법으로 만족할 만한 상관관계가 이루어지지 않는다면 성분 검사로부터 유추한 변수를 대체방법으로 사용할 수 있다. 일산화탄소, 탄화수소, 질소산화물 등의 배출지수 수정에 사용되는 그 외의 다른 방법은 증명당국의 승인을 받아야 한다.

(b) 제어변수 함수 ()

(1) 기준대기에 대한 압력과 습도로(적절하게) 교정되거나 필요에 따라 기준 엔진으로 교정된 각각의 오염물질 배출사항은 LTO 엔진운용 상황에서 공회전, 접근, 상승과 이륙 추력 지정에 있어 등가의 추력상태로 교정하여 파악해야 한다. 최소 3개의 시험 지점이 공회전 상태를 정의하는데 필요하다. 다음 관계들을 각각의 오염물질에 대해 정의해야 한다.

(i) EI와 TB사이

(ii) Wf(엔진 연료 흐름비율)과 TB사이

(iii) Fn(해면고도상 국제 표준대기조건으로 교정된)과 (해면고도상 국제 표준대기조건으로 교정된) 사이

주 - 위 사항들은 그림 3의 a), b), c)등에 예시되어 있다.

시험대상 엔진이 기준엔진이 아닐 때에는 기준엔진으로부터 얻은 (ii)항과 (iii)항의 관계들을 사용하여 자료를 기준엔진 상태로 교정할 수 있다. 기준엔진은 인증당국으로부터 인증을 받은 엔진의 형상을 대표하는 엔진으로 정의한다.

또한, 신청자는 모든 필요한 엔진 성능을 해면고도에서의 국제 표준대기조건으로 교정한 자료를 인증당국에 제출해야 한다.

(iv) 최대 정격 출력 () 및

(v) 최대 정격출력에서의 엔진 압축비(π)

이 사항들은 그림 3 d)에 설명되어 있다.

(2) 기준대기 조건에 대해 교정된 각각의 엔진 상태에서의 오염물질 배출지수의 예측은 다음과 같은 일반적인 절차에 따라 수행해야 한다.

(i) 각각의 국제 표준대기 추력 상태 Fn에서 등가의 연소기 입력온도 ()를 지정한다.(그림 3 c)

(ii) EI/ 특성 곡선에서 (그림 3 a) 에 따른 EIn을 결정한다.

(iii) Wf/ 특성 곡선에서 (그림 3 b) 에 따른 Wfn을 결정한다.

(iv) 국제 표준대기상태의 최대 정격출력과 압축비 값을 파악한다. 이것은 각각 와 π이다.(그림 3 d)

(v) 각각의 오염물질의 를 계산한다.

여기에서 : t는 이착륙 주기의 시간 (분), Wfn 는 연료 질량 흐름비율(킬로그램/분), Σ는 기준 이착륙으로 이루어진 모든 지정상태의 총합

(3) 전술한 방법은 추천 사항이지만 인증당국에 따라 수학적 방법이 인가된 곡선 적용기술로부터 유추됐다면 곡선을 대표하는 수학적 방법을 활용한 등가의 수학적 절차를 인가할 수 있다.

(c) 제안된 절차의 예외

엔진의 형상이나 다른 참고할 만한 상태로 인해 이 절차의 사용이 어렵다면, 인증기관이 대체 절차의 결과와 만족할 만한 기술상의 등가를 이룬다는 것을 검증한 후에 대체 절차를 승인할 수 있다.

그림 3 산출 절차

[압축 안 파일: 12 항공기기술기준 Part 35 프로펠러.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 35

프로펠러에 대한 기술기준

항공기기술기준 KAS Part 35 프로펠러 기술기준 제정: 1993.08.24 35 - 개정: 2018.04.09.목 차

항공기기술기준 KAS Part 35 프로펠러 기술기준

제정: 1993.08.24 35 - 개정: 2018.04.09.

Subpart A 일반

Subpart B 설계 및 구조

Subpart C 시험 및 검사

부록 A. 계속감항성지침서6

Subpart A 일반

(a) 본 기준은 프로펠러에 대한 형식증명의 발급과 변경에 관한 기술상의 기준을 규정한다.

(b) 신청자는 증명을 받고자 하는 프로펠러가 본 기술기준에 적합하다는 것을 증명하여야 한다.

(c) 신청자가 이 기준의 Subpart A, B 및 C에 대한 적합성을 입증 한 후 프로펠러 형식증명서 및 개정된 형식증명서를 받을 수 있습니다. 신청자가 적용 가능한 경우 이 장의 23.2400(c) 또는 25.907에 대한 적합성을 입증하지 않았거나 해당 비행기 장착을 위하여 적합성 입증이 요구되지 않는 경우 프로펠러가 비행기에 장착 될 수 없다.

(d) 본 기준의 목적 상 프로펠러는 프로펠러 형식설계에 나열 된 구성품들로 구성되며, 프로펠러 시스템은 프로펠러와 그 기능에 필요한 모든 구성 요소로 구성되나 프로펠러 형식설계에 포함되지는 않는다.

신청자는 프로펠러의 장착과 운용 교범 또는 장착과 운용에 관한 지침서를 작성하고 국토교통부장관의 승인을 받아야 하며 사용가능한 상태로 유지하여야 한다.

신청자는 본 기술기준의 부록 A에 따라 감항성유지지침시를 작성하고 국토교통부장관의 수락을 받아야 한다. 형식증명 발급 시 프로펠러에 대한 계속 감항성 지시서의 작성이 완료되지 않을 수 있다. 다만, 이 경우에는 신청자가 해당 프로펠러를 장착한 초도 항공기의 인도 또는 해당 프로펠러를 장착한 항공기에 대한 표준감항증명서의 발급 이전까지 감항성유지지침서의 작성 완료를 보장할 수 있는 체계를 가지고 있어야 한다.

국토교통부장관은 프로펠러의 작동 제한사항을 설정하고, 이를 프로펠러 형식증명 자료집(TCDS)에 기재하여야 한다. 형식증명 자료집에는 본 기술기준의 요건에 따라 수행하여야 하는 시험을 통하여 실증된 작동조건에 근거한 제한사항과 프로펠러의 안전한 작동에 필요한 모든 정보가 포함되어야 한다.

Subpart B 설계 및 구조

본 Subpart B는 프로펠러의 설계 및 구조 요건에 대하여 규정한다.

신청자는 증명을 받고자 하는 프로펠러가 본 Subpart의 설계 및 구조 요건을 충족함을 입증하여야 한다.

프로펠러는 경험 상 위험하거나 신뢰성이 없음이 입증된 설계특성을 가져서는 아니 된다. 의심스러운 모든 세부 설계 또는 부품에 대해서는 시험을 통해 그 적절성을 확인하여야 한다.

프로펠러에 사용된 자재의 적절성 및 내구성은 다음과 같이 확인하여야 한다.

(a) 경험 또는 시험에 의하여 확인

(b) 설계 자료에서 예상되는 강도 및 기타 물성을 가지고 있음을 확인할 수 있는 규격으로서 승인을 받은 규격(산업표준, 국방규격 또는 기술표준품 등)에의 합치성 확인

프로펠러의 모든 부품은 프로펠러의 분해수리 주기 사이에 프로펠러에 위험한 상태를 유발할 수 있는 가능성을 최소화할 수 있도록 설계하고 제작되어야 한다.

비행기에 역추력시스템이 장착된 경우에는 역추진 프로펠러를 장착하여 함께 사용하여야 하며, 이를 통해 정상 작동 또는 비상 작동 중에 시스템에 단일 결함이나 오작동이 발생하는 경우에도 이로 인하여 프로펠러 블레이드가 정상 비행 시 저피치 정지 위치 너머의 지점까지 임의로 움직이지 않도록 하여야 한다. 구조부재에 결함이 발생할 가능성이 없다면 구조부재의 결함을 고려할 필요는 없다. 본 항에서 “역추력시스템”이라 함은 프로펠러 자체와 항공기에의 장착을 위하여 신청자가 공급하는 기타의 부품으로 구성된 전체 역추력시스템의 일부를 말한다.

(a) 정상적인 프로펠러 피치 조종 능력을 상실하였을 때 이로 인하여 계획된 작동 조건 하에서 프로펠러가 위험한 정도의 과속을 일으키지 말아야 한다.

(b) 프로펠러 내에 있거나 프로펠러로 공급되는 모든 피치 조종계통 및 페더링 목적으로 엔진오일을 사용하는 부품들은 정상적으로 작동하는 유압계통의 구성품을 보조할 수 있거나 우회할 수 있도록 하는 수단이 있어야 하며 이를 통해 그러한 구성품에 결함이 발생하거나 오작동하는 경우에도 페더링이 가능하도록 하여야 한다.

(c) 터보프롭 엔진에의 장착 승인을 받은 프로펠러에는 프로펠러 블레이드 각이 비행 시 저 피치 미만으로 내려갈 때 이를 나타낼 수 있는 지시계 장치가 있어야 한다.

Subpart C 시험 및 검사

본 Subpart C는 프로펠러 및 프로펠러를 구성하는 필수 보기장치에 대한 시험 및 검사 요건을 규정한다.

(a) 신청자는 증명을 받고자 하는 프로펠러와 그 필수 보기장치가 결함이나 오작동 없이 본 Subpart에서 요구하는 시험 및 검사를 완료하였음을 입증하여야 한다.

(b) 신청자는 요구되는 시험을 수행할 수 있도록 장비를 포함한 시험 설비와 능력을 구비한 인력을 제공하여야 한다.

탈착이 가능한 블레이드가 달린 프로펠러의 유지시험은 프로펠러에 대해 설정된 작동 한계 내에서 프로펠러가 작동하고 있을 때 프로펠러가 받게 되는 최대 원심력의 2배의 원심하중을 받을 수 있도록 프로펠러 허브와 블레이드를 배치하여야 한다. 이는 소용돌이 시험이나 정적인장시험에 의할 수 있다.

이 절은 전통적인 설계의 고정 피치 목재 프로펠러에는 적용하지 않는다.

(a) 피로 한계는 프로펠러에 대한 시험 또는 시험에 기초한 해석에 의하여 설정되어야한다.

(1) 허브

(2) 블레이드

(3) 블레이드 고정 부품

(4) 피로 하중에 영향을 받고, 피로 파괴 모드가 위험한 프로펠러 효과를 유발할 수 있는 구성품

(b) 피로한계는 다음을 고려하여야 한다.

(1) 운영 중 예상되는 모든 예측 가능한 진동 및 주기적 하중 패턴

(2) 예상되는 운영 저하, 재료 특성의 변화, 제작 변화 및 환경 영향

(c) 프로펠러의 피로 평가는 피로로 인한 위험한 프로펠러 효과가 다음 중 하나에서 프로펠러의 예정 수명 기간 동안 발생하지 않을 수 있음을 보여주기 위해 수행되어야한다.

(1) 23.2400(c) 또는 25.907

(2) 전형적인 비행기

(a) 고정피치의 목제 프로펠러. 고정피치의 목제 프로펠러에 대해서는 다음의 시험 중 하나를 하여야 한다.

(1) 정격회전속도에서 증명을 받고자 하는 최대 피치 및 직경 상태로 프로펠러가 엔진에 달려 있는 상태에서의 10시간의 내구성 블록시험.

(2) 수평비행 또는 상승비행 상태에서의 50시간 비행시험 : 5시간 이상은 프로펠러가 정격회전속도인 상태로 운전하고 50시간 중 남은 시간은 프로펠러가 정격회전속도의 90% 이상인 상태로 운전하여야 한다. 이러한 시험은 증명을 받고자 하는 최대 직경의 프로펠러로서 수행하여야 한다.

(3) 프로펠러가 증명을 받고자 하는 출력 및 회전속도인 상태에서의 엔진에 대한 50시간의 내구성 블록시험 : 본 시험은 증명을 받고자하는 최대 직경의 프로펠러로서 수행하여야 한다.

(b) 고정피치 금속제 프로펠러 및 지상에서 피치조정이 가능한 프로펠러. 고정피치 금속제 프로펠러 및 지상에서 피치조정이 가능한 각 프로펠러에 대해서는 본 항의 (a)(2) 또는 (a)(3)에서 규정하는 시험 중 하나를 하여야 한다.

(c) 가변피치 프로펠러. 본 항에의 적합성은 증명을 받고자 하는 최대 직경의 프로펠러를 사용하여 입증하여야 한다. 각 가변피치 프로펠러(프로펠러가 회전하는 동안에 비행승무원이나 자동장치에 의하여 피치 설정이 변경될 수 있는 프로펠러를 말한다.)에 대해서는 다음 중 하나의 시험을 하여야 한다.

(1) 프로펠러에 연결될 엔진과 동일하거나 그 이상의 출력과 회전속도를 가지고 있으며 또한 동일하거나 더욱 엄격한 진동특성을 가지고 있는 대표 엔진에 대한 100 시간의 시험. 시험은 프로펠러가 최대 연속회전속도이고 정격출력인 상태에서 수행하여야 한다. 최대연속정격을 초과하는 이륙정격을 설정하여야 하는 경우, 추가적으로 10시간의 블록 시험을 이륙정격 최대 출력과 회전속도에서 수행하여야 한다.

(2) KAS Part 33, 항공기 엔진에 대한 기술기준에서 규정한 엔진 내구성 시험 시의 프로펠러의 작동

(a) 가변피치 프로펠러에 대해서는 본 항에서 요구하는 기능시험을 하여야 한다. 내구시험에 사용한 것과 동일한 프로펠러를 사용하여야 하며 시험설비 또는 항공기에 장착된 엔진에 의하여 구동되는 상태이어야 한다.

(b) 수동제어 프로펠러. 피치 및 회전속도 범위에 걸쳐 500회의 제어 사이클을 완료하여야 한다.

(c) 자동제어 프로펠러. 피치 및 회전속도 범위에 걸쳐 1,500회의 제어 사이클을 완료하여야 한다.

(d) 페더링 프로펠러. 50회의 페더링 작동 사이클을 완료하여야 한다.

(e) 역피치 프로펠러. 최저의 정규 피치로부터 최대 역피치까지 이르는 200회의 제어 사이클을 완료하여야 하며, 이때 역피치가 최대인 상태에서 매 사이클 중에 프로펠러는 신청자가 정한 최대 역피치 시의 최대 출력과 회전속도에서 30초간 운전되어야 한다.

다음의 내구성 요구조건이 프로펠러 블레이드 피치 조종계통의 구성품에 적용된다.

(a) 본 항의 (b)에서 규정하는 경우를 제외하고, 조속기를 포함한 프로펠러 블레이드 피치 조종계통의 구성품, 피치 변경장치, 피치 잠금장치, 기계적 정지장치 및 페더링 계통의 구성품은 시험 시 프로펠러를 1,000 시간 작동할 때 받는 진동수와 진폭을 모사한 주기적인 하중을 받아야 한다.

(b) 본 항의 (a)의 요건에 대한 적합성은 유사 구성품에 대한 시험 결과에 근거한 논리적 해석에 의하여 입증할 수 있다.

설계, 재료 또는 제작에 전형적이지 않은 특성이 사용되었으며 이의 입증을 위하여 필요하다고 판단하는 경우 국토교통부장관은 추가 시험을 요구할 수 있다.

(a) 본 Subpart에서 규정한 시험을 완료한 후, 프로펠러를 완전히 분해하고 프로펠러의 모든 부품에 대해 균열, 마모, 비틀림 또는 다른 비정상적인 상태가 있는지 상세 검사를 하여야 한다.

(b) 검사 후 국토교통부장관이 프로펠러의 감항성을 설정하기 위하여 필요하다고 판단한 사항의 설계를 변경하거나 추가 시험을 수행하여야 한다.

신청자는 시험 중에 프로펠러에 경미한 수리를 할 수 있다. 시험 또는 분해검사 중에 중대한 수리 또는 부품의 교체가 필요하다고 판단되는 경우, 의심스러운 부품에 대해서는 국토교통부장관이 필요하다고 요구하는 추가 시험을 하여야 한다.

부록 A. 계속감항성지시서

A35.1 일반

(a) 이 부록은 35.4항에서 규정한 계속 감항성 지시서의 요구 조건을 명시하고 있다.

(b) 각 프로펠러에 대한 계속감항성지시서는 모든 프로펠러 부품에 대한 계속감항성지시서를 포함하여야 한다. 만일 프로펠러 부품에 대한 계속감항성지시서가 프로펠러 부품 제조업자에 의해 제공되지 않으면, 프로펠러에 대한 계속감항성지시서는 프로펠러의 계속 감항성에 필수적인 정보를 포함하여야 한다.

(c) 신청자 또는 프로펠러 부품의 제조업자가 작성한 계속감항성지시서에 변경사항이 생길 경우 신청자는 이의 배포계획을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

A35.2 형식

(a) 계속감항성지시서는 제공되는 자료의 양에 따라 적합한 교범 또는 교범 형식이어야 한다.

(b) 교범 또는 교범 형식은 실용적으로 정비된 것이어야 한다.

A35.3 내용

교범의 내용은 영어 또는 한글로 작성 되어야 한다. 계속감항성지시서는 다음의 조항 및 정보를 포함하여야 한다.

(a) 프로펠러 정비조항

(1) 정비 또는 예방 정비를 위해 필요한 범위까지 프로펠러의 특징과 자료에 대한 설명을 포함하고 있는 소개 정보.

(2) 프로펠러와 그 계통 및 설치에 대한 상세한 설명.

(3) 적용되는 특수 절차를 포함한 프로펠러 구성품과 계통의 제어 방법과 작동방법을 설명하는 기본적인 제어 및 작동에 관한 정보

(4) 프로펠러의 개봉, 수락점검 및 인양과 장착에 관한 지침

(5) 프로펠러의 작동 점검 지침

(6) 프로펠러의 각 부품에 대한 적절한 청소, 조정 및 시험 시기에 정보, 적용 가능한 마모 공차, 그러한 기간에 권고되어지는 작업 수준. 그러나 그 내용이 예외적으로 너무나 복잡한 수준이어서 특별한 정비 기술, 시험장비 또는 전문 기술을 필요로 한다는 것을 신청자가 입증한다면 신청자는 이를 보기류, 계기 또는 장비 제조업자에게 위탁할 수 있다. 권장 분해검사 기간 및 교범의 감항성 한계 부문에 대해 필요한 상호 참조 역시 포함되어야 한다. 추가적으로, 신청자는 프로펠러의 계속 감항성을 위해 수행하여야 하는 검사의 빈도 및 검사수준을 포함하는 검사 계획을 포함하여야 한다.

(7) 있을 수 있는 기능 불량과 그 기능 불량을 인지하는 방법과 수리 조치를 기술하고 있는 고장 탐구 정보.

(8) 프로펠러 부품들을 제거하고 교환하는 순서와 방법 및 이 때의 주의사항을 기술하고 있는 정보.

(9) 분해수리 이외의 정비를 위해 필요한 특수도구 목록

(b) 프로펠러 분해수리 조항

(1) 분해수리를 위한 분해 순서와 방법을 포함하고 있는 분해 정보.

(2) 분해수리 동안 사용되는 자재와 도구, 조치 방법 및 주의사항을 포함하는 청소와 검사 지침. 분해수리검사의 방법 또한 포함되어야 한다.

(3) 분해검사와 관련된 모든 맞춤 및 틈새에 대한 세부 내용.

(4) 교환 시기를 결정하는데 필요한 정보를 포함하여 마모 또는 규격에서 벗어난 부품들과 구성품들에 대한 수리 방법에 관한 세부 사항.

(5) 분해수리 시의 조립 순서와 방법.

(6) 분해 수리 이후의 시험 지침.

(7) 임의의 저장 제한사항을 포함하고 있는 저장에 대한 지침.

(8) 분해 수리 시 필요한 도구의 목록

A35.4 감항성 제한사항 부문.

계속 감항성 지시서는 문서의 나머지 부분과 분리되고 분명히 구별되는 감항성 제한사항이란 제목의 부문을 포함해야 한다. 이 부문은 각 의무적인 교환 시간, 검사 주기 및 형식증명에 필요한 관련된 절차를 설명하여야 한다. 이 부문은 눈에 잘 띄는 위치에 다음과 같이 판독이 용이하도록 명시하여야 한다.

"감항성 제한사항 부문은 국토교통부장관이 승인하였으며 대체 프로그램에 대한 승인을 받지 못한 경우에는 「항공안전법」에 따른 정비사항을 규정하고 있다."

[압축 안 파일: 13 항공기기술기준 Part 36 소음.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 36

항공기 소음기준

항공기기술기준 KAS Part 36 항공기 소음기준 제정: 1993.08.24 36 - 개정: 2018.07.23목 차

항공기기술기준 KAS Part 36 항공기 소음기준

제정: 1993.08.24 36 - 개정: 2018.07.23

Subpart A 일 반

Subpart B 1977.10.6. 이전에 형식증명 신청서가 제출된 아음속 제트 비행기

Subpart C 1977.10.6. 이후 및 2006.1.1. 이전에 형식증명 신청서가 제출된 아음속 제트 비행기

Subpart D 2006.1.1 또는 이후부터 2017.12.31까지의 기간 중에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 55,000kg 이상 아음속 제트 비행기와 프로펠러 구동 비행기

Subpart E 1985.1.1. 이전에 형식증명 신청서가 제출된 5,700kg 이상 프로펠러 구동 비행기

Subpart F 1988.11.17. 이전에 형식증명 신청서가 제출된 8,618kg 미만 프로펠러 구동 비행기

Subpart G 프로펠러 구동 STOL 비행기26

Subpart H 헬리콥터

Subpart I APU 및 관련된 항공기 시스템의 지상운영30

Subpart J 1988.11.17 및 그 이후에 형식증명 신청서가 제출된 8,618kg 미만 프로펠러 구동 비행기

Subpart K 최대이륙중량 3,175kg 미만 헬리콥터

Subpart L 틸트로터 35

Subpart M 2017.12.31 또는 이후에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 55,000kg 이상 아음속 제트 비행기와 프로펠러 구동 비행기

Subpart N 모니터링을 위한 소음 측정40

Subpart O 공항 소음 평가40

Subpart P 소음측정을 위한 균형접근40

부록 1 아음속 제트비행기의 소음인증 평가방법 - 1977년 10월 6일 이전에 형식증명신청서가 제출된 비행기42

부록 2 소음증명을 위한 평가방법91

부록 3 8,618㎏을 초과하지 않는 프로펠러 구동 비행기의 소음증명에 대한 소음평가방법 - 1988.11.17 이전에 형식증명신청서가 제출된 비행기134

부록 4 최대이륙중량 3,175㎏을 초과하지 않는 헬리콥터의 소음증명 평가방법140

부록 5 비행장 및 주변의 항공기 소음 모니터링147

부록 6. 8,618㎏ 이하의 프로펠러 구동비행기의 소음증명에 대한 평가방법 - 1988.11.17 또는 이후 제출된 파생형 증명 혹은 형식증명 신청151

별첨 A 이륙중량을 기준으로 한 소음레벨 계산 방법160

별첨 B 프로펠러 구동 단거리이착륙(STOL) 비행기의 소음증164

별첨 C 보조동력장치(APU) 및 관련 항공기 시스템의 지상 운영에 관한 소음 증명 기준166

별첨 D 헬리콥터 착륙 소음 대체 측정 방법에 대한 평가 175

별첨 E 프로펠러 구동 비행기의 소음기준 적용 판단표 176

별첨 F 틸트로터 항공기의 소음증명 기준177

별첨 G 소음기준적합증명서 발급 절차182

별첨 H 토지 사용 계획 목적을 위한 회전익 항공기 소음 데이터를 취득하기 위한 지침184

Subpart A 일 반

이 기준에서 사용하는 용어와 그에 대해 이 기준에서 사용하는 의미는 다음과 같다.

비행기(Aeroplane) : 엔진으로 구동되는 공기보다 무거운 고정익 항공기로써 날개에 대한 공기의 반작용에 의하여 비행 중 양력을 얻는다.

항공기(Aircraft) : 지표면의 공기반력이 아닌 공기반력에 의해 대기중에 떠오르는 모든 장치를 말한다.

관련된 항공기 계통(Associated Aircraft Systems) : 지상 작동중에 보조동력장치로부터 전력/공압을 사용하는 항공기 시스템

보조 동력장치(Auxiliary Power Unit, APU) : 지상 운용 또는 추진용 엔진과는 별개로 비행중 항공기 시스템에 전기･공압 동력을 공급하는 항공기에 장착되어 있는 동력장치

바이패스비(Bypass Ratio) : 가스터빈엔진에서 바이패스 덕트를 지나는 흐름의 질유량과 연소실을 지나는 흐름의 질유량의 비로, 해면고도에서의 국제표준 대기상태 조건하에서 안정된 엔진 최대추력을 기준으로 계산한다.

파생형 헬리콥터(Derived Version of a Helicopter) : 감항성 관점에서 보았을 때 소음인증을 취득한 원형기와 유사하나 소음특성을 더욱 악화시키는 방향으로 형식설계변경이 이루어진 헬리콥터.

주1. 이 기준을 적용함에 있어서 기존의 원형을 기반으로 하는 헬리콥터는 증명당국에 의하여 감항증명을 받을 목적으로 하는 경우 새로운 형식설계로 간주된다. 그럼에도 불구하고 소음원의 특성이 인증당국에 의해서 원형과 동일한 것으로 판단될 경우 파생형으로 간주되어야 한다.

주2. “역으로(Adversely)”는 제8장에 따라 인증받은 헬리콥터의 소음증명레벨 중 어느 하나가 0.3 EPNdB보다 크게 증가하였거나, 제11장에 따라 인증받은 헬리콥터의 소음증명레벨 중 어느 하나가 0.30dB(A) 보다 크게 증가한 경우를 말한다.

파생형 비행기(Derived Version of an Aeroplane) : 감항성 관점에서 보았을 때 소음인증을 취득한 원형기와 유사하나 소음특성을 더욱 악화시키는 방향으로 형식설계변경이 이루어진 항공기.

주1. - 설계, 형태, 출력 또는 중량 등이 광범위하게 변경되어서, 관련 감항성 증명 규정의 적합성 여부 확인을 위해 새로운 심의가 필요한 경우는 파생형식이 아니라 새로운 형식의 설계로 간주되어야 한다.

주2. “역으로(Adversely)”는 승인된 절차에 의해서 형식설계 변경의 누적 효과가 추적되지 않는 한 소음증명레벨의 어느 하나에서 0.1dB 이상 증가하는 것을 의미하며, “역으로(Adversely)"는 0.30dB 이상의 소음증명레벨 또는 준수여유 중 더 작은 쪽 중 어느 하나에서 소음 레벨의 누적증가를 의미 한다.

헬리콥터 외부장비(External Equipment of a Helicopter) : 회전익항공기에 장착되어 있거나 외부로부터 돌출된 장비, 메커니즘, 부속, 기구, 액세서리 등으로, 회전익항공기의 비행에 사용되지 않거나 목적 자체가 비행과 관련없는 것으로, 기체나 엔진의 구성요소에 포함되지 않는다.

헬리콥터(Helicopter) : 공기보다 무거운 항공기로, 수직에 상당한 각도로 장착된 회전축에 설치되어 자력으로 구동되는 회전익에 대한 공기의 반작용으로 주로 양력을 얻는 것.

인적 능력(Human performance) : 운항의 효율과 안전에 영향을 주는 인간의 능력과 한계

동력상승항공기(Powered-lift) : 수직 이․착륙과 저속비행이 가능한 공기보다 무거운 항공기를 말하며, 기본적으로 비행 중에는 엔진-구동 양력장치 또는 엔진 추진력으로 양력을 얻고, 수평비행 중에는 비회전날개(non-rotating aerofoil)로 양력을 얻는다.

재인증(Recertification) : 항공기가 원래 인증받은 표준과 다른 표준으로 항공기를 인증하는 것.

자력 부양 세일플레인(Self-sustaining Powered sailplane) : 자체동력을 보유한 항공기로, 엔진의 힘으로 수평비행을 유지할 수 있으나 자력으로 이륙할 수는 없는 항공기.

틸트로터(Tilt-rotor) : 수직 이․착륙과 지속적인 저속비행이 가능한 공기보다 무거운 동력상승항공기를 말하며, 기본적으로 비행 중에는 틸트(Tilt)가 가능한 나셀에 장착된 엔진-구동 회전날개(rotor)로 양력을 얻고, 고속비행 중에는 비회전날개를 통해 양력을 얻는다.

설계국가(State of design) : 형식설계에 책임이 있는 기관을 관할하는 국가

등록국가(State of Registry) : 항공기가 등록된 국가

형식증명서(Type Certificate) : 항공기, 엔진 또는 프로펠러의 설계가 정의되고 이 설계가 감항성 요건에 적합하다고 인증 받아 체약국에서 발행하는 문서

아음속 비행기(Subsonic Aeroplane) : 마하 1을 초과하는 속도에서는 수평 비행을 계속할 수 없는 비행기

IEC(International Electortechnical Commission) 규격 : 국제전기표준회의에서 제정한 소음 및 음향에 관한 규격을 말한다.

음압레벨(Sound Pressure Level, SPL) : 주어진 음압의 기준 음압에 대한 비에 10을 곱한 수치를 dB(데시벨)로 나타낸 것. 음압레벨은 다음과 같이 정의된다.

여기서 : 음압의 실효치, : 음압의 기준치

노이(noy) : 지각소음의 단위. 대역 음압 레벨 40dB. 중심주파수 1000Hz인 1/3 옥타브 밴드 소음의 지각소음을 1 noy로 한다.

음향노출레벨(Sound Exposure Level) : A주파수 특성으로 가중된 음압을 제곱한 값의 어떤 지정된 시간 간격에 걸치거나 항공기의 통과와 같은 시간에 걸친 시간 적분의 기준음압 20을 제곱한 값에 1초 간의 기준 지속시간 간격을 곱한 값에 대한 비의 대수

지각소음레벨(Perceived Noise Level, PNL) : 중심주파수 50Hz～10kHz까지의 24개 1/3 옥타브 대역 음압레벨을 지정된 방법으로 합산한 주파수 가중음압레벨. 단위는 데시벨, 단위기호는 dB이다. 지정된 방법은 ISO 3891(1978)에 기초한다.

순음보정지각소음레벨(tone corrected perceived noise level) : 항공기 소음에서 인접 1/3 옥타브 대역 음압레벨의 불규칙성에 근거한 보정을 행한 지각소음레벨

유효지각소음레벨(Effective Perceived Noise Level, EPNL) : 항공기의 소음은 짧은 시간 동안 나타나고 그로 인한 피해도 소음도가 높은 시간대에 집중되므로 이러한 효과를 고려하기 위해 정의된 단위.

주변소음(Ambient Noise) : 항공기 소음 측정시 마이크로폰에 녹음된 소음 중 항공기외 음원에서 녹음된 소음

배경소음(Background Noise) : 항공기외 음원의 소음으로 측정장비 시스템에 기록된 항공기 소음에 조합된 것으로 측정된 항공기 소음 레벨에 영향을 주거나 측정된 항공기 소음레벨을 불분명하게 하는 소음.

광대역소음(Broadband Noise) : 주파수 스펙트럼이 연속적일 경우의 소음(주어진 범위내의 모든 주파수에 소음이 존재), 순음과 같이 개별 주파수의 부재로 인한 소음.

교정검사주파수(Calibration Check Frequency) : 소리 교정기에 의해 생성되는 정형파 형태 음압레벨 신호의 한 옥타브 위의 명칭 주파수

교정음압레벨(Calibration Sound Pressure Level) : 측정환경조건에서 측정 시스템의 전체 음향감도를 결정하기 위해서 생성되는 소리 교정기의 커플러는 캐비티 안의 소리 압력 레벨에 대한 dB 레벨.

마이크로폰 시스템(Microphone system) : 소리 압력 입력 신호의 응답을 전기적 출력 신호로 생성하는 측정 장비의 구성품(component)으로 일반적으로 마이크로폰, 사전증폭기(preamplifier), 확장케이블과 그 밖에 다른 필요한 장비들로 구성되어 있다.

자유음장 마이크로폰(Free-Field Microphone) : 자유장에서 평면 지행 음파에 노출되었을 때 주파수와 입사파 방향의 함수가 거의 일정한 감도를 가지도록 설계된 마이크로폰.

자유음장 마이크로폰 시스템의 감도레벨(Free-Field Sensitivity Level of a Microphone System) : 평면 진행 음파 내에 마이크로폰을 두었을 때 생기는 전기 출력과 마이크로폰을 두지 않았을 때 생기는 음압과의 비. 단위는 dB로 1V/Pa의 기준 감도에 대한 마이크로폰 시스템의 자유음장 감도비에 20log10를 적용한다.

자유음장 마이크로폰 시스템의 감도(Free-Field Sensitivity of a Microphone System) : 특정 소리소리각(sound incident angle)에서 특정 주파수의 정형파형 진행 음파에 대한 V/Pa의 단위로 마이크로폰 시스템 출력 전압의 root mean square값 나누기. 마이크로 폰이 없을 경우, 그 위치의 소리 압력의 root mean square값의 몫(quotient).

레벨차이(Level Difference) : 어떤 레벨 범위에서 측정된 출력신호 레벨에서 이에 대응하는 전기적 입력 신호 레벨의 차이로 단위는 dB이며 다음과 같이 표현한다.

레벨의 비선형성(level non-linearity) : 1/3 옥타브 주파수의 중간대역 주파수의 어떤 레벨 범위에서 그에 대응하는 기준(reference)과의 차이 레벨인 측정된 차이 레벨 빼기 같은 기준에 관계된 수치(quantity)인 모든 입력과 출력 신호 값의 결과로 dB 단위를 사용한다.

레벨 범위(level range) : 녹음된 음압 신호의1/3 옥타브 밴드 분석을 위해 측정 시스템에 설정한 작동 범위로 dB 단위를 사용한다. 특정한 레벨 범위의 상위 경계에서는 가장 가까운 dB로 반올림 또는 반내림(rounded) 한다.

선형 작동 범위(linear operating range) : 사용된(stated) 레벨 범위와 주파수 마이크로폰은 제외하지만 마이크로폰의 사전증폭기(preamplifier)와 다른 마이크로폰의 일부 중 신호 조정요소(signal conditioning element)를 포함하는 전체 측정 시스템의 입력에 적용된 일정한 정형파 형태의 전기적 신호 레벨 범위와 주파수에 있어서 하부 와 상부 경계까지 확대하여 레벨의 비선형성(non-linearity)이 지정된 오차허용한계(tolerance limit)에 있는 레벨의 범위와 주파수로 dB를 단위로 한다.

측정 시스템(measurement system) : 소리 교정기(calibrator), 방풍창(windscreen), 마이크로폰 시스템, 신호 녹음과 조정 장비, 1/3 옥타브 밴드 분석 시스템을 포함한 소리 압력 레벨 측정에 사용되는 장비의 조합.

기준 방향(Reference direction) : 마이크로폰 제작사에서 언급한(specify) 소리사건(sound incident)의 방향으로 단위를 각도(degree)로 하며, 이 각도의 기준은 지정된 오차허용한계(tolerance limit) 내에 있는 마이크로폰 시스템 무소음 민감도에서 0°의 소리 사건각을 기준으로 한다.

기준 차이 레벨(reference level difference) : 사용된(stated) 주파수의 레벨 범위에서 적절하게 조정(adjust)된 교정 소리 압력 레벨에 대응하는 전기적 입력 신호의 레벨 범위에서 측정된 레벨 차이로 dB를 단위로 한다.

기준 레벨 범위(Reference Level Range) : 교정 소리 압력 레벨을 담고 있는 측정 시스템의 음향적 민감도를 결정하기 위한 레벨 범위로 dB를 단위로 한다.

소리 사건각(Sound incidence angle) : 음원에서 마이크로폰 다이어프램의 중앙으로 선을 그엇을 때, IEC 61094-3과 IEC 61094-4에서 정의한 마이크로폰의 기본 축 사이의 각도.

시간-평균 밴드 소리 압력 레벨(Time-average band sound pressure level) : time mean square 20μPa 기준 소리 압력의 제곱에 대한 사용된 시간 간격 동안과 지정된 1/3 옥타브 밴드 내 즉각적인 소리 압력의 time mean square 한 값의 비에 를 적용한다.

방풍창 삽입 손실(Windscreen insertion loss) : 사용된 1/3 옥타브 중간밴드 주파수의 배음때와 삽입된 마이크로폰에 사용된 소리 사건각에 대해 마이크로폰 주변에 방풍창을 설치하지 않은 경우 지시된 소리 압력 레벨에서 마이크로폰 주변에 방풍창이 설치된 경우 소리 압력 레벨을 뺀 값.

(a) 속도(Velocity)

기호(Symbols) | 단위(Unit) | 내용(Meaning)

cR | m/s | 기준 소리 속도. 기준조건에서 소리의 속도

MATR | - | 헬리콥터 로터의 기준 전진 블레이드 익단의 마하수. 기준 로터의 회전익단의 속도와 헬리콥터 기준 속도의 합을 소리의 기준속도로 나눈 값

MH | - | 프로펠러 헬리컬 팁 마하수. 프로펠러 시험 회선 선단 속도의 제곱과 비행기의 시험 속도 제곱을 합한 제곱근을 소리의 시험속도로 나눈 값

MHR | - | 프로펠러 기준 헬리컬 팁 마하수. 프로펠러 기준 회전 선단 속도의 제곱과 비행기의 기준 속도 제곱을 합한 제곱근을 소리의 기준 속도로 나눈 값

BestR/C | m/s | 최대상승률. 최대 동력 설정 및 엔진 속도에서 인가받은 최대 이륙 상승률

VAR | km/h | 조정된 기준 속도. 비표준 시험일의 헬리콥터 기준 속도는 기준 조건에서의 기준 속도와 동일한 전진익 마하수로 조정된다.

VCON | km/h | 변환 모드에서의 최대 속도. 변환 모드에서 틸트로터의 절대 초과금지 속도

VG | km/h | 대지 속도. 지상에 대한 항공기의 상대 속도

VGR | km/h | 기준 대지 속도. 기준 조건하에 지상 궤적 방향으로 지상에 상대적인 항공기의 실제 속도. VGR은 기준 항공기 속도 VR의 수평 성분이다.

VH | km/h | 최대 수평 비행속도. 최대 연속 출력으로 운용할 경우 수평 비행하는 헬리콥터의 최대 대기속도

VMCP | km/h | 최대 수평 비행속도. 최대 연속 출력에서 비행기 모드로 운용할 경우 수평 비행하는 틸트로터의 최대 대기속도

VMO | km/h | 최대 운용속도. 틸트로터가 의도적으로 초과할 수 없는 최대 운용 제한 대기속도

VNE | km/h | 초과금지속도. 의도적으로 초과할 수 없는 최대 운용 제한 대기속도

VR | km/h | 기준 속도. 기준 비행경로 방향의 기준조건에서 비행기의 실제 속도 주: 이 부호를 보통 비행기의 이륙전환속도로 사용되는 부호와 혼동하여서는 아니 된다.

VREF | km/h | 기준 착륙속도. 수동 착륙을 위한 착륙 거리 결정시 착륙 스크린 높이를 따라 하강하는 지점에서 특정 착륙형태인 비행기의 속도

VS | km/h | 실속 속도. 착륙형태에서 최소 일정 속도

Vtip | m/s | 팁 속도. 항공기의 속도 성분을 제외한 시험조건에서 로터나 프로펠러 팁의 회전속도

VtipR | m/s | 기준 팁 속도. 항공기의 속도 성분을 제외한 기준 조건에서 로터나 프로펠러 팁의 회전 속도

VY | km/h | 최대상승률에서의 속도. 최대 이륙상승률에서의 시험 대기속도

V2 | km/h | 이륙 안전 속도. 안전한 이륙을 위한 최소 대기속도

(b) 시간(Time)

기호(Symbols) | 단위(Unit) | 내용(Meaning)

t0 | s | 기준 유효기간. EPNL을 계산하기 위하여 사용되는 통합 방정식에서 기준으로 사용되는 시간의 길이로 t0는 10초

tR | s | 기준 수신시간. 기준 항공기 위치의 시간으로 부터 항공기와 마이크로폰 사이의 거리를 통합된 절차를 사용하여 계산된 기준 수신시간

△t | s | 시간 증가. ⅓ 옥타브 대역범위에서와 동등한 시간 증가. △t = 0.5초.

δtR | s | 기준 시간 증가. 통합방식에서 사용되는 PNLT 지점과 관련된 기준 수신시간 사이에서 시간 증가분의 유효기간

(c) 지수(Indices)

기호(Symbols) | 단위(Unit) | 내용(Meaning)

i | - | 주파수 대역 지수. 50~10,000Hz 사이의 공칭 기하학적 평균 주파수가 있는 24개의 ⅓ 옥타브 대역범위 중 하나를 나타내는 수치 표시기

k | - | 시간 증가 지수. 소음 시간 기록에서 0.5초 범위 중 하나를 나타내는 수치 표시기. 통합된 방식에서 각 k 값과 관련된 수정된 시간 증가분은 기준 조건에 따라 투영된 원래의 0.5초 시간 증가분과 다를 수 있다.

kF | - | 최초 시간 증가 식별자. 개별 측정된 PNLT 시간 기록에서 최초의 10 dB 하락 지점의 지수

kFR | - | 기준 최초 시간 증가 식별자. 통합된 방법에 대한 개별 PNLT 시간 기록에서 최초의 10 dB 하락 지점의 지수

kL | - | 최종 시간 증가 식별자. 개별 측정된 PNLT 시간 기록 중에서 최종 10 dB 하락 지점의 지수

kLR | - | 기준 최종 시간 증가 식별자. 통합된 방법에 대한 개별 PNLT 시간 기록 중에서 최종 10 dB 하락 지점의 지수

kM | - | 최대 PNLTM 시간 증가지수. PNLTM의 시간 증가 지수

t | s | 경과시간. 기준시간 제로에서 측정된 시간의 길이

t1 | s | 최초 10dB 하락 지점의 시간. 시간의 연속적인 기능에서 최초 10 dB 하락 지점에서의 시간 (kF 참조)

t2 | s | 최종 10 dB 하락 지점의 시간. 시간의 연속적인 기능에서 최종 10 dB 하락 지점에서의 시간

(d) 소음 측정단위(Noise Metrics)

기호(Symbols) | 단위(Unit) | 내용(Meaning)

EPNL | EPNdB | 유효지각소음레벨. 스펙트럼의 불규칙성(PNLT)에 대하여 조정된 지각소음레벨(PNL)의 소음 지속시간에 걸쳐 통합 구성된 항공기 소음에 대하여 사람의 주관적인 영향을 고려하여 계산된 항공기 통과용 단일번호 평가기준으로 기준 지속시간은 10초임(부록 2, 4.1 참조)

EPNLA | EPNdB | 접근시 유효지각소음레벨. 비행기 접근 시 기준 측정 지점에서의 유효지각소음레벨

EPNLF | EPNdB | 상공통과 유효지각소음레벨. 비행기의 상공통과 시 기준 측정 지점에서의 유효지각소음레벨

EPNLL | EPNdB | 측면 유효지각소음레벨. 비행기의 측면통과 시 기준 측정지점에서의 유효지각소음레벨

LAE | dB SEL | 음향노출레벨(SEL). A-가중치 음압레벨(dBA)의 소음 지속시간에 걸친 적분으로 구성된 항공기 통과에 대한 단일 소음 레벨, 일반적인 기준 지속시간은 1초(부록 4, 3 참조)

LAS | dB(A) | 느린 A-가중치 소음레벨. 특정 시간 간격에 대하여 주파수 가중치 A와 시간 가중치 S를 갖는 소음레벨

LASmax | dB(A) | 최대 느린 A-가중치 소음레벨. 지정된 시간 간격에 걸친 LAS의 최대 값

LASmaxR | dB(A) | 기준 최대 느린 A-가중치 소음레벨. 기준조건에 따라 보정된 특정 시간 간격에 걸친 LAS의 최대값

LIMITA | EPNdB | 접근 EPNL 한계. 비행기 접근 시 기준 측정 지점에서의 최대 허용 소음레벨

LIMITF | EPNdB | 상공통과 시 EPNL 한계. 비행기 상공통과 시 기준 측정 지점에서의 최대 허용소음레벨

LIMITL | EPNdB | 측면통과 시 EPNL 한계. 비행기 측면통과 시 기준 측정 지점에서의 최대 허용소음레벨

n | noy | 지각된 잡음. 주어진 스펙트럼에서 ⅓ 옥타브 대역범위 음압레벨의 지각된 잡음

N | noy | 총 지각된 잡음. n의 24개 값으로부터 계산된 주어진 스펙트럼의 총 지각된 잡음

PNL | PNdB | 지각소음레벨. 지각기반 소음평가자는 항공기 통과 시 지정된 지점에서 수신된 광대역 소음에 대한 주관적 효과를 나타낸다. 경험적으로 1 kHz의 ⅓ 옥타브 밴드 랜덤 소음 샘플과 같이 시끄러운 것으로 판단되는 소음레벨이다. (부록 2, 4.2 참조)

PNLT | TPNdB | 순음-보정된 지각소음레벨. 스펙트럼의 불규칙성을 위해 조정된 지정된 스펙트럼의 PNL 값.

PNLTR | TPNdB | 순음-보정된 기준 지각소음레벨. 기준 조건에 따라 조정된 PNLT 값

PNLTM | TPNdB | 순음-보정된 최대 지각소음레벨. 지정된 시간 기록에서 밴드공유 조정치 △B 에 맞게 조정된 PNLT의 최대값

PNLTMR | TPNdB | 순음 보정된 기준 최대 지각소음레벨. 지정된 시간 기록에서 단순화된 방법으로 조정된 밴드 공유 조정치 △B값과 통합된 방법으로 조정된 △BR 에 대한 PNLTR의 최대값

SPL | dB | 음압레벨. 특정 주파수 범위에서 발생하는 임의의 시간에 20μPa의 기준레벨에 상대적인 소리의 레벨. 레벨은 20μPa의 기준 음압레벨의 제곱에 대하여 소리의 시간-평균-제곱 압력의 비율을 기본 10에 대한 로그의 10배로 계산된다. 주: 일반적인 항공기 소음증명에서의 용법은 특정한 ⅓ 옥타브 밴드를 의미하며, SPL(i,k)은 항공기 소음 시간 기록에서 I번째 ⅓ 옥타브 밴드에서 k번째 시간에 발생하는 것을 의미한다.

SPLR | dB | 기준 음압레벨. 기준 조건에 따라 조정된 ⅓ 옥타브 밴드의 음압레벨

SPLS | dB | 느린 가중음압레벨. 시간 가중치 S가 적용된 ⅓ 옥타브 밴드의 음압레벨

△1 | TPNdB | PNLTM 조정. 간소화된 조정방법에서 PNLTM에서 시험조건과 기준조건사이의 대기 흡수와 소음경로 길이의 차이점 때무에 소음레벨이 변경되는 것을 계산하기 위하여 측정된 EPNL값을 더하여 조정한다.

dB(A) | 8,618kg을 초과하지 않는 프로펠러 구동 비행기의 경우, 시험 및 기준 비행기 높이의 차이로 인한 소음 레벨이 변경되는 것을 계산하기 위하여 LASmax 값을 더하여 조정

△2 | TPNdB | 지속시간 조정. 간소화된 조정방법에서 시험, 기준 항공기 속도 및 마이크로폰의 상대적인 위치 차이로 인하여 소음 지속시간이 변경됨에 따라 소음레벨이 변경되는 것을 계산하기 위하여 측정된 EPNL값을 더하여 조정한다.

dB(A) | 8,618kg을 초과하지 않는 프로펠러 구동 비행기의 경우, 프로펠러 헬리컬 팁 마하수를 계산하기 위하여 LASmax 값을 더하여 조정

△3 | TPNdB | 음원 소음 조정. 간소화되거나 통합된 조정방법에서, 시험조건과 기준조건사이에서 소스 소음을 발생하는 매커니즘의 차이점으로 인하여 소음레벨이 변경되는 것을 계산하기 위하여 측정된 EPNL을 더하여 조정한다.

dB(A) | 8,618kg을 초과하지 않는 프로펠러 구동 비행기의 경우, 엔진 출력을 계산하기 위하여 LASmax 값을 더하여 조정

△4 | dB(A) | 대기 흡수 조정. 8,618kg을 초과하지 않는 프로펠러 구동 비행기의 경우, 시험 및 기준 비행기 높이의 차이로 인한 대기 흡수의 변화로 인하여 소음 레벨이 변경되는 것을 계산하기 위하여 측정된 LASmax 값을 더하여 조정

△B | TPNdB | 밴드공유 조정. 해당 소리의 ⅓ 옥타브 밴드공유로 인한 순음의 억제 가능성을 계산하기 위하여 최대 PNLT값을 더하여 조정. PNLTM은 최대 PNLT + △B와 같다.

△BR | TPNdB | 기준 밴드공유 조정. 해당 소리의 ⅓ 옥타브 밴드공유로 인한 순음의 억제 가능성을 계산하기 위하여 통합된 방법으로 최대 PNLTR을 더하여 조정. PNLTMR은 최대 PNLTR+△BR과 같다.

△peak | TPNdB | 피크 조정. 측정된 데이터로 EPNL을 계산하고 기준조건에 따라 조정된 2차 피크에 대한 PNLT값이 조정된 PNLTM 스펙트럼에 대한 PNLT 보다 큰 경우, 측정된 EPNL을 더하여 조정

(e) 지각소음레벨과 순음보정의 계산(Calculation of PNL and Tone Correction)

기호(Symbols) | 단위(Unit) | 내용(Meaning)

C | dB | 순음보정요소. 소리와 같이 스펙트럼에 존재하는 불규칙성을 반영하기 위하여 정해진 스펙트럼의 지각소음레벨(PNL)에 더하는 상수

f | Hz | 주파수. ⅓ 옥타브 밴드의 공칭 기하학적 평균 주파수

F | dB | 델타 데시벨. 주어진 스펙트럼에서 ⅓ 옥타브 밴드의 원 음압레벨과 최종 광대역 음압레벨 사이의 차

log n(a) | - | 노이 불연속 좌표. log n에 따른 SPL의 변화를 나타내는 직선의 교차점에서의 log n 값

M | - | 노이 역기울기. log n에 따른 SPL의 변화를 나타내는 직선의 역기울기.

s | dB | 음압레벨 기울기. 주어진 스펙트럼에서 인접한 ⅓ 옥타브 밴드 음압레벨 간의 레벨의 변화

△s | dB | 음압레벨의 기울기 변화

s' | dB | 조정된 음압레벨 기울기. 주어진 스펙트럼에서 인접한 조정된 ⅓ 옥타브 밴드 음압레벨 간의 레벨의 변화

s | dB | 음압레벨의 평균기울기

SPL(a) | dB | 노이 불연속 레벨. log n에 따른 SPL 변화를 나타내는 직선의 불연속 좌표에서의 SPL값.

SPL(b) SPL(c) | dB | 노이 교점레벨. log n에 따른 SPL 변화를 나타내는 직선의 SPL축과의 교점

SPL(d) | dB | 노이 불연속 레벨. 불연속 좌표에서의 SPL값은 log n.

SPL(e) | dB | 노이 불연속 레벨. log n이 log 0.3과 같은 불연속 좌표에서의 SPL값

SPL' | dB | 조정된 음압레벨. 주어진 스펙트럼의 ⅓ 옥타브 밴드에서 광대역 음압레벨에 대한 첫 번째 근사값.

SPL" | dB | 최종 광대역 음압레벨. 주어진 스펙트럼의 ⅓ 옥타브 밴드에서 광대역 음압레벨에 대한 두 번째 및 최종 값.

(f) 비행경로 형상(Flight Path Geometry)

기호(Symbols) | 단위(Unit) | 내용(Meaning)

H | m | 높이. 중앙 마이크로폰의 상공이나 직각방향에서의 항공기 높이7

HR | m | 기준 높이. 중앙 마이크로폰의 상공이나 직각방향에서의 기준 항공기 높이

X | m | 지상 경로에 따른 항공기 위치. 특정 시점에서 x축에 따른 항공기의 위치 좌표.

Y | m | 기준 지상경로와 상대적인 측면 항공기 위치. 특정 시점에서 y축에 따른 항공기의 위치 좌표.

Z | m | 기준 지상경로와 상대적인 수직방향으로의 항공기 위치. 특정 시점에서 z축에 따른 항공기의 위치 좌표.

θ | degrees | 방음각. 비행경로와 마이크로폰에 대한 직접적인 소리 전파 경로 사이의 각. 각도는 측정된 비행경로와 기준 비행경로 모두에 대하여 동일합니다.

Ψ | degrees | 앙각. 소리 전파경로와 마이크로폰을 통과하는 수평면 사이의 각도. 소리의 전파 경로는 측정된 비행경로에서의 소음 방출지점과 마이크로폰 다이어프램 사이의 선으로 정의된다.

ΨR | degrees | 기준 앙각. 기준 소음 전파경로와 기준 마이크로폰 위치를 통과하여 지나가는 수평면 사이의 각. 기준 소음 전파경로는 기준 비행경로에서의 소음 방출지점과 기준 마이크로폰 다이어프램 사이의 선으로 정의된다.

(g) 기타(Miscellaneous)

기호(Symbols) | 단위(Unit) | 내용(Meaning)

antilog | - | 밑을 10으로 하는 진수

D | m | 지름. 프로펠러 또는 로터의 지름

D15 | m | 이륙거리. 비행기가 지상에서 15m 높이에 도달할 때까지 요구되는 이륙거리

e | - | 오일러의 수. 자연대수의 기본 수인 수학적 상수로 약 2.71828

log | - | 밑을 10으로 하는 대수

N | rpm | 프로펠러 속도

N1 | rpm | 압축기 속도. 터빈엔진 저압 압축기 1단 팬의 속도

RH | % | 상대습도. 주변 대기 상대습도

T | °C | 온도. 주변 대기 온도

u | m/s | 풍속에 따른 트랙 구성요소. 기준 지상 트랙에 따른 풍속 벡터의 구성요소

v | m/s | 풍속 크로스트랙 구성요소. 기준 지상 트랙에 수평적으로 수직인 풍속벡터의 구성요소

α | dB/100m | 시험 대기 흡수 계수. 측정된 주변 온도와 상대 습도에 대해 특정한 ⅓ 옥타브 밴드에서 발생하는 대기 흡수로 인한 소음 감쇠율

αR | dB/100m | 기준 대기 흡수 계수. 기준 주변 온도와 상대 습도에 대하여 특정한 ⅓ 옥타브 밴드에서 발생하는 대기 흡수로 인한 소음 감쇠율

μ | - | 엔진 소음 성능 파라미터. 제트 비행기의 경우 일반적으로 표준화된 저압 팬 속도, 표준화된 엔진 추력 또는 소스 소음 조정 계산에 사용되는 엔진 압력비

(a) 이 기준은 「항공안전법」 제25조의 규정에 의한 항공기 소음에 대한 기술상의 기준으로서 항공기 소음기준적합증명서 교부와 재교부 등을 위한 기준을 규정한다.

(b) 「항공안전법」 제20조, 제21조, 제22조, 제25조의 규정에 의하여 항공기 소음기준에 대한 적합증명 또는 증명의 변경 등을 신청하는 자는 이 기준의 해당 요구조건에 적합함을 입증하여야 한다.

(c) 이 기준에 적용되는 항공기는 이륙중량 및 형식증명신청서가 제출된 날짜에 따라 다음과 같다.

주: 이 기준에서 규정하는 내용 중 파생형 항공기의 경우에는 형식증명신청서가 아닌 형식설계 변경 인증신청서가 제출된 날짜를 기준으로 한다.

(1) 1977년10월6일 이전 형식증명 신청서가 제출된 아음속 제트비행기 중 다음 어느 하나에 해당하는 비행기를 제외한 아음속 제트 비행기는 Subpart B의 기준을 적용한다.

(i) 인증된 최대중량(maximum certificated mass for airworthiness)에 따라 610m이하의 활주로가 요구되는 아음속 제트비행기

(ii) 바이패스비 2이상의 엔진을 장착하고 1972년3월1일 이전에 최초 감항증명서가 교부된 아음속 제트비행기

(iii) 바이패스비 2미만의 엔진을 장착하고 1969년 1월1일 이전에 형식증명 신청서가 제출되고 1976년1월1일 이전에 감항증명서가 교부된 아음속 제트비행기

(2) 1981년11월26일 또는 이후에 형식설계 변경 인증신청서가 제출된 파생형 비행기 중 다음 어느 하나에 해당하는 비행기를 제외한 아음속 제트 비행기는 Subpart B의 기준을 적용한다.

(i) 최대이륙중량에서 이륙시 610m이하의 활주로가 요구되는 아음속 제트 비행기

(ii) 바이패스비 2이상의 엔진을 장착하고 1972년3월1일 이전에 최초 감항증명서가 교부된 아음속 제트 비행기

(iii) 바이패스비 2미만의 엔진을 장착하고 1969년 1월1일 이전에 형식증명을 받고 1976년1월1일 이전에 감항증명서가 교부된 아음속 제트 비행기

(3) 인증된 최대중량에 따라 610m를 초과하는 활주로가 요구되는 1977년10월6일에서 2006년1월1일 사이에 형식증명 신청서가 제출된 아음속 제트 비행기는 Subpart C의 기준을 적용한다.(파생형 비행기 포함)

(4) 1985년1월1일에서 2006년 1월1일 사이에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 8618kg 초과 프로펠러 구동 비행기 (파생형 비행기 포함)는 Subpart C의 기준을 적용한다. (단, 농업용, 화재 진압 목적으로 지정되어 사용되는 프로펠러 구동 항공기 제외)

(5) <삭제>

(6) 2006년1월1일 또는 이후부터 2017년12월31일까지의 기간 중에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 55,000kg 이상인 아음속 제트비행기와 프로펠러 구동 비행기(파생형 비행기를 포함)는 Subpart D의 기준을 적용한다. 다만, 인증된 최대 중량에서 610m 이하의 활주로가 요구되는 항공기, 농업용 및 소방용으로 특별히 설계되어 사용되는 프로펠러 구동 비행기는 제외한다.(6-1) 2006년1월1일 또는 이후부터 2020년12월31일 까지의 기간 중에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 55,000kg 미만인 아음속 제트비행기와 프로펠러 구동 비행기(파생형 비행기를 포함)는 Subpart D의 기준을 적용한다. 다만, 인증된 최대 중량에서 610m 이하의 활주로가 요구되는 항공기, 농업용 및 소방용으로 특별히 설계되어 사용되는 프로펠러 구동 비행기는 제외한다.

(7) 2006년1월1일 또는 이후부터 2020년12월31일까지의 기간 중에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 8,618kg 초과 55,000kg 미만에 해당하는 프로펠러 구동 비행기(파생형 비행기를 포함)는 Subpart D의 기준을 적용한다. 다만, 인증된 최대 중량에서 610m 이하의 활주로가 요구되는 항공기, 농업용 및 소방용으로 특별히 설계되어 사용되는 비행기는 제외한다.

(8) 초기 KAS Part 36 항공기 소음기준의 Subpart C나 Subpart E의 기준으로 인증을 받은 아음속 제트비행기와 프로펠러 구동 비행기에 대해 소음기준적합을 재인증할 경우 Subpart D의 기준을 적용한다.

(9) 1977년10월6일에서 1985년1월1일 사이에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량이 8,618kg를 초과하는 프로펠러 구동 비행기(파생형 비행기 포함) 중 다음 어느 하나에 해당하는 비행기를 제외한 프로펠러 구동 비행기는 Subpart E의 기준을 적용한다.

(i) 인증된 최대중량에 따라 610m 미만의 활주로가 요구되는 프로펠러 구동 비행기

(ii) 소방용으로 특별히 설계되어 사용되는 프로펠러 구동 비행기

(iii) 농업용으로 특별히 설계되어 사용되는 프로펠러 구동 비행기

(iv) <삭 제>

(v) <삭 제>

(10) 1977년10월6일 이전에 형식증명 신청서가 제출된 8,618kg 초과 프로펠러 구동 비행기와 다음 어느 하나에 해당하는 비행기는 Subpart B의 기준을 적용한다.

(i) 1997년10월6일 또는 이후에 형식설계 변경인증 신청서가 제출된 파생형 비행기

(ii) 1981년11월26일 또는 이후에 감항증명서가 최초 발부된 개별 비행기

(11) <삭 제>

(12) 최대이륙중량 8618kg미만 프로펠러 구동 비행기 중 곡예비행용, 농업용, 소방용으로 특별히 설계되어 사용되는 비행기는 제외하고 다음의 어느 하나에 해당하는 비행기는 Subpart F의 기준을 적용한다.

(i) 1975년1월1일부터 1988년11월17일까지의 기간에 형식증명 신청서가 제출된 프로펠러 구동 비행기(다만, 1988년11월17일 또는 그 이후에 형식설계변경 인증 신청서가 제출된 파생형 비행기는 Subpart J의 기준을 적용)

(ii) 1980년1월1일 또는 이후에 최초 감항증명서가 교부된 프로펠러 구동 비행기

(13) 최대이륙중량이 5,700kg를 초과하는 비행기로서 인증된 최대중량에 따라 이착륙에 610m미만의 활주로가 요구되는 프로펠러 구동 STOL(Short Take Off and Landing) 비행기 중 최초 감항증명서가 1976년1월1일 또는 이후에 교부된 프로펠러 구동 STOL 비행기는 Subpart G의 기준을 적용한다.

(14) 36.3(c)(16)에 적용되는 헬리콥터를 제외하고 1985년1월1일 또는 이후에 형식증명 신청서가 제출된 헬리콥터는 Subpart H를 적용한다. (다만, 농업용, 소방용, 외부화물운반용으로 특별히 설계되어 사용되는 헬리콥터는 제외한다)

(15) 36.3(c)(16)에 적용되는 헬리콥터를 제외하고 1988년11월17일 또는 이후에 형식설계변경 인증 신청서가 제출된 파생형 헬리콥터는 Subpart H를 적용한다. (다만, 농업용, 소방용, 외부화물운반용으로 특별히 설계되어 사용되는 헬리콥터는 제외한다)

(16) 2002년3월21일 또는 그 이후에 형식증명 신청서가 제출된 헬리콥터(파생형 포함)는 Subpart H를 적용한다.(다만, 농업용, 소방용, 외부화물운반용으로 특별히 설계되어 사용되는 헬리콥터는 제외한다)

(16-1) (14), (15) 및 (16)의 규정에도 불구하고 최대이륙중량이 3,175kg 미만인 헬리콥터의 경우에는 Subpart K의 기준을 적용할 수 있다.

(17) 1977년10월6일 및 그 이후에 형식증명신청서가 제출된 APU 장착된 항공기의 APU와 관련된 항공기 계통은 Subpart I의 기준을 적용한다.

(18) 1977년10월6일 및 그 이후에 APU 장착과 관련된 형식설계 변경신청서가 제출된 항공기의 APU와 관련된 항공기 계통은 Subpart I의 기준을 적용한다.

(19) 곡기용, 농업용, 소방용으로 특별히 설계되어 사용되는 프로펠러 구동 비행기와 자력 부양 세일플레인을 제외한 1988년11월17일 및 그 이후에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 8618kg미만 프로펠러 구동 비행기(파생형 비행기를 포함)는 Subpart J 36.104(a)의 기준을 적용한다.

(20) 곡기용, 농업용, 소방용으로 특별히 설계되어 사용되는 프로펠러 구동 비행기와 자력 부양 세일플레인은 제외한 1988년11월17일 이후에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 8618kg미만 프로펠러 구동 비행기(파생형 비행기를 포함) 중 1993년11월17일 이전에 형식증명 받은 프로펠러 구동 비행기가 Subpart J 36.104(a)의 기준을 초과할 경우 Subpart F의 기준을 적용한다.

(21) 최대이륙중량 8618kg미만 프로펠러 구동 비행기(단, 곡기용, 농업용, 소방용으로 특별히 설계되어 사용되는 비행기는 제외) 중 단일 엔진을 장착한 비행기와 자력 부양 세일플레인, 수상기, 수륙양용기 중 다음의 어느 하나에 해당하는 경우 Subpart J 36.104(b)의 기준을 적용한다.

(i) 1999년11월4일 및 그 이후에 형식증명 신청서가 제출되거나 파생형에 대해 형식증명신청서가 제출된 경우

(ii) 1999년11월4일 이전에 형식증명 신청서가 제출되고 1999년11월4일 및 그 이후에 파생형에 대해 형식증명 신청서가 제출된 경우

(22) 1999년11월4일 이전에 형식증명 신청서를 제출받고 2004년11월4일 이전에 파생형에 대해 형식증명신청서가 제출된 최대이륙중량 8618kg 미만 프로펠러 구동 비행기(단, 곡기용, 농업용, 소방용으로 설계된 비행기는 제외) 중 단일 엔진을 장착한 비행기와 자력 부양 세일플레인, 수상기, 수륙양용기가 Subpart J 36.104(b)의 기준을 초과할경우에 한하여 Subpart J 36.104(a)의 기준을 적용한다.

(23) 36.3(c)(24)에 적용되는 헬리콥터(파생형 포함)를 제외하고 1993년11월11일 또는 이후에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 3175kg이하 헬리콥터는(파생형 포함) Subpart K 36.114(a)의 최대소음레벨 기준을 적용한다.(다만, 농업용, 소방용, 외부화물운반용으로 특별히 설계되어 사용되는 헬리콥터는 제외한다)

(24) 2002년3월21일 또는 이후에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 3175kg 미만 헬리콥터(파생형 헬리콥터를 포함)는 Subpart K 36.114(b)의 최대소음레벨 기준을 적용한다.

(25) 1975년1월1일 이전에 형식증명 신청서가 제출된 1981년11월26일 이후에 처음 감항증명서가 교부된 초음속 비행기(파생형 비행기를 포함)는 Subpart B 36.24의 기준을 적용하되 같은 형식으로 처음 소음기준적합증명을 받은 초음속 비행기의 최대소음레벨을 초과하지 않아야 한다.

(26) 1975년1월1일 및 그 이후에 형식증명 신청서가 제출된 초음속 비행기는 Subpart C의 기준을 적용한다.

(27) 2018년1월1일 또는 이후에 형식증명 신청서가 제출된 틸트로터(파생형 항공기 포함)는 Subpart L의 기준을 적용하며, 항공기 외부 화물이나 장비를 운송할 수 있는 틸트로터의 소음증명은 항공기 외부 화물이나 장비가 없는 상태를 기준으로 한다.

(28) 2017년12월31일 또는 이후에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 55,000kg 이상(파생형 항공기 포함)의 아음속 제트 비행기와 프로펠러 구동 비행기는 Subpart M의 기준을 적용한다. 다만, 인증된 최대 중량에서 610m 이하의 활주로가 요구되는 비행기, 농업용, 소방용으로 특별히 설계되어 사용되는 비행기는 제외는 제외한다.

(29) 2020년12월31일 또는 이후에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 55,000kg 미만(파생형 항공기 포함)의 아음속 제트 비행기는 Subpart M의 기준을 적용한다.

(30) 2020년12월31일 또는 이후에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 8600kg을 초과 55,000kg 미만(파생형 항공기 포함) 프로펠러 구동 비행기는 Subpart M의 기준을 적용한다.

(31) 초기 KAS Part 36 항공기 소음기준의 Subpart C, Subpart D 또는 Subpart E의 기준으로 인증을 받은 아음속 제트비행기와 프로펠러 구동 비행기에 대해 소음기준적합을 재인증할 경우 Subpart M의 기준을 적용한다.

(d) 항공기에 대한 소음기준을 적용함에 있어 최초 감항증명을 받은 날짜를 알 수 없는 경우 형식증명 신청서가 제출된 날짜를 적용한다.

(e) 국토교통부장관이 특별히 인정하는 경우를 제외하고, 형식증명 또는 형식설계변경 신청은 해당 항공기 형식에 관련한 기술기준에서 정한 기간 동안 유효하여야 한다. 이 신청의 유효한 기간이 경과된 경우, 이 기술기준의 소음기준 적용일자는 형식증명서의 발급 또는 형식설계변경을 승인한 날짜로 한다.

(f) “국제민간항공협약 부속서 16 제1부” 및 “환경기술매뉴얼(Doc.9501), 제1권 항공기소음인증절차“와 동등한 수준의 기준에 따라 소음기준적합 인증을 받은 항공기는 이 기준에 적합한 것으로 본다.

(a) 제트 비행기와 최대이륙중량 8,618kg 이상 프로펠러 구동 비행기가 다음의 어느 하나에 해당하는 경우, 36.3의 적용기준에 해당하더라도 소음기준적합을 증명하지 아니하여도 된다.

(1) 이륙부터 착륙까지 모든 비행 중에 접이식 착륙장치 중 하나 이상을 내린 상태에서 비행

(2) 항공기 외부(동체, 날개 또는 파일론)에 여분의 엔진 및 나셀을 장착하고 비행(비행 후 파일런이나 기타 외부 장착물을 원위치 하는 경우)

(3) 요구된 정비행위를 위해 소음기준적합이 판단되지 않은 엔진이나 나셀을 교환하여 90일 이내로 운영

(b) 국제민간항공조직의 체약국에서 부속서 16 제1부의 기준과 동등한 기준으로 소음기준적합을 인증 받은 항공기는 이 기준에 적합한 것으로 본다.

이 기준의 해당요건에 적합함이 입증된 항공기에 대하여 별첨 G의 절차에 따라 소음기준적합증명서를 기재하여 신청자에게 교부한다(별첨G 참조)

Subpart B 1977.10.6. 이전에 형식증명 신청서가 제출된 아음속 제트 비행기

소음평가시 사용하는 단위는 부록 1에 기술된 단위의 유효지각소음레벨을 사용한다.

(a) 측면 소음측정지점 : 활주로 중심선이나 중심선의 연장선에서부터 평행으로 650m 떨어진 지점 중 이륙시 소음레벨이 최대인 지점

(b) 상공 소음측정지점 : 활주로 중심선의 연장선의 지점 중 이륙후 롤(roll) 비행을 시작한 지점으로부터 6.5km 떨어진 지점

(c) 착륙 소음측정지점 : 3°의 하강 경로를 따라 착륙 비행을 하는 중 고도가 지표면으로부터 120m가 되는 지점으로 활주로의 착륙지점에서 약 2000m 떨어진 곳에 대응하는 지점

(a) 부록 1의 소음평가방법에 따라 36.3(c)(1)항에 해당하는 비행기의 최대소음레벨은 다음의 소음레벨을 초과하여서는 아니된다. (별첨 A 참조)

(1) 측면과 착륙 소음측정지점 : 최대이륙중량 272,000kg 이상인 비행기는 108EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 34,000kg ～ 272,000kg범위의 비행기는 108EPNdB ～ 102EPNdB의 범위에서 2EPNdB 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 34,000kg미만인 비행기는 102EPNdB 이하여야 한다.

(2) 상공 소음측정지점 : 최대이륙중량 272000kg 이상인 비행기는 108EPNdB 이하여야 하며 34000kg ～ 272000kg범위의 비행기는 108EPNdB ～ 93EPNdB의 범위에서 5EPNdB 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 34000kg미만인 비행기는 93EPNdB 이하여야 한다.

(b) 부록 1의 소음평가방법에 따라 36.3(c)(2)항에 해당하는 비행기의 최대소음레벨은 다음의 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.(별첨 A 참조)

(1) 측면 소음측정지점 : 최대이륙중량 400,000kg 이상인 비행기는 106EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 400,000kg ～ 35,000kg범위의 비행기는 106EPNdB ～ 97EPNdB의 범위에서 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 35,000kg미만인 비행기는 97EPNdB 이하여야 한다.

(2) 상공 소음측정지점

(i) 엔진이 2개 이하인 비행기 : 최대이륙중량 325,000kg이상인 비행기는 104EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 325,000kg ～ 48,300kg범위의 비행기는 104EPNdB ～ 93EPNdB의 범위에서 4EPNdB비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 48,300kg미만인 비행기는 93EPNdB 이하여야 한다.

(ii) 엔진이 3개인 비행기 : 최대이륙중량 325,000kg이상인 비행기는 107EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 325,000kg ～ 34,000kg범위의 비행기는 107EPNdB ～ 93EPNdB의 범위에서 4EPNdB비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 34,000kg미만인 비행기는 93EPNdB 이하여야 한다.

(iii) 엔진이 4개 이상인 비행기 : 최대이륙중량 325,000kg이상인 비행기는 108EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 325,000kg ～ 34,000kg범위의 비행기는 108EPNdB ～ 93EPNdB의 범위에서 4EPNdB 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 34,000kg미만인 비행기는 93EPNdB 이하여야 한다. 이 경우에 한하여 이 조항 값과 36.24(a)(2)을 적용한 값 중 작은 값을 최대소음레벨로 한다.

(3) 착륙 소음측정지점 : 최대이륙중량 280,000kg이상인 비행기는 108EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 280,000kg ～ 35,000kg범위의 비행기는 108EPNdB ～ 101EPNdB의 범위에서 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 35,000kg미만인 비행기는 101EPNdB 이하여야 한다.

만일 비행기의 최대소음레벨이 두 개 이하의 소음측정지점에서 최대소음레벨을 초과한 경우 다음의 모든 경우를 만족하는 경우에 한하여 그 비행기의 소음기준적합을 인정한다.

(a) 초과한 소음레벨에서 최대소음레벨의 차를 초과분이라고 할 때 각 소음측정지점의 초과분의 합이 4EPNdB 이하인 경우

(b) 1969년 12월 1일 이전에 형식증명을 바이패스비 2 이상의 엔진을 장착한 비행기의 경우 초과분의 합이 5EPNdB 이하인 경우

(c) 한 소음측정지점에서 초과분이 3EPNdB 이하인 경우

(d) 초과분을 최대소음레벨 이하인 다른 지점의 소음레벨에 합할 경우 합한 값이 그 소음측정지점의 최대소음레벨이하여야 한다.

비행기의 소음기준적합증명을 위한 시험절차는 다음과 같다.

(a) 이륙 시험절차는 다음과 같다.

(1) 이륙시점부터 활주로 수직 위로 210m 지점에 이를 때까지는 평균 이륙추력을 사용해야 하며 210m 이상의 고도에서 부터는 상승구배를 최소 4%유지하도록 추력을 감소하지 말아야 한다.

(2) 부양 후 이륙 소음기준적합증명을 위한 시험기간 동안 최소한 +19km/h(+10kt)의 속도를 유지해야 한다.

(3) 착륙장치를 동체에 넣는 것을 제외하고 이륙 소음기준적합증명을 위한 시험기간 동안 신청자가 선택한 이륙형태(Take-off configuration)를 유지하여야 한다.

(b) 착륙 시험절차는 다음과 같다.

(1) 비행기는 3°±0.5°의 활공 경로를 유지하도록 안정화(stabilize)되어야 한다.

(2) 비행기는 소음측정지점을 지나 착지할 때까지 추력을 안정화(stabilize)한 상태로 1.3+19km/h(1.3+10kt)이상의 안정된 속도로 착륙비행을 하여야 한다.

(3) 비행기의 형태는 최대로 플랩을 사용하는 것으로 설정되어야 한다.

Subpart C 1977.10.6. 이후 및 2006.1.1. 이전에 형식증명 신청서가 제출된 아음속 제트 비행기

소음평가 시 사용하는 단위는 부록 2에 기술된 EPNdB 단위의 유효지각소음레벨을 사용한다.

(a) 측면(최대추력) 소음측정 기준지점은 다음과 같다.

(1) 제트 비행기의 경우: 활주로 중심선에서부터 평행으로 450m 떨어진 지점 중 이륙 시 소음레벨이 최대인 지점

(2) 프로펠러 구동 비행기의 경우: 최대 이륙 추력 시 상승 비행경로상에서 고도가 650m일 때 활주로 중심선의 연장선상의 지점

(b) 상공 소음측정 기준지점 : 활주로 중심선의 연장선의 지점 중 이륙후 롤(roll) 비행을 시작한 지점으로부터 6.5km 떨어진 지점

(c) 착륙 소음측정 기준지점 : 3°의 하강 경로를 따라 착륙 비행을 하는 중 고도가 지표면으로부터 120m가 되는 지점으로 활주로의 착륙지점에서 약 2000m 떨어진 곳에 대응하는 지점

(d) 만일 소음측정지점이 소음측정 기준지점과 일치하지 않을 경우 비행기의 소음측정을 위한 시험비행경로와 소음측정의 기준이 되는 기준비행경로의 차이를 수정한 것과 동일한 방법으로 소음측정지점을 수정하여야 한다.

(e) 측면소음측정지점에서 비행기의 최대소음레벨이 분명하게 결정되기 위하여 충분한 수의 측면 소음측정 지점들을 사용하여야 한다. 이를 위해 제트 비행기의 경우 활주로 반대편 대칭적인 위치에서 동시에 소음을 측정하여야 한다. 프로펠러 구동 비행기의 경우 측면소음이 본래부터 불규칙하기 때문에 모든 소음측정 지점에 대하여 활주로 반대편 대칭적인 위치(활주로 중심선을 축으로 ±10m이내의 간격)에서 소음을 측정하여야 한다.

부록 2의 소음평가방법에 따라 결정된 비행기의 최대소음레벨은 다음의 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다. (별첨 A 참조)

(a) 측면(최대추력) 소음측정 기준지점 : 최대이륙중량 400,000kg 이상인 비행기는 108EPNdB이하여야 하며 최대이륙중량 35,000kg ～ 400,000kg 범위의 비행기는 108EPNdB ～ 94EPNdB의 범위에서 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 35,000kg미만인 비행기는 94EPNdB 이하여야 한다.

(b) 상공 소음측정 기준지점 :

(1) 엔진이 2개 이하인 비행기 : 최대이륙중량 385,000kg 이상인 비행기는 101EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 385,000kg ～ 48,100kg 범위의 비행기는 101EPNdB ～ 89EPNdB의 범위에서 4EPNdB 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 48,100kg미만인 비행기는 89EPNdB이하여야 한다.

(2) 엔진이 3개인 비행기 : 최대이륙중량 385,000kg 이상인 비행기는 104EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 385,000kg ～ 28,600kg범위의 비행기는 104EPNdB ～ 89EPNdB의 범위에서 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 28,600kg 미만인 비행기는 89EPNdB 이하여야 한다.

(3) 엔진이 4개 이상인 비행기 : 최대이륙중량 385,000kg 이상인 비행기는 106EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 385,000kg ～ 20,200kg 범위의 비행기는 106EPNdB ～ 89EPNdB의 범위에서 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 20200kg미만인 비행기는 89EPNdB 이하여야 한다.

(c) 착륙 소음측정지점 : 최대이륙중량 280,000kg 이상인 비행기는 105EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 280,000kg ～ 35,000kg범위의 비행기는 105EPNdB ～ 98EPNdB의 범위에서 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 35,000kg미만인 비행기는 98EPNdB 이하여야 한다.

만일 비행기의 최대소음레벨이 두 개 이하의 소음측정지점에서 최대소음레벨을 초과한 경우 다음의 모든 경우를 만족하는 경우에 한하여 그 비행기의 소음기준적합을 인정한다.

(a) 초과한 소음레벨에서 최대소음레벨의 차를 초과분이라고 할 때 각 소음측정지점의 초과분의 합이 3EPNdB 이하인 경우

(b) 한 소음측정지점에서 초과분이 2EPNdB 이하인 경우

(c) 초과분을 최대소음레벨 이하인 다른 지점의 소음레벨에 합할 경우 합한 값이 그 소음측정지점의 최대소음레벨이하여야 한다.

(a) 비행기의 소음기준적합증명을 위한 기준절차와 비행경로의 계산은 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다.

(b) 신청자의 비행기가 36.36의 기준절차에 따른 비행을 할 수 없는 설계특성이 있으나 적용되는 감항성 조건에 부합함을 신청자가 국토교통부장관에게 입증하고 국토교통부장관이 신청자의 절차를 승인한 경우에 한하여 신청자의 절차를 따른다.

(c) 기준절차는 다음의 기준대기 조건에 따라 계산되어야 한다.

(1) 해면대기압 : 1,013.25 hPa (ICAO 표준대기에서 정의된 비율로 고도에 따라 감소한다.)

(2) 주변 대기온도 : 25 ℃ (ICAO 표준대기에서 정의된 비율(예, 0.65℃/100m)로 고도에 따라 감소한다.)

(3) 일정한 상대습도 : 70%

(4) 무풍(zero wind)

(5) 이륙과 측방향 소음 측정을 위한 기준 이륙 프로파일 정의를 위한 목적으로 하는 활주로 기울기 : 0

(6) 온도와 상대습도에 관한 기준 대기는 다음에 대한 계산을 목적으로 균질(주변온도 25℃, 상대습도 70%)한 것으로 간주한다.

(i) 대기 흡수로 인한 기준 소음 감쇠율

(ii) 기준 소리 전파 기하학의 계산에 사용된 소리의 기준 속도

주1. 고도에 따른 기준 대기압의 변화를 계산하는 세부 사항은 환경기술매뉴얼(Doc 9501), Volume 1 - ICAO 표준 대기에 관한 항공기 소음기준적합증명절차에 수록되어 있다.

주 2. - ICAO 표준대기의 특성은 ICAO 표준대기 매뉴얼(Doc 7488/3)에서 제공된다.

(d) 이륙 기준절차는 다음과 같다.

(1) 이륙시점부터 활주로 수직 위로 아래 표와 같은 지점에 이를 때까지는 평균 이륙추력을 사용해야 한다.

장착 엔진 수 | 높이

2개 이하 | 300m(984ft)

3개 | 260m(853ft)

4개 이상 | 210m(689ft)

(2) 위 (d)(i)항의 표와 같은 고도에 도달한 후 부터는 상승구배를 최소 4%유지하도록 추력을 감소하지 말아야 하는 것과 2개 이상의 엔진을 장착한 비행기의 경우 1개의 엔진은 작동하지 않은 상태에서 수평 비행하는 것 중 추력이 큰 상태를 유지하여야 한다.

(e) 측면(최대추력) 소음레벨을 결정하기 위해 기준 비행경로는 최대 이륙추력을 사용한 상태에서 계산되어야 한다.

(f) 속도는 다음과 같다.

(1) 해당 감항성 요건에서 V2 가 정의되는 비행기의 경우 정상 운영시 사용을 위해 신청자가 선택한 이륙 상승 속도는 모든 엔진이 작동하는 상태로 V2 + 19km/h(V2 + 10kt)에서 V2 + 37km/h(V2 + 20kt) 사이를 유지하여야 하고, 이륙 후 바로 속도에 도달하여 이륙소음증명 시험 동안 속도가 유지되어야 한다. V2에 적용되는 속도증가분이 비행기 성능특성에 따른 증가분과 큰 차이가 없으면, 비행기 모델의 기준 중량에 동일하게 적용되어야 한다.

주: V2는 적용되는 감항성 요건에 따라 정의된다.

(2) 적용되는 감항성 요건이 V2를 정의하지 않으면, 15m(50ft) 고도의 이륙속도에 19km /h(10kt)이상 37km/h(20kt)이하의 속도증가분을 더한 속도 혹은 최소상승속도 중 높은 속도를 유지하여야 하고, 부양 후 바로 속도에 도달해 이륙 소음증명 시험 동안 유지되어야 한다.

주: 15m(50ft)높이에서 이륙속도 및 최소상승속도는 적용되는 감항성 기준에 따라 정의된다.

(g) 착륙장치를 동체에 넣는 것을 제외하고 이륙 소음기준적합증명을 위한 시험기간 동안 신청자가 선택한 이륙형태(Take-off configuration)를 유지하여야 한다. 여기서 형태라함은 무게중심위치, 양력증가 장치, APU 작동여부, 블리드에어(Bleed Air) 등의 사용여부를 포함한 비행기 시스템의 조건을 의미한다.

(h) 소음기준적합증명을 위한 소음측정시 비행기의 중량은 최대이륙중량이어야 한다.

(i) 비행교범의 제한과 절차에 따라 운영할 때 모든 인증에 융통되는 엔진의 평균으로 정의되는 평균 엔진은 비행기 비행시험에서 인증까지 사용된다. 이는 N1이나 EPR과 같은 매개변수를 조정하기 위한 추력/출력 관계를 포함하는 기술적 기준을 수립한다. 소음기준적합증명을 위한 소음측정시 비행기의 추력/출력은 이 기준에 맞게 교정하여야 한다.

(j) (c)항의 기준하에서 이륙 추력/출력은 비행기 비행교범의 성능 섹션에 계획된 정상 운영시 사용가능한 최대 추력/출력을 사용하여야 한다.

(k) 착륙 기준절차는 다음과 같다.

(1) 비행기는 3도의 활공경로를 유지하도록 안정화(stbilize)되어야 한다.

(2) 측정지점 상공에서 추력 또는 출력이 안정화된 VREF + 19 km/h (VREF + 10 kt)의 안정된 접근속도가 유지되어야 한다. VREF(기준착륙속도)는 수동착륙을 위한 착륙거리 결정 시 착륙 스크린 높이를 따라 내려간 지점에서 지정된 착륙 형상에서의 비행기 속도를 의미한다.

(3) 모든 착륙 기준절차에 있어 착륙장치를 동체에 넣는 것을 제외하고 감항성 인증을 위한 시험비행에 사용된 착륙형태(Approach configuration)를 유지하여야 한다.

(4) 착지 시 비행기의 중량은 감항증명시 허용되는 최대착륙중량이어야 한다.

(5) 비행기는 최대착륙중량으로 착륙비행 시 최대소음레벨을 발생시키는 양력․항력 발생장치 등을 포함하는 항공역학적 조종면을 사용하여야 한다.

(a) 비행기의 소음기준적합증명을 위한 시험절차는 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다.

(b) 시험절차와 소음측정은 부록 2에 기술된 EPNdB 유효지각소음레벨이 산출될 수 있는 방법으로 수행되고 처리되어야 한다.

(c) 측정된 음향자료, 비행기 속도와 추력은 부록 2에 기술된 방법에 따라 36.36의 기준조건으로 조정되어야 한다.

(d) 시험 시 비행기의 중량이 36.36의 기준조건과 다를 경우 조정한 소음레벨은 이륙 시 2EPNdB 이하, 착륙 시 1 EPNdB 이하여야 한다. 국토교통부장관으로부터 승인된 소음자료는 이륙과 착륙 시험 조건에서 중량에 대한 소음레벨의 변화를 결정하는 기준으로 사용되어야 한다. 36.36의 착륙 기준 비행경로와 착륙 비행경로의 차이로 인한 EPNdB 조정이 필요할 경우 그 값은 2EPNdB 이하여야 한다.

(e) 착륙 조건에서 비행기가 3°±0.5° 이내의 활공 경로를 유지하며 안정화된 경우 시험절차는 적절한 것으로 간주된다.

(f) 36.36의 소음인증기준절차와 다른 절차를 사용하여 비행기의 소음레벨을 측정한 경우 측정된 소음레벨은 36.36의 기준조건으로 조정되어야 한다. 이 경우 시험절차와 조정된 소음레벨은 증명당국으로부터 승인을 받아야 한다. 조정한 소음레벨은 이륙시 16 EPNdB 이하, 착륙 시 8 EPNdB 이하여야 한다. 소음레벨이 이륙 시 8 EPNdB 이상, 착륙시 4 EPNdB 이상 조정된 경우 최종 소음레벨은 36.34의 최대소음레벨보다 최소 2 EPNdB 이상 적어야 인정될 수 있다.

(g) 이륙, 측면, 착륙 조건에서 비행기의 지시대기속도 변화는 10데시벨감소(10dB-down) 지점들 사이의 평균 대기속도의 ±3% 범위내로 유지되어야 한다. 만약 비행기의 지시대기속도의 변화가 10데시벨감소(10dB-down) 지점사이의 평균 대기속도보다 ±5.5km/h 범위의 차이가 있고 이것이 기류영향에 의한 것임으로 판정되면 이 비행시 측정된 소음레벨은 인정하지 않는다.

Subpart D 2006.1.1 또는 이후부터 2017.12.31까지의 기간 중에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 55,000kg 이상 아음속 제트 비행기와 프로펠러 구동 비행기

소음평가시 사용하는 단위는 부록 2에 기술된 EPNdB 단위의 유효지각소음레벨을 사용한다.

(a) 비행기에 대한 소음기준적합을 증명함에 있어 기준소음측정지점은 36.33을 적용하고 측정된 비행기의 소음은 36.44에서 지정한 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(b) 만일 소음측정지점이 소음측정 기준지점과 일치하지 않을 경우 비행기의 소음측정을 위한 시험비행경로와 소음측정의 기준이 되는 기준비행경로의 차이를 수정한 것과 동일한 방법으로 소음측정지점을 수정하여야 한다.

(c) 측면소음측정지점에서 비행기의 최대소음레벨이 분명하게 결정되기 위하여 충분한 수의 측면 소음측정 지점들을 사용하여야 한다. 이를 위해 제트 비행기의 경우 활주로 반대편 대칭적인 위치에서 동시에 소음을 측정하여야 한다. 프로펠러 구동 비행기의 경우 측면소음이 본래부터 불규칙하기 때문에 모든 소음측정 지점에 대하여 활주로 반대편 대칭적인 위치(활주로 중심선을 축으로 ±10m이내의 간격)에서 소음을 측정하여야 한다.

(a) 비행기의 최대소음레벨은 36.34을 적용한다. (별첨 A 참조)

(b) 각각의 소음측정지점의 최대소음레벨에서 측정된 소음레벨을 뺀 값을 합했을 때 그 값은 10 EPNdB 이상이어야 한다.

(c) 각각의 소음측정지점의 최대소음레벨에서 측정된 소음레벨을 뺀 값 중 어느 두 값을 합했을 때 그 값이 2 EPNdB 이상이어야 한다.

비행기의 소음기준적합증명을 위한 소음인증기준절차는 36.36을 적용한다.

비행기의 소음기준적합증명을 위한 시험절차는 36.37을 적용한다.

인증된 최대중량에 따라 610m를 초과하는 활주로가 요구되는 2006년1월1일 이후 형식증명을 받은 아음속 제트비행기(파생형 비행기를 포함)와 2006년1월1일 이후 형식증명을 받은 8618kg이상 프로펠러 구동 비행기(파생형 비행기를 포함)와 관련된 소음기준적합 자료가 Subpart D에 적합한 경우에 한하여 KAS Part 36 항공기 소음기준의 Subpart C나 Subpart E로 인증을 받은 아음속 제트비행기와 프로펠러 구동 비행기에 대해 소음기준적합을 재인증할 수 있다.

Subpart E 1985.1.1. 이전에 형식증명 신청서가 제출된 8,618kg 이상 프로펠러 구동 비행기

소음평가시 사용하는 단위는 부록 2에 기술된 단위의 유효지각소음레벨을 사용한다.

비행기에 대한 소음기준적합을 증명함에 있어 다음의 지점에서 비행기의 소음은 36.54에서 지정한 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(a) 측면 소음측정 기준지점 : 활주로 중심선에서부터 평행으로 450m 떨어진 지점 중 이륙시 소음레벨이 최대인 지점

(b) 상공 소음측정 기준지점 : 활주로 중심선의 연장선의 지점 중 이륙후 롤(roll) 비행을 시작한 지점으로부터 6.5km 떨어진 지점

(c) 착륙 소음측정 기준지점 : 3°의 하강 경로를 따라 착륙 비행을 하는 중 고도가 지표면으로부터 120m가 되는 지점으로 활주로의 착륙지점에서 약 2000m 떨어진 곳에 대응하는 지점

(d) 만일 소음측정지점이 소음측정 기준지점과 일치하지 않을 경우 비행기의 소음측정을 위한 시험비행경로와 소음측정의 기준이 되는 기준비행경로의 차이를 수정한 것과 동일한 방법으로 소음측정지점을 수정하여야 한다.

(e) 측면소음측정지점에서 비행기의 최대소음레벨이 분명하게 결정되기 위하여 충분한 수의 측면 소음측정 지점들을 사용하여야 한다. 이를 위해 모든 소음측정 지점에 대하여 활주로 반대편 대칭적인 위치에서 소음을 측정하여야 한다.

(f) 신청자는 소음적합증명을 입증하기 위한 비행시험 중 측면 소음레벨과 상공 소음레벨 기준적합을 위해 상공 측면소음측정 기준지점과 상공소음측정 기준지점을 따로 비행하여서는 아니 된다.

부록 2의 소음평가방법에 따라 결정된 비행기의 최대소음레벨은 다음의 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다. (별첨 A 참조)

(a) 측면 소음측정 기준지점 : 최대이륙중량 384,700kg 이상인 비행기는 103EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 34,000kg ~ 384,700kg 범위의 비행기는 103EPNdB ~ 96EPNdB의 범위에서 2EPNdB의 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 34,000kg 미만인 비행기는 96EPNdB 이하여야 한다.

(b) 상공 소음측정 기준지점 : 최대이륙중량 358,900kg이상인 비행기는 106EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 358,900kg ~ 34,000kg범위의 비행기는 106EPNdB ~ 89EPNdB의 범위에서 5EPNdB 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 34,000kg 미만인 비행기는 89EPNdB이하여야 한다.

(c) 접근 소음측정지점 : 최대이륙중량 384,700kg 이상인 비행기는 105EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 384,700kg ~ 34,000kg 범위의 비행기는 105EPNdB ~ 98EPNdB의 범위에서 2EPNdB 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 35,400kg미만인 비행기는 98EPNdB 이하여야 한다.

만일 비행기의 최대소음레벨이 두 개 이하의 소음측정지점에서 최대소음레벨을 초과한 경우 다음의 모든 경우를 만족하는 경우에 한하여 그 비행기의 소음기준적합을 인정한다.

(a) 초과한 소음레벨에서 최대소음레벨의 차를 초과분이라고 할 때 각 소음측정지점의 초과분의 합이 3EPNdB 이하인 경우

(b) 한 소음측정지점에서 초과분이 2EPNdB이하인 경우

(c) 초과분을 최대소음레벨 이하인 다른 지점의 소음레벨에 합할 경우 합한 값이 그 소음측정지점의 최대소음레벨이하여야 한다.

(a) 비행기의 소음기준적합증명을 위한 기준절차와 비행경로의 계산은 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

(b) 신청자의 비행기가 36.56의 기준절차에 따른 비행을 할 수 없는 설계특성이 있으나 적용되는 감항성 조건에 부합함을 신청자가 국토교통부장관에게 입증하고 국토교통부장관이 신청자의 절차를 승인한 경우에 한하여 신청자의 절차를 따른다.

(c) 기준절차는 다음의 기준대기 조건에 따라 계산되어야 한다.

(1) 해면대기압 : 1,013.25 hPa (ICAO 표준대기에서 정의된 비율로 고도에 따라 감소한다.)

(2) 주변 대기온도 : 25 ℃ (ICAO 표준대기에서 정의된 비율(예, 0.65℃/100m)로 고도에 따라 감소한다.)

(3) 일정한 상대습도 : 70%

(4) 무풍(zero wind)

(5) 온도와 상대습도에 관한 기준 대기는 다음에 대한 계산을 목적으로 균질(주변온도 25℃, 상대습도 70%)한 것으로 간주한다.

(i) 대기 흡수로 인한 기준 소음 감쇠율

(ii) 기준 소리 전파 기하학의 계산에 사용된 소리의 기준 속도

주1. 고도에 따른 기준 대기압의 변화를 계산하는 세부 사항은 환경기술매뉴얼(Doc 9501), Volume 1 - ICAO 표준 대기에 관한 항공기 소음기준적합증명절차에 수록되어 있다.

주2. ICAO 표준대기의 특성은 ICAO 표준대기 매뉴얼(Doc 7488/3)에서 제공된다.

(d) 이륙 기준절차는 다음과 같다.

(1) 이륙시점부터 활주로 수직 위로 아래 표와 같은 지점에 이를 때까지는 평균 이륙추력을 사용해야 한다.

장착 엔진 수 | 높이

2개 이하 | 300m(984ft)

3개 | 260m(853ft)

4개 이상 | 210m(689ft)

(2) 위 (d)(i)항의 표와 같은 고도에 도달한 후 부터는 상승구배를 최소 4%유지하도록 추력을 감소하지 말아야 하는 것과 2개 이상의 엔진을 장착한 비행기의 경우 1개의 엔진은 작동하지 않은 상태에서 수평 비행하는 것 중 추력이 큰 상태를 유지하여야 한다.

(e) 정상 운영시 사용을 위해 신청자가 선택한 이륙 상승 속도는 부양 후 이륙 소음기준적합증명을 위한 시험기간 동안 모든 엔진이 작동하는 상태로 V2 + 19km/h(V2 + 10kt) 이상 V2 + 37km/h(V2 + 20kt)를 유지하여야 한다.

(f) 착륙장치를 동체에 넣는 것을 제외하고 이륙 소음기준적합증명을 위한 시험기간 동안 신청자가 선택한 이륙형태(Take-off configuration)를 유지하여야 한다.

(g) 소음기준적합증명을 위한 소음측정시 비행기의 중량은 최대이륙중량이어야 한다.

(h) 착륙 기준절차는 다음과 같다.

(1) 비행기는 3°의 활공 경로를 유지하도록 안정화(stabilize)되어야 한다.

(2) 비행기는 소음측정지점을 지날 때까지 추력을 안정화(stabilize)한 상태로 1.3VS + 19km/h (1.3VS + 10kt)이상의 안정된 속도로 착륙비행을 하여야 한다.

(3) 모든 착륙 기준절차에 있어 착륙장치를 동체에 넣는 것을 제외하고 감항증명을 위한 시험비행에 사용된 착륙형태(Approach configuration)를 유지하여야 한다.

(4) 착지 시 비행기의 중량은 감항성 인증시 허용되는 최대착륙중량이어야 한다.

(5) 비행기는 최대착륙중량으로 착륙비행시 최대소음레벨을 발생시키는 양력․항력 발생장치 등을 포함하는 항공역학적 조종면을 사용하여야 한다.

(a) 비행기의 소음증명을 위한 시험절차는 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

(b) 시험절차와 소음측정은 부록 2에 기술된 EPNdB 유효지각소음레벨이 산출될 수 있는 방법으로 수행되고 처리되어야 한다.

(c) 측정된 음향자료, 비행기 속도와 추력은 부록 2에 기술된 방법에 따라 36.56의 기준조건으로 조정되어야 한다.

(d) 시험 시 비행기의 중량이 36.56의 기준조건과 다를 경우 조정한 소음레벨은 이륙시 2EPNdB이하, 착륙시 1EPNdB이하여야 한다. 국토교통부장관으로부터 승인된 소음자료는 이륙과 착륙 시험 조건에서 중량에 대한 소음레벨의 변화를 결정하는 기준으로 사용되어야 한다. 36.56의 착륙 기준 비행경로와 착륙 비행경로의 차이로 인한 EPNdB 조정이 필요할 경우 그 값은 2EPNdB 이하여야 한다.

(e) 착륙 접근 조건에서 비행기가 3° 이내의 활공 경로를 유지하며 안정화된 경우 시험절차는 적절한 것으로 간주된다.

(f) 36.56의 소음인증기준절차와 다른 절차를 사용하여 비행기의 소음레벨을 측정한 경우 측정된 소음레벨은 36.56의 기준조건으로 조정되어야 한다. 이 경우 시험절차와 조정된 소음레벨은 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다. 조정한 소음레벨은 이륙시 16EPNdB 이하, 착륙시 8EPNdB 이하여야 한다. 소음레벨이 이륙시 8 EPNdB 이상, 착륙시 4EPNdB 이상 조정된 경우 최종 소음레벨은 36.54의 최대소음레벨보다 최소 2EPNdB 이상 적어야 인정될 수 있다.

Subpart F 1988.11.17 이전에 형식증명 신청서가 제출된 8,618kg 미만 프로펠러 구동 비행기

소음평가시 사용하는 단위는 EC 발간번호 179호 규격에 따라 A 주파수 가중 특성을 사용하는 dB(A) 단위의 가중음압레벨을 사용한다.

부록 3의 소음평가방법에 따라 결정된 비행기의 최대소 음레벨은 최대이륙중량 1,500kg 이상인 비행기는 80dB(A) 이내 이어야 하며 최대이륙중량 1,500kg ~ 600kg범위의 비행기는 68dB(A) ~ 80dB(A) 범위에서 중량에 따라 비례하여 감소하는 함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 600kg미만인 비행기는 68dB(A) 이하여야 한다. (별첨 A 참조)

비행기의 소음기준적합증명을 위한 기준절차는 다음의 기준 대기 조건에 따라 계산되어야 한다.

(a) 해면대기압 : 1,013.25 hPa (ICAO 표준대기에서 정의된 비율로 고도에 따라 감소한다.)

(b) 주변 대기온도 : 25 ℃ (ICAO 표준대기에서 정의된 비율(예, 0.65℃/100m)로 고도에 따라 감소한다.)

주 1. 고도에 따른 기준 대기압의 변화를 계산하는 세부 사항은 환경기술매뉴얼(Doc 9501), Volume 1 - ICAO 표준 대기에 관한 항공기 소음기준적합증명절차에 수록되어 있다.

주 2. - ICAO 표준대기의 특성은 ICAO 표준대기 매뉴얼(Doc 7488/3)에서 제공된다.

(a) 비행기의 소음기준적합증명을 위한 시험절차는 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

(b) 비행기의 소음기준적합증명을 위한 시험비행 시 비행기는 270 ~ 310m (974 ~ 1,014ft)의 범위 내에서 수평비행을 유지하여 수직으로 ±10의 각도로 소음측정지점을 지나야 한다.

(c) 상공비행 시 비행기는 순항형태(Cruise configuration)이어야 하며 비행교범상 비행기의 정상 운영범위 내에서 최대 출력과 안정화(stabilize)된 속도로 수행되어야 한다.

Subpart G 프로펠러 구동 STOL 비행기

Subpart H 헬리콥터

소음평가시 사용하는 단위는 부록 2에 기술된 EPNdB 단위의 유효지각소음레벨을 사용한다.

헬리콥터에 대한 소음기준적합을 증명함에 있어 다음의 지점에서 헬리콥터의 소음은 36.84에서 지정한 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(a) 이륙 소음측정 기준지점은 다음과 같다.

(1) 이륙 기준절차에서 상승비행으로 전환되는 지점으로부터 수평으로 500m 떨어진 곳에서 수직아래 지점

(2) 이륙 기준절차의 비행경로를 중심으로 36.83 (a)(i)의 지점에서 150m 떨어진 좌우 대칭점

(b) 상공 소음측정 기준지점은 다음과 같다.

(1) 상공 기준절차의 비행경로에서 150m 수직아래 지점

(2) 상공 기준절차의 비행경로를 중심으로 36.83 (b)(i)의 지점에서 150m 떨어진 좌우 대칭점

(c) 접근 소음측정 기준지점은 다음과 같다.

(1) 접근 기준절차의 비행경로에서 120m 수직아래 지점으로 진입각을 6로 하는 착륙비행경로와 지표면의 교점에서부터 1140m 떨어진 지점

(2) 접근 기준절차의 비행경로를 중심으로 36.83 (c)(i)의 지점에서 150m 떨어진 좌우 대칭점

(a) 부록 2의 소음평가방법에 따라 결정된 1985년1월1일 이후 형식승인된 최대이륙중량 3,175kg 이상 헬리콥터와 1988년11월17일 이후 파생형식에 대해 형식증명을 받은 최대이륙중량 3,175kg 이상 파생형 헬리콥터의 최대소음레벨은 다음의 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다. (별첨 A 참조)

(1) 이륙 소음측정 지점 : 최대이륙중량 80,000kg 이상인 헬리콥터는 109EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 788kg ~ 80,000kg범위의 헬리콥터는 109EPNdB ~ 89EPNdB 범위에서 3EPNdB의 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 788kg 미만인 헬리콥터는 89EPNdB 이하여야 한다.

(2) 상공 소음측정 지점 : 최대이륙중량 80,000kg이상인 헬리콥터는 108EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 788kg ~ 80,000kg 범위의 헬리콥터는 108EPNdB ~ 88EPNdB 범위에서 3EPNdB의 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 788kg 미만인 헬리콥터는 88EPNdB 이하여야 한다.

(3) 접근 소음측정 지점 : 최대이륙중량 80,000kg이상인 헬리콥터는 110EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 788kg ~ 80,000kg범위의 헬리콥터는 110EPNdB ~ 90EPNdB의 범위에서 3EPNdB의 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 788kg 미만인 헬리콥터는 90EPNdB 이하여야 한다.

(b) 부록 2의 소음평가방법에 따라 결정된 12002년3월21일 이후 형식증명을 받은 최대이륙중량 3,175kg 이상 헬리콥터(파생형 헬리콥터를 포함)의 최대소음레벨은 다음의 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(1) 이륙 소음측정 지점 : 최대이륙중량 80,000kg 이상인 헬리콥터는 106EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 788kg ~ 80,000kg범위의 헬리콥터는 106EPNdB ~ 86EPNdB 범위에서 3EPNdB의 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 788kg 미만인 헬리콥터는 86EPNdB 이하여야 한다.

(2) 상공 소음측정 지점 : 최대이륙중량 80,000kg 이상인 헬리콥터는 104EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 788kg ~ 80,000kg 범위의 헬리콥터는 104 ~ 84EPNdB의 범위에서 3EPNdB의 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 788kg 미만인 헬리콥터는 84EPNdB 이하여야 한다.

(3) 접근 소음측정 지점 : 최대이륙중량 80,000kg 이상인 헬리콥터는 109EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 788kg ~ 80,000kg 범위의 헬리콥터는 109EPNdB ~ 89EPNdB의 범위에서 3EPNdB의 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 788kg 미만인 헬리콥터는 89EPNdB 이하여야 한다.

만일 헬리콥터의 최대소음레벨이 두 개 이하의 소음측정지점에서 최대소음레벨을 초과한 경우 다음의 모든 경우를 만족하는 경우에 한하여 그 헬리콥터의 소음기준적합을 인정한다.

(a) 초과한 소음레벨에서 최대소음레벨의 차를 초과분이라고 할 때 각 소음측정지점의 초과분의 합이 4EPNdB 이하인 경우

(b) 한 소음측정지점에서 초과분이 3EPNdB 이하인 경우

(c) 초과분을 최대소음레벨 이하인 다른 지점의 소음레벨에 합할 경우 합한 값이 그 소음측정지점의 최대소음레벨을 이하여야 한다.

다음의 절차에서 최대 정상운영 분당회전수는 제작자가 정하고 국토교통부장관이 승인한 헬리콥터의 감항제한사항에 대응하는 각 기준절차의 최대 로터 속도이다. 최고 로터 속도에 대한 허용한계(tolerance)가 지정되어 있다면 최대 정상운영 분당회전수는 허용한계가 반영된 최대 로터 속도이다. 만약 로터 속도가 비행조건에 따라 자동으로 조정된다면, 최대 정상운영 분당회전수에 해당되는 기준 비행조건으로 소음기준적합증명을 위한 기준절차 동안 비행하여야 한다. 조종사의 조작으로 인하여 로터 속도가 바뀔 수 있다면 소음기준적합증명을 위한 기준절차 동안 조종사는 비행교범의 제한사항 섹션에 지정된 최대 정상운영 로터 속도를 사용하여야 한다.

(a) 헬리콥터의 소음기준적합증명을 위한 기준절차와 비행경로는 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

(b) 신청자의 헬리콥터가 36.86의 기준절차에 따른 비행을 할 수 없는 설계특성이 있으나 적용되는 감항성 조건에 부합함을 신청자가 국토교통부장관에게 입증하고 국토교통부장관이 신청자의 절차를 승인한 경우에 한하여 신청자의 절차를 따른다.

(c) 기준절차는 다음의 기준대기 조건에 따라 계산되어야 한다.

(1) 1,013.25 hPa의 일정한 대기압

(2) 25 ℃의 일정한 주변 대기온도

(3) 70%의 일정한 상대습도

(4) 무풍(zero wind)

(d) 외부화물운반을 위한 장비를 갖춘 헬리콥터의 경우 장착된 외부화물운반을 위한 장비 없이 소음기준적합증명을 하여야 한다.

(e) 이륙 기준절차는 다음과 같다.

(1) 헬리콥터는 비행경로 기준지점 이전 500m, 고도 20m (65ft)에서부터 기준주변조건이나 기어박스 토크(Torque) 한계에서 사용가능한 최소 장착 엔진의 출력 중 작은 값에 대응하는 최대 이륙 출력으로 안정화(stabilize)되어야 한다.

(2) 이륙 기준절차동안 최량 상승률에 대응하는 속도(VY)나 승인된 이륙이후 최소 상승속도 중 큰 속도를 유지하여야 한다.

(3) 이륙시 인증된 최대 정상운영 분당회전수(RPM)의 로터(rotor)속도로 일정한 상승을 하여야 한다.

(4) 이륙 기준절차 동안 최량 상승률에 대응하는 속도(VY)를 수립하기 위한 시험과 동일한 위치에 착륙장치를 두고 신청자가 선택한 일정한 이륙형태(Take-off configuration)가 유지되어야 한다.

(5) 소음기준적합증명을 위한 소음측정시 헬리콥터의 중량은 최대이륙중량의 90% ~ 105%이어야 한다.

(6) 기준 이륙 경로는 시작지점(측정 마이크로폰 중심에서 500m 이전, 고도 20m)에서 엔진성능의 최소 명세에 따른 최량 상승률에 대응하는 속도(VY)와 이에 의해 정의된 각도로 그려지는 직선이다.

(f) 상공비행 기준절차는 다음과 같다.

(1) 헬리콥터는 150m(492ft) 고도의 비행경로 기준점 상공에서 수평비행을 유지하도록 안정화(stabilize)되어야 한다.

(2) 0.9VH, 0.9VNE, 0.45VH + 120km/h (0.45VH + 65Kt) 또는 0.45VNE + 120km/h(0.45 VNE + 65Kt)의 속도 중 가장 느린 속도가 상공비행 기준절차 전반에 걸쳐 유지되어야 한다.

(3) 상공비행은 수평비행을 위해 인가받은 최대 정상운용 분당회전수의 로터 속도로 안정화(stabilize)되어야 한다.

(4) 헬리콥터는 순항형태(cruise configuration)이어야 한다.

(5) 헬리콥터의 중량은 소음기준적합증명이 요구되는 최대 이륙중량이어야 한다.

(g) VH와 VNE의 값은 승인된 비행교범에 명시되어 있어야 한다.

(h) 접근 기준절차는 다음과 같다.

(1) 헬리콥터는 6의 착륙 접근경로를 유지하도록 안정화(stabilize)되어야 한다.

(2) 헬리콥터는 착지할 때 까지 최대 상승률에 대응하는 속도(VY)나 승인된 착륙을 위한 최소 속도 중 큰 속도와 출력으로 안정화(stabilize)되어야 한다.

(3) 접근비행은 착륙으로 인증된 최대 정상 운영 분당회전수의 로터 속도로 안정화(stabilize) 되어야 한다.

(4) 접근 기준절차 동안 헬리콥터는 착륙장치를 내리고 감항성 인증 시험시 사용한 형태와 동일형태를 유지하여야 한다.

(5) 착지시 헬리콥터의 중량은 감항성 인증시 허용되는 최대착륙중량의 90% ～ 105%이어야 한다.

(a) 헬리콥터의 소음기준적합증명을 위한 시험절차는 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

(b) 시험절차와 소음측정은 부록 2에 기술된 EPNdB 유효지각소음레벨이 산출될 수 있는 방법으로 수행되고 처리되어야 한다.

(c) 측정된 음향자료, 헬리콥터 속도와 추력은 부록 2에 기술된 방법에 따라 36.86의 기준조건으로 조정되어야 한다.

(d) 36.86의 소음인증기준절차와 다른 절차를 사용하여 헬리콥터의 소음레벨을 측정한 경우 측정된 소음레벨은 36.86의 기준조건으로 조정하되 다음의 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(1) 이륙비행 : △1의 산술적 합이 4.0 EPNdB 이하여야 하며, 4.0 EPNdB와 △2의 항 –7.5 log (QK/QrKr)을 더한 값이 2.0EPNdB 이하여야 한다.

(2) 상공비행, 착륙비행 : 2.0 이하여야 한다.

(e) 시험절차 동안 평균 로터 분당회전수와 최대 정상운영 분당회전수의 차이가 10데시벨감소(10dB-down) 지점 사이에서 ±1.0% 이하여야 한다.

(f) 헬리콥터의 대기속도와 시험절차의 기준 대기속도의 차이가 10데시벨감소(10dB-down) 지점 사이에서 ±9km/h (±5kt) 이하여야 한다.

(g) 정풍(headwind)으로 상공비행한 횟수와 배풍(tailwind)으로 상공비행한 횟수는 같아야 한다.

(h) 헬리콥터는 10데시벨감소(10dB-down) 지점 사이의 기준 비행경로의 지표 대응경로상 수직으로 ±10나 ±20m 중 큰 범위 내에서 비행하여야 한다.(그림 8-1 참조)

그림 8-1 헬리콥터 측면 비행경로 한계

그림 8-1 헬리콥터 측면 비행경로 한계

(i) 헬리콥터는 기준 고도의 ±9m 범위 내에서 비행하여야 한다.

(j) 헬리콥터는 이륙, 상공, 착륙 비행 중 최소 1회 최대이륙중량의 100%~105%로 비행하여야 한다.

Subpart I APU 및 관련된 항공기 시스템의 지상운영

Subpart J 1988.11.17 또는 그 이후에 형식증명 또는 파생형의 증명 신청서가 제출된 8,618kg 미만 프로펠러 구동 비행기

소음평가시 사용하는 단위는 부록 6에 기술된 단위의 최대 A 가중 소음레벨(LASmax)을 사용한다.

비행기에 대한 소음기준적합을 증명함에 있어 다음의 지점에서 비행기의 소음은 36.104에서 지정한 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(a) 이륙 소음측정지점 : 활주로 중심선의 연장선의 지점 중 이륙 후 롤(roll) 비행을 시작한 지점으로부터 2,500m 떨어진 지점

(a) 36.3(c)(19) 내지 (20)에 적용되는 비행기를 부속서 부록 6의 소음평가방법에 따라 소음을 결정하였을 때 최대이륙중량 1,400kg이상인 비행기는 88dB(A) 이하여야 하며 최대이륙중량 600kg ~ 1,400kg범위의 비행기는 76dB(A) ~ 88dB(A)의 범위에서 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 600kg미만인 비행기는 76dB(A)이하여야 한다.

(b) 36.3(c)(21) 내지 (22)에 적용되는 비행기를 부록 6의 소음평가방법에 따라 소음을 결정하였을 때 최대이륙중량 1500kg이상인 비행기는 85dB(A) 이하여야 하며 최대이륙중량 570kg ~ 1,500kg범위의 비행기는 70dB(A) ~ 85dB(A)의 범위에서 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고 최대이륙중량 570kg미만인 비행기는 70dB(A) 이하여야 한다. (별첨 A 참조)

(a) 비행기의 소음기준적합증명을 위한 기준절차와 비행경로의 계산은 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

(b) 신청자의 비행기가 36.56의 기준절차에 따른 비행을 할 수 없는 설계특성이 있으나 적용되는 감항성 조건에 부합함을 신청자가 국토교통부장관에게 입증하고 국토교통부장관이 신청자의 절차를 승인한 경우에 한하여 신청자의 절차를 따른다.

(c) 기준절차는 다음의 기준대기 조건에 따라 계산되어야 한다.

(1) 해면대기압 : 1,013.25 hPa (ICAO 표준대기에서 정의된 비율로 고도에 따라 감소한다.)

(2) 주변 대기온도 : 25 ℃ (ICAO 표준대기에서 정의된 비율(예, 0.65℃/100m)로 고도에 따라 감소한다.)

(3) 일정한 상대습도 : 70%

(4) 무풍(zero wind)

주 1. 고도에 따른 기준 대기압의 변화를 계산하는 세부 사항은 환경기술매뉴얼(Doc 9501), Volume 1 - ICAO 표준 대기에 관한 항공기 소음기준적합증명절차에 수록되어 있다.

주 2. - ICAO 표준대기의 특성은 ICAO 표준대기 매뉴얼(Doc 7488/3)에서 제공된다.

(d) 소음기준대기조건과 비행을 위한 기준 대기조건은 동일하여야 한다.

(e) 이륙 기준절차는 다음과 같이 두 단계로 이루어 져야 한다.

(1) 1 단계

(i) 브레이크를 푸는 지점부터 활주로 수직 위 15m 고도 까지 이륙추력을 사용해야 한다.

(ii) 신청자가 선택한 이륙 형태가 첫 단계 동안 유지되어야 한다.

(iii) 이륙 시 비행기는 최대이륙중량이어야 한다.

(iv) 이륙 기준절차의 첫 단계의 지속시간은 비행기의 승인된 비행교범 및 감항성 자료에 제시된 이륙 기간과 일치하여야 한다.

(2) 2 단계

(i) 2 단계는 1단계가 끝나는 시점에서 시작된다.

(ii) 2 단계 전체에 걸쳐 착륙장치를 접을 수 있는 경우 비행기의 착륙장치는 접어야 하고 플랩은 정상 상승 비행시 설정으로 하여야 한다.

(iii) 비행기의 속도는 최량 상승률에 대응하는 속도(VY)여야 한다

(iv) 이륙 출력과 프로펠러의 이륙 분당회전수를 2단계 전체에 걸쳐 유지하여야 한다. 2단계에서 감항성 제한으로 인해 이륙 출력과 이륙 분당회전수를 유지할 수 없는 경우 이를 유지할 수 있는 가능한 지점까지 유지하여야 한다. 36.104의 기준을 맞추기 위해 이륙 출력 또는 분당회전수의 운영시간을 제한하여서는 아니 된다.

(a) 비행기의 소음기준적합증명을 위한 시험절차는 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

(b) 시험절차와 소음측정은 부록 6에 기술된 dB SEL 단위의 LASmax이 산출될 수 있는 방법으로 수행되고 처리되어야 한다.

(c) 측정된 음향자료, 비행기 속도와 추력은 부록 6에 기술된 방법에 따라 36.105의 기준조건으로 조정되어야 한다.

(d) 36.106와 동등한 다른 절차를 사용하여 비행기의 소음레벨을 측정한 경우 측정된 소음레벨은 36.106의 기준조건으로 조정되어야 한다. 이 경우 시험절차와 조정된 소음레벨은 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

Subpart K 최대이륙중량 3175kg미만 헬리콥터

소음평가시 사용하는 단위는 부록 4에 기술된 dB SEL 단위의 음향노출소음레벨을 사용한다.

헬리콥터에 대한 소음기준적합증명에 있어 36.115에서 정의된 상공비행경로 수직 아래 150m 지점에서 36.114에서 지정한 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(a) 36.3(c)(23)에 적용되는 헬리콥터를 부록 4의 소음평가방법에 따라 소음을 결정하였을 때 최대이륙중량 788kg미만인 헬리콥터는 82 dB SEL 이하여야 하며 최대이륙중량 788kg 이상인 헬리콥터는 3 dB SEL의 비율로 증가하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 한다.

(b) 36.3(c)(24)에 적용되는 헬리콥터를 부록 4의 소음평가방법에 따라 소음을 결정하였을 때 최대이륙중량 1,417kg미만인 헬리콥터는 82 dB SEL 이하여야 하며 최대이륙중량 1,417kg 이상인 헬리콥터는 3 dB SEL의 비율로 증가하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 한다.

(별첨 A 참조)

다음의 절차에서 최대 정상운영 분당회전수는 제작자가 정하고 국토교통부장관이 승인한 헬리콥터의 감항성 한계에 대응하는 각 기준절차의 최고 로터 속도이다. 최고 로터 속도에 대한 한계(tolerance)가 지정되어 있다면 최대 정상운영 분당회전수는 지정된 한계의 최고 로터 속도이다. 만약 로터 속도가 비행조건에 따라 자동으로 조정된다면, 최대 정상운영 분당회전수에 해당되는 비행조건으로 소음기준적합증명을 위한 기준절차 동안 비행하여야 한다. 조종사의 행위로 인해 로터 속도가 바뀔 수 있다면 소음기준적합증명을 위한 기준절차 동안 조종사는 비행교범의 제한섹션에 지정된 최고 정상운영 로터 속도를 사용하여야 한다.

(a) 헬리콥터의 소음기준적합증명을 위한 기준절차와 비행경로는 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

(b) 신청자의 헬리콥터가 36.86의 기준절차에 따른 비행을 할 수 없는 설계특성이 있으나 적용되는 감항성 조건에 부합함을 신청자가 국토교통부장관에게 입증하고 증명당국이 신청자의 절차를 승인한 경우에 한하여 신청자의 절차를 따른다.

(c) 기준절차는 다음의 기준대기 조건에 따라 계산되어야 한다.

(1) 1,013.25 hPa의 일정한 대기압

(2) 25 ℃의 일정한 주변 대기온도

(3) 70%의 일정한 상대습도

(4) 무풍(zero wind)

(d) 외부화물운반을 위한 장비를 갖춘 헬리콥터의 경우 장착된 외부화물운반을 위한 장비 없이 소음기준적합증명을 하여야 한다.

(e) 상공 기준절차는 다음과 같다.

(1) 헬리콥터는 고도 15015m로 수평비행을 유지하도록 안정화(stabilize)되어야 한다.

(2) 상공비행 기준절차 동안 0.9 VH, 0.9VNE, 0.45VH + 120km/h(0.45VH + 65kt), 0.45VNE + 120km/h(0.45VNE + 65kt)의 속도 중 최소가 되는 속도를 유지하여야 한다. VH는 헬리콥터가 해면대기압 1013.25, 주변온도 25, 최대이륙중량의 조건에서 최소 장착 엔진에 대응하는 토크를 사용한 수평비행시 헬리콥터의 속도, 즉 사용가능한 최대 연속 출력을 사용하여 수평 비행할 때 헬리콥터의 속도이다. VNE는 제작자가 정하고 증명당국이 승인한 속도로 헬리콥터의 감항성을 위해 헬리콥터가 초과하지 말아야할 속도이다.

(3) 상공비행은 수평비행으로 인증된 최대 정상 운영 분당회전수의 로터 속도로 안정화(stabilize)되어야 한다.

(4) 헬리콥터형태는 순항형태(cruise configuration)이어야 한다.

(5) 소음기준적합증명을 위한 소음측정시 헬리콥터의 중량은 최대이륙중량의 90% ～105%이어야 한다.

(f) VH와 VNE의 값은 승인된 비행교범에 언급되어 있어야 한다.

(a) 헬리콥터의 소음기준적합증명을 위한 시험절차는 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

(b) 시험절차와 소음측정은 부록 4에 기술된 음향노출레벨(dB SEL)이 산출될 수 있는 방법으로 수행되고 처리되어야 한다.

(c) 측정된 음향자료, 헬리콥터 속도와 추력은 부록 4에 기술된 방법에 따라 36.86의 기준조건으로 조정되어야 한다.

(d) 정풍(headwind)으로 상공비행한 횟수와 배풍(tailwind)으로 상공비행한 횟수는 같아야 한다.

(e) 36.115의 소음인증기준절차와 다른 절차를 사용하여 헬리콥터의 소음레벨을 측정한 경우 측정된 소음레벨은 36.115의 기준조건으로 조정하되 조정값이 2.0dB(A) 이하여야 한다.

(f) 시험절차 동안 평균 로터 분당회전수와 최대 정상운영 분당회전수의 차이가 10데시벨감소(10dB-down) 지점 사이에서 ±1.0% 이하여야 한다.

(g) 헬리콥터의 대기속도와 부록 4에 기술된 시험절차의 기준 대기속도의 차이가 10데시벨감소(10dB-down) 지점 사이에서 ±5.5km/h (±3kt) 이하여야 한다.

(h) 헬리콥터는 10데시벨감소(10dB-down) 지점 사이의 기준 비행경로의 지표 대응경로상 수직으로 ±10범위내에서 비행하여야 한다.

(i) 시험은 최대 인증중량의 90% 이상에서 105% 이하의 헬리콥터 중량에서 수행되어야 한다.

Subpart L 틸트로터

소음평가시 사용하는 단위는 부록 2에 기술된 EPNdB 단위의 유효지각소음레벨을 사용한다.

(a) 이륙소음측정 기준 지점은 다음과 같다.

(1) 이륙 기준절차(36.121(b) 참조)에서 상승비행으로 전환되는 지점으로부터 수평으로 500m떨어진 곳에서 수직 아래 지점

(2) 이륙 기준절차의 비행경로에서 좌우로 각각 150m 떨어져서 비행경로 기준 지점을 지나는 선상에 위치한 두 대칭점

(b) 상공비행 소음측정 기준지점은 다음과 같다.

(1) 상공비행 기준절차(36.121(c) 참조)의 비행경로에서 150m(492ft)수직 아래 지점

(2) 상공비행 기준절차의 비행경로에서 좌우로 각각 150m 떨어져서 비행경로 기준지점을 지나는 선상에 위치한 두 대칭점

(c) 접근 소음측정 기준 지점은 다음과 같다.

(1) 접근 기준절차(36.121(e) 참조)의 비행경로에서 120m(394ft) 수직 아래 지점으로 진입각을 6°로 하는 착륙비행경로와 지표면의 교점에서부터 1,140m(3,740ft) 떨어진 지점

(2) 접근 기준절차의 비행경로에서 좌우로 각각 150m 떨어져서 비행경로 기준지점을 지나는 선상에 위치한 두 대칭점

부록 2의 헬리콥터 소음평가방법에 따라 결정된 36.3 (27)항에서 정한 틸트로터의 최대소음레벨은 다음의 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(a) 이륙 소음측정지점 : 최대이륙중량 80,000kg이상인 틸트로터는 VTOL/전환형태 때 109EPNdB 이고 80,000kg 미만의 경우, 중량이 반감될 때마다 3EPNdB 씩 감소하는 선형 로그함수로 표현한다. 89EPNdB 이하에 해당되는 중량에서는 89EPNdB를 적용한다.

(b) 상공비행 소음측정지점 : 최대이륙중량 80,000kg이상인 틸트로터는 VTOL/전환형태 때 108 EPNdB 이고 80,000kg 미만의 경우, 중량이 반감될 때마다 3EPNdB 씩 감소하는 선형 로그함수로 표현한다. 88EPNdB 이하에 해당되는 중량에서는 88EPNdB를 적용한다.

주1. 비행기(aeroplane) 모드에 있는 틸트로터에 대해서는 규정된 최대소음레벨이 없다.

주2. VTOL/전환 모드는 승인된 형상에서 제자리 비행을 위한 설계로터속도가 사용되는 비행모드이다.

(c) 접근 소음측정지점 : 최대이륙중량 80,000kg이상인 틸트로터는 VTOL/전환형태 때 110EPNdB 이고 80,000kg 미만의 경우, 중량이 반감될 때마다 3EPNdB 씩 감소하는 선형 로그함수로 표현한다. 90EPNdB 이하에 해당되는 중량에서는 90EPNdB를 적용한다.

만일 틸트로터의 최대소음레벨이 두 개 이하의 소음측정지점에서 최대소음레벨을 초과한 경우 다음의 경우를 모두 만족하는 경우에만 그 틸트로터의 소음기준적합을 인정한다.

(a) 초과한 소음레벨에서 최대소음레벨의 차를 초과분이라고 할 때 각 소음측정지점의 초과분의 합이 4EPNdB 이하인 경우

(b) 한 소음측정지점에서 초과분이 3EPNdB 이하인 경우

(c) 초과분을 최대소음레벨 이하인 다른 지점의 소음레벨에 더할 경우 더한 값이 그 소음측정지점의 최대소음레벨 이하인 경우

(a) 이 기준 절차는 관련 감항 요구조건에 적합해야 하며, 기준 절차와 비행경로는 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다. 다만, 아래 조건을 제외하고, 이륙, 상공비행 및 착륙기준절차는 각각 (b), (c), (e)를 따라야 한다.

(1) 틸트로터의 특성으로 인해 13.121 (b), (c) 또는 (e)에 따른 비행을 할 수 없다는 것을 신청자가 입증한 경우 기준 절차는 다음과 같이 적용한다.

(i) 13.121 (b), (c) 또는 (e)에 정의된 기준절차에서 시작하여 기준 절차 이행을 불가능하게 하는 설계 특성에 의해 요구되는 범위까지로 한다.

(ii) 기준 절차는 국토교통부장관으로부터 승인받은 것이어야 한다.

(2) 기준절차는 다음의 기준대기 조건에 따라 계산되어야 한다.

(i) 1,013.25 hPa의 일정한 대기압

(ii) 25 ℃의 일정한 주변 대기온도

(iii) 70%의 일정한 상대습도

(iv) 무풍(zero wind)

(3) 13.121 (b)의(4)항, (c)의(4)항 및 (e)의(3)항에서, 최대 정상운영 분당회전수는 제작자가 정하고 국토교통부장관이 승인한 틸트로터의 감항성 한계에 해당하는 각 기준절차의 최고 로터 속도이다. 최고 로터 속도에 대한 한계(tolerance)가 지정되어 있다면 최대 정상운영 분당회전수는 지정된 한계의 최고 로터 속도이다. 만약 로터 속도가 비행조건에 따라 자동으로 조정된다면, 최대 정상운영 분당회전수에 해당되는 비행조건으로 소음기준적합증명을 위한 기준절차 동안 비행하여야 한다. 조종사의 행위로 인해 로터 속도가 바뀔 수 있다면 소음기준적합증명을 위한 기준절차 동안 조종사는 비행교범의 제한섹션에 지정된 최고 정상운영 로터 속도를 사용하여야 한다.

(b) 이륙 기준절차

이륙 기준절차는 다음과 같다.

(1) 나셀(nacelle) 각도를 포함하여 신청자가 선택한 이륙 형태는 이륙 기준절차 동안 일정하게 유지되어야 한다.

(2) 틸트로터는 비행경로 기준지점 이전 500m(1,640ft), 고도 20m(65ft)에서부터 기준주변조건이나 기어박스 토크(Torque) 한계에서 사용가능한 최소 장착 엔진의 출력 중 작은 값에 대응하는 최대 이륙 출력으로 안정화(stabilize)되어야 한다.

(3) 이륙 기준절차동안 최량 상승률에 대응하는 속도나 승인된 이륙이후 최소 상승속도 중 큰 속도를 유지하여야 한다.

(4) 이륙시 인증된 최대 정상운영 분당회전수(RPM)의 로터(rotor)속도로 일정한 상승을 하여야 한다.

(5) 중량은 소음기준적합증명을 신청한 최대 이륙중량이어야 한다.

(6) 기준 이륙 경로는 시작지점(측정 마이크로폰 중심에서 500m(1,640ft), 고도 20m(65ft)에서 엔진성능의 최소 명세에 따른 최량 상승률에 해당하는 속도와 이에 의해 정의된 각도로 그려지는 직선의 경로를 말한다.

(c) 상공비행 기준절차

상공 기준절차는 다음과 같다.

(1) 틸트로터는 고도 150m로 수평비행을 유지하도록 안정화(stabilize)되어야 한다.

(2) 신청자가 선택한 틸트로터의 형태는 상공비행 동안 일정하게 유지되어야 한다.

(3) 중량은 소음기준적합증명을 신청한 최대 이륙중량이어야 한다.

(4) 상공비행 기준절차 동안 VTOL 형태에서 틸트로터는 0.9VCON에 대응하는 나셀각도와 수평비행으로 인증된 최대 정상 운영 분당회전수의 로터 속도로 안정화되어야 한다.

(5) 틸트로터가 비행기 모드일 경우 상공비행 기준 절차를 수행하는 동안 다음과 같은 상태에서 나셀은 down-stop으로 유지되어야 한다.

(i) 틸트로터가 VTOL 형태일 때 로터 속도는 0.9VCON에 대응하는 분당회전수로 안정화(stabilize)되어야 한다.

(ii) 틸트로터가 비행기 형태일 때 로터 속도는 정상 순항 분당회전수와 0.9VMCP나 0.9VMO에 대응하는 분당회전수로 안정화되어야 한다.

(d) 소음적합증명에 사용된 VCON, VMCP 또는 VMO의 값은 승인된 비행교범에 명시되어야 한다.

(e) 접근 기준절차

접근 기준절차는 다음과 같다.

(1) 틸트로터는 6도의 착륙 경로를 유지하도록 안정화(stabilize)되어야 한다.

(2) 틸트로터는 착지할 때 까지 나셀 각도에 대응하는 최대 상승률에 대응하는 속도나 승인된 접근을 위한 최소 속도 중 큰 속도와 출력으로 안정화(stabilize)되어야 한다. 이 때 항공기의 형상은 최대 소음이 발생하는 형상이어야 한다.

(3) 접근비행은 착륙으로 인증된 최대 정상 운영 분당회전수의 로터 속도로 안정화(stabilize)되어야 한다.

(4) 접근 기준절차 동안 틸트로터는 착륙장치를 내리고 감항성 인증시험 시 사용한 형태와 동일한 접근형태를 유지하여야 한다.

(5) 접지 시 중량은 소음기준적합증명을 신청한 최대 착륙 중량이어야 한다.

(a) 틸트로터의 소음기준적합증명을 위한 시험절차는 국토교통부장관으로부터 승인을 받아야 한다.

(b) 시험절차와 소음측정은 36.117에 기술된 단위로 평가결과가 산출될 수 있도록 수행·처리한다.

(c) 시험 조건과 절차는 기준 조건 및 절차와 유사해야 한다. 그렇지 않을 경우 헬리콥터와 관련하여 부록 2에 제시된 방법을 사용하여 이 Subpart에 규정된 기준 조건 및 절차에 맞게 음향 자료를 조정해야 한다.

(d) 기준 비행절차와 다른 시험 절차를 적용한 후 소음레벨을 기준 비행절차에 대해 조정할 경우 조정값은 다음을 초과하지 않아야 한다.

(1) 이륙 : △1의 산술적 합이 4.0 EPNdB이하여야 하며, 4.0 EPNdB와 △2의 항 -7.5 log QK/QrKr을 더한 값이 2.0 EPNdB이하여야 한다.

(2) 상공비행 및 접근 : 2.0 EPNdB이하여야 한다.

(e) 시험절차 동안 평균 로터 분당회전수와 최대 정상운영 분당회전수의 차이가 10데시벨감소(10dB-down) 지점 사이에서 ±1.0% 이하여야 한다.

(f) 틸트로터의 대기속도와 시험절차의 기준 대기속도의 차이가 10데시벨 감소(10dB-down) 지점 사이에서 ±9km/h (±5kt) 이하여야 한다.

(g) 정풍(headwind)으로 상공 비행한 횟수와 배풍(tailwind)으로 상공 비행한 횟수는 같아야 한다.

(h) 틸트로터는 10데시벨 감소(10dB-down) 지점 사이의 기준 비행경로의 지표 대응경로상 수직으로 ±10도나 ±20m 중 큰 범위 내에서 비행하여야 한다.

(i) 틸트로터는 기준 고도의 ±9m(±30ft) 범위 내에서 비행하여야 한다.

(j) 접근소음 측정을 위한 비행시험시 틸트로터는 5.5도에서 6.5도 사이의 착륙 경로를 유지하면서 일정한 속도로 안정되게 비행해야 한다.

(k) 시험은 최대 인증 중량의 90%~105% 범위의 중량에서 수행되어야 한다. 각 비행조건에 대해서 최소 1회의 시험은 최대 인증 중량 이상의 중량에서 수행되어야 한다.

Subpart M 2017.12.31 또는 이후에 형식증명 신청서가 제출된 최대이륙중량 55,000kg 이상 아음속 제트 비행기와 프로펠러 구동 비행기

소음측정단위는 부록 2에 기술된 단위의 유효지각소음레벨을 사용한다.

(a) 이 Subpart M에 따라 비행기에 대한 소음기준적합을 증명함에 있어 36.33의 (a), (b), (c)에서 정한 지점에서 측정된 소음은 36.124의 최대소음레벨을 초과하여서는 아니된다.

(b) 시험소음측정지점에 대하여는 36.33항의 기준을 따른다.

(a) 부록 2의 소음평가방법에 따라 36.3의 (28)~(30)항에 해당하는 비행기의 최대소음레벨은 다음의 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(1) 측면 기준소음측정지점: 최대이륙중량 400,000kg 이상인 비행기는 103EPNdB 이하여야 하고, 최대이륙중량 35,000kg ~ 400,000kg 미만의 비행기는 94EPNdB ~ 103EPNdB의 범위에서 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하며 최대이륙중량 8,618kg ∼ 35,000kg 미만인 비행기는 94EPNdB 이하여야 하고, 최대이륙중량 2,000kg ∼ 8,618kg 미만인 비행기는 88.6 ∼ 94EPNdB의 범위에서 중량에 따른 로그함수 값 이하여야 하며, 2,000kg 미만인 비행기는 88.6EPNdB 이하여야 한다.

(2) 상공 소음측정지점

(i) 엔진이 2개 이하인 비행기: 최대이륙중량 385,000kg 이상인 비행기는 101EPNdB 이하여야 하며, 최대이륙중량 8,618kg ~ 385,000kg 미만의 비행기는 89EPNdB ~ 101EPNdB의 범위에서 4EPNdB 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하고, 최대이륙중량 2,000kg ∼ 8,618kg 미만인 비행기는 89EPNdB에서 4EPNdB 비율로 감소하는 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하며, 2,000kg 미만인 비행기는 89 EPNdB 이하여야 한다.

(ii) 엔진이 3개인 비행기 : 상기 (i) 기준을 적용하나, 최대이륙중량 385,000kg 이상인 비행기는 104EPNdB 이하여야 한다.

(iii) 엔진이 4개 이상인 비행기 : 상기 (i) 기준을 적용하나, 최대이륙중량 385,000kg 이상인 비행기는 106EPNdB 이하여야 한다.

(3) 접근 소음측정지점: 최대이륙중량 280,000kg이상인 비행기는 105EPNdB 이하여야 하며, 최대이륙중량 35.000kg ∼ 280,000kg 미만의 비행기는 98EPNdB ~ 105EPNdB 범위에서 중량에 따른 로그함수의 값 이하여야 하며, 최대이륙중량 8,618kg ∼ 35,000kg 미만인 비행기는 98EPNdB 이하여야 하며, 최대이륙중량 8,618kg ∼ 2,000kg 미만인 비행기는 98EPNdB ~ 93.1EPNdB 범위에서 4EPNdB 비율로 감소하는 1/2 중량에 따른 로그함수 값 이하여야 하고, 2,000kg 미만인 비행기는 93.1EPNdB 이하여야 한다.

(4) 36.124(a)의 (1), (2), (3)에서 정한 세개 모든 소음측정지점에서의 최대소음레벨과 최대소음허용레벨 간 편차를 합한 값은 17 EPNdB 이상이어야 한다.

(5) 세 곳의 소음측정지점 각각의 최대소음레벨은 36.124(a)의 (1), (2), (3)에서 정한 최대허용소음레벌 보다 1 EPNdB 이상 적어야 한다.(별첨 A 참조)

비행기의 소음기준적합증명을 위한 소음인증기준절차는 36.36을 적용한다.

비행기의 소음기준적합증명을 위한 시험절차는 36.37을 적용한다.

Subpart N 모니터링을 위한 소음 측정

권고— 모니터링을 위한 항공기 소음 측정은 부록 5에서 사용된 방법을 사용한다.

Subpart O 공항 소음 평가

권고 — 공항 주변의 소음 평가는 국제적으로 통용되는 비교방법인 Cir 205(Computing Noise Contours around Airports)을 사용한다.

Subpart P 소음측정을 위한 균형접근

(a) 다음을 포함한 소음문제의 범위 및 속성

(1) 소음민감지역의 위치

(2) 임계 시간

(b) 항공기 질량, 비행장 고도, 온도를 포함하여, 영향을 미치는 항공기의 형식

(c) 대부분 효과가 있다고 보는 절차의 형식

(d) 간섭 여유

(e) 운용 절차의 적용에 대한 인간 성능

부록 1. 아음속 제트비행기의 소음인증 평가방법 - 1977년 10월 6일 이전에 형식증명신청서가 제출된 비행기

주1. 소음 평가 방법은 다음 사항들을 포함한다.

a) 소음인증 시험 및 측정조건

b) 지상에서 감지되는 항공기 소음의 측정

c) 측정된 항공기 소음자료(DATA)로 부터 유효지각소음레벨의 계산

d) 국토교통부에 보고된 데이터 및 측정 데이터의 보정

주2. 이 소음평가 방법에서의 지침 및 절차는 적합성입증 시험 중 일관성을 보증할 수 있도록 명확하게 묘사되어야 하며, 본 방법은 다양한 지형 조건에서 수행된 다양한 종류의 비행기 시험결과를 비교할 수 있도록 개발되었다. 이는 본문의 적용조건 내에 제시되어 있는 비행기에 한하여 적용된다.

주3. 기호, 단위, 소음측정 공식, 대기 중에서의 소음 감쇄 결정 절차, 기준 조건이 아닌 상태부터 기준조건상태까지 소음정도를 보정하기 위한 상세 절차는 이 부록의 내용에 포함되어 있다.

a) 상공소음(flyover noise) 측정지점

b) 착륙소음(approach noise) 측정지점

c) 측면소음(lateral noise) 측정지점

측면소음의 최대 소음레벨을 구할 수 있도록 충분한 측정지점을 사용하여야 한다. 소음장 내에 적어도 하나 이상의 측정지점에서 소음의 비대칭성이 발생할 수 있도록 대체 장소에 측면소음 측정지점을 설정하여야 한다. 매 시험시마다 이륙비행 모사 소음측정은 활주로의 양쪽 측면 소음측정지점과 이륙상승 측정 지점 양쪽에서 측정하여야 한다.

a) 비가 내리지 않아야 한다.

b) 상대습도는 90%이하, 30%이상이어야 한다.

c) 지상온도는 지상 l0m(33ft)에서 측정 시 30℃ 이하 2℃ 이상이어야 한다.

d) 지상 10m(33ft)에서의 평균 풍속은 5.1m/s(l0kt) 이하이며, 측방향 평균풍속은 2.6m/s(5kt) 이하이어야 한다. 30초 평균시간 동안 10dB 강하 시간간격이 권고된다.

e) 이 기준에 제시된 측정지점에서 소음이 측정되는 동안 비행기의 소음레벨에 현저한 영향을 미칠만한 온도의 변화 또는 이상 돌풍의 영향이 없어야 한다.

음향측정 장비는 다음과 같은 종류의 승인된 장비로 구성되어야 한다.

a) 3.3항에 기재된 주파수를 나타낼 수 있는 마이크로폰 장비

b) 측정 중 음향의 방해를 최소화 할 수 있는 삼각대 또는 이와 비슷한 마이크로폰 마운팅

c) 3.3절의 요구조건에 정밀하게 반응할 수 있는 특성, 주파수 방향, 동기범위 등을 갖는 주파수 발생 및 기록 장치

d) 정현파 또는 기존의 소리 압력 레벨을 갖는 광대역의 소음을 사용하는 음향 교정장치. 광대역 소음을 사용하는 경우, 신호는 평균값과 최대 rms 값으로 나타내어야 한다.

e) 3.4항의 정밀도와 반응 성능을 가진 분석 장치.

a) 1/3옥타브의 필터 출력의 제곱

b) 평균 또는 적분

c) 로그 변형을 통한 선형화;

표시장치는 최소정점계수(Min. Crest Factor)를 3개 취할 수 있는 성능이 있어야 하며, 24개 1/3옥타브 대역 신호의 rms 레벨로 ±1.0dB의 오차범위 내에서 측정할 수 있어야 한다. rms가 아닌 방법을 사용할 경우 비정현파 신호와 시간 변화 레벨에 대하여 교정되어야 한다. 교정방법은 rms 레벨 출력으로 변화시키기 위한 수단이 되어야 한다.

a) 각 1/3옥타브 대역의 중심 주파수로 입력될 때 0.5초 동안 정현파 펄스가 있을 때 같은 주파수와 진폭의 신호가 일정한 상태보다 4dB ± 1dB 적은 값을 최대치로 얻을 수 있어야 한다.

b) 각각의 1/3옥타브 대역의 기하학적 평균 주파수가 일시에 분석기에 입력되고 일정한 상태를 유지할 때 정현파 신호가 일정할 경우 0.5 ± 0.5dB의 일정한 결과를 초과하는 최대치를 얻을 수 있어야 한다.

a) 24개의 1/3옥타브 대역에 대한 소음압력 레벨은 표1.1의 noy table에 의해 변환될 수 있다. noy value는 조합된 것이고, 이를 이용하여 순간 지각소음레벨(PNL(k))로 변환한다.

b) 순음 보정계수인 C(k) 값은 각 스펙트럼의 불규칙성에 대한 현재의 반응 값으로 계산될 수 있다.

c) 1/2초 마다 실제 감지되는 순음보정지각소음레벨 PNLT(k)는 순음 보정계수 C(k) 값에 실제 감지되는 소음레벨 PNL(k)을 더하여 얻을 수 있다.

PNLT(k) = PNL(k) + C(k)

실제 감지되는 순음 보정레벨의 순간치는 최대치인 PNLTM으로 결정된다.

d) 지속시간 보정계수 D는 실제 시간에 대한 실제 감지되는 소음레벨 곡선을 적분하여 계산한다.

e) 실제 감지되는 소음레벨 EPNL은 감지되는 소음보정레벨 최대치와 지속시간 보정 계수와의 합으로 결정된다.

EPNL=PNLTM + D

지각 소음레벨의 순간치인 PNL(k) 은 1/3옥타브 대역의 음압 순간치 SPL(i,k) 로부터 다음의 단계로 계산된다.

제1단계. 각각의 1/3옥타브 대역 SPL(i, k)를 50Hz로 부터 l0,000Hz까지 표 Al-l 또는 7항의 공식에 따라 지각소음인 n(i,k) 값으로 변환한다.

제2단계. 1단계에서 구한 n(i,k)를 다음 식에 적용한다.

n(k)는 24개의 n(i, k)중 가장 큰 값이며, N(k)는 지각소음의 전체 합이다.

제3단계. 지각소음의 전체 합계인 N(k)는 다음 식에 따라 지각소음레벨인 PNL(k)로 변환된다.

그림 A1-1은 위 공식을 나타낸 것으로서, PNL(k)는 테이블 A1-1의 1,000Hz 칼럼에서 선택한 N(k)에 의해 얻어지고 1,000Hz에서 SPL(i,k)의 대응하는 PNL(k)와 같다.

그림 A1-1. 전체 감지소음의 함수인 감지소음 레벨총 감지 소음, N, noys감지 소음 레벨, PNL, PNdB

그림 A1-1. 전체 감지소음의 함수인 감지소음 레벨

총 감지 소음, N, noys

감지 소음 레벨, PNL, PNdB

스펙트럼의 불규칙성이 포함된 소음은 다음 절차에 따라 보정계수 C(k)에 의하여 보정될 수 있다.

제1단계. 80Hz의 1/3옥타브 대역(대역 번호 3)의 보정된 소음 압력 레벨에서 시작하여 나머지 l/3옥타브 대역에서 소리 압력 레벨(또는 기울기)의 변화는 다음과 같은 절차로 계산한다.

s(3,k) = no value

s(4,k) = SPL(4,k) – SPL(3,k)

s(i,k) = SPL(i,k) – SPL[(i–1),k]

s(24,k) = SPL(24,k) – SPL(23,k)

제2단계. 기울기의 변화를 나타내는 절대값 S(i, k)가 5보다 큰 경우 원으로 표시한다.

제3단계.

a) 만약 기울기 s(i, k)값이 0보다 크고 기울기 s[(i-l), k]보다 클 경우 SPL(i, k)를 원으로 표시한다.

b) 만약 기울기 s(i, k)값이 0 또는 음이고, 기울기 S[(i, I), k3]가 0보다 크면 SPL[(i-1), k]를 원으로 표시한다.

c) 기타의 경우 소리 압력 레벨값을 표시하지 않는다.

제4단계. 제3단계에서 원으로 표시된 SPL(i, k)를 제외하고 다음 절차에 의거해서 새로 조정된 소리 압력 레벨 SPL'(i, k)를 계산한다.

a) 표시되지 않은 소리 압력 레벨에 대해서는 새로운 소리 압력 레벨과 원래 소리 압력 레벨을 같게 놓는다.

SPL'(i, k) ≡ (i, k)

b) 대역 l 에서 23까지 포함된 소리 압력 레벨을 위해서 새로운 소리 압력 레벨을 그 시점 전후의 소리 압력 레벨의 평균값과 같게 놓는다.

SPL′(i,k) = (1/2) {SPL[(i–1),k] + SPL[(i+1),k]}

c) 만약 최고 주파수 대역인 i=24 대역의 소리 압력 레벨이 표시되지 않은 경우 그 대역의 새로운 소리압력 레벨은 다음과 같이 정한다.

SPL′(24,k) = SPL(23,k) + s(23,k)

표 A1-1. 소음 압력 레벨의 기능으로서의 NOYS(29<SPL<89)

표 A1-1. 소음 압력 레벨의 기능으로서의 NOYS(29<SPL<89)

표 A1-1(계속). 소음 압력 레벨의 기능으로서의 NOYS(90<SPL<150)

표 A1-1(계속). 소음 압력 레벨의 기능으로서의 NOYS(90<SPL<150)

제5단계. 새로운 기울기 s'(i, k)를 25번째의 가상 대역을 포함하여 다음 절차에 의해서 구한다.

s′(3,k) = s′(4,k)

s′(4,k) = SPL′(4,k) – SPL′(3,k)

s′(i,k) = SPL′(i,k) – SPL′[(i–1),k]

s′(24,k) = SPL′(24,k) – SPL′(23,k)

s′(25,k) = s′(24,k)

제6단계. 대역번호 i가 3에서 23일 경우 인접한 3개 기울기의 산술평균은 다음과 같이 구한다.

s(i,k)= 1/3{S'(i, k)+S'[(i+1), k]+S'[(i+2),k]}

제7단계. 마지막 l/3옥타브 대역의 배경 소음 압력 레벨 SPL' (i, k)은 제3번 대역에서 시작하여 제24번 대역까지 다음 절차에 의해 구한다.

SPL″(3,k) = SPL(3,k)

SPL″(4,k) = SPL″(3,k) + s(3,k)

SPL″(i,k) = SPL″[(i–1),k] + s(i–1),k]

SPL″(24,k) = SPL″(23,k) + s(23,k)

제8단계. 원래 소리 압력 레벨과 최종 배경 소리 압력 레벨과의 차이인 F(i, k)는 다음 절차에 의해서 구한다.

이 값 중 3과 같거나 3보다 큰 값에 대해서 표시한다.

제9단계. 각각의 l/3옥타브 대역(3～24)에 대한 값은 F(i, k)와 표 A1-2를 통하여 순음보정계수를 결정한다.

제l0단계. 제9단계에서 결정된 순음보정계수의 가장 큰 값을 C(k)로 표시한다. 표 Al-3에 주어진 수정절차는 그 예를 나타낸 것이다.

순음보정 레벨인 PNLT(k)는 PNL(k)값에 이에 해당되는 C(k)를 더하여 구한다.

k번째 증가 시간분에서 i번째 l/3옥타브 대역과 소리 수정 계수는 실제 소리(또는 비행기 소음이 아닌 어느 스펙트럼의 불규칙성)와 다른 것으로 판단한다. 추가적인 분석은 1/3옥타브 보다 협대역의 필터를 사용하여 계산한다. 만일 협대역 분석이 이러한 의문을 들게 할 경우 배경 소음압력 레벨인 SPL"(i, k)의 변경 값은 협대역 분석으로부터 결정되고 특정 l/3옥타브 대역에 대하여 보정된 보정 계수를 계산에 사용한다.

순음 보정 C, db레벨 차이, F, db표 A1-2. 순음보정요소

순음 보정 C, db

레벨 차이, F, db

표 A1-2. 순음보정요소

주파수 f, Hz | 레벨 차이 F, dB | 순음보정 C, dB

50 f < 500 | 11/2* F < 3 3* F<20 20 F | F/3 - 1/2 F/6 31/3

500 f 5000 | 11/2* F < 3 3* F<20 20 F | 2F/3 - 1 F/3 62/3

5000 < f 10000 | 11/2* F < 3 3* F<20 20 F | F/3 - 1/2 F/6 31/2

* 4.3.1의 단계 8 참조

표 A1-3. 터보팬 엔진을 위한 음조 보정 수치의 예제1단계제2단계제3단계제4단계제5단계제6단계제7단계제8단계제9단계

표 A1-3. 터보팬 엔진을 위한 음조 보정 수치의 예

제1단계

제2단계

제3단계

제4단계

제5단계

제6단계

제7단계

제8단계

제9단계

그림 A1-2. 항공기의 비행시간에 따른 음조보정계산의 예

그림 A1-2. 항공기의 비행시간에 따른 음조보정계산의 예

T는 시간 상수이며, PNLTM은 PNLT의 최대 값이다.

△t는 PNLT(K)가 계산될 때와 동일한 시간 증가분이며, d는 4.5.1.1부터 4.5.1.3까지 명시된 경우와 같이 PNCT(k)가 PNCTM-10 또는 90까지보다 크거나 같은 때의 1.0초에 근접한 시간 간격이다.

a) △t를 l/2간격으로 하거나,

b) 승인된 한계와 상수로서 더욱 짧은 시간간격을 사용한다.

T = l0초

△t = 0.5초

위 값을 사용하여, 다음과 같이 D 값을 계산한다.

d는 PNLTM-l0 또는 90일 때 얻어지는 지속시간이다.

비행중인 비행기의 전체적인 영향 즉 “실제 감지되는 소음 레벨”인 EPNL은 PNLTM에 D를 합한 값이다.

EPNL = PNLTM + D

여기서 PNLTM과 D는 4.2, 4.3, 4.4, 4.5에 따라 계산된다. D가 음수 또는 PNLTM - 90보다 절대 값이 클 경우 D는 90 - PNLTM으로 한다.

실제 측정한 자료와 수정 데이터는 일정한 서식에 기록하여 기록에 첨부한다. 단 일반장치 응답편차에 대한 측정값의 수정은 보고할 필요가 없다. 기타 다른 수정 사항은 승인을 받아야 한다.

a) 기온 및 상대습도

b) 최대풍속, 최소풍속 및 평균풍속

c) 대기압

a) 비행기 및 발동기의 형식, 모델 및 일련번호(번호가 있을 때)

b) 비행기의 제원 및 엔진의 장착위치;

c) 각 시험비행마다의 비행기 중량;

d) 플랩 및 착륙장치의 위치등과 같은 비행기의 형상;

e) 지시 대기속도(km/h 또는 knot);

f) 비행기의 계기 및 제작자의 자료에 의한 비추력, 엔진 압력비, 제트배기온도와 팬축 또는 압축기 축의 회전수와 같은 엔진의 성능;

g) 레이더추적, 삼각측정 또는 사진측량기술 등 국토교통부장관이 승인한 조종실 계기 외의 별개의 방법에 의하여 결정된 비행기 절대고도.

a) 기상조건

1) 해면상의 대기압 1013.25hPa

2) 대기온도 25℃, 즉 ISA+10℃ 그러나 국토교통부장관의 재량에 의해서 대체기준대기온도인 l5℃. 즉, ISA를 사용하는 경우는 제외한다.

3) 상대습도 70%

4) 무풍상태

b) 항공기 조건

1) 소음인증이 필요한 최대이륙 및 착륙중량

2) 진입각도 3°

3) 진입 소음측정 위치(station) 상의 l20m(394ft)의 항공기 고도

a) 측정점을 수직으로 통과하지 않는 비행기

b) 진입측정 점에서의 항공기의 ILS 안테나의 고도와 기준고도와의 차;

c) 시험 및 기준진입각과의 차.

기 호 | 단 위 | 의 미

antilog | - | 지수가 10인 역대수

C(k) | dB | 순음보정계수. K번째 시간의 증가에 있어서 음정과 같이 불규칙적인 스펙트럼의 존재에 대한 계산을 하기 위해 PNL(k)에 가산하는 계수

d | s | 지속시간. 소음경과 시간의 길이, 즉 가장 작은 초로 나타내는 t(1)과 t(2)한계치 간격

D | dB | 보정지속시간. 소음지속시간을 산정하기 위하여 PNLTM에 가산하는 계수

EPNL | EPNdB | 유효지각소음레벨. PNL의 값을 스팩트럼의 불규칙성과 소음지속시간에 대하여 조정한 것(dB단위는 EPNdB의 단위를 대신해서 사용).

f(i) | Hz | 주파수. i번째 1/3옥타브 밴드에 대한 기하학적 평균 주파수

F(i,k) | dB | Delta-dB. K번째 시간의 간격에서 i번째 1/3옥타브 밴드에 있어서의 원음압 레벨과 초종배경음압 레벨과의 차

h | dB | dB-DOWN 소음지속시간을 정의한 PNLTM에서 감한 레벨

H | % | 상대습도. 주변대기 상대습도

i | - | 주파수 밴드(BAND). 50Hz에서 10,000Hz까지의 기하학적 평균 주파수에서 24개의 1/3옥타브 밴드중의 하나를 표시하는 숫자 지표

k | - | 시간증가인덱스. 기준 0에서부터 경과된 것과 같은 시간증가치를 나타내는 숫자지표

log | - | 지수가 10인 대수

log n(a) | - | Noy 불연속 좌표. log n에 SPL의 변화를 표시한 직선의 교점 log n 값

M(b), M(c), etc. | - | Noy의 역기울기. log n에 SPL의 변화를 표시한 직선 기울기의 역수

n | noy | 지각소음. 규정한 주파수 범위 중에서 발생하는 임의 순간에 감지한 소음

n(i,k) | noy | 지각소음. i번째 1/3옥타브 밴드 내에 발생하는 제k번째 순간 중에 감지한 소음

n(k) | noy | 최대지각소음. k번째의 시간에서 발생하는 n(i)의 24개의 값 중에서의 최대 값

N(k) | noy | 총 지각소음. n(i, k)의 24개의 순간 값에서부터 계산된 제K번째의 시간 내에서 감지한 총소음

p(b), p(c), etc. | - | 소음 기울기. log n에서 SPL의 변화를 표시한 직선의 경사

PNL | PNdB | 지각소음레벨. 임의의 시간에서 감지한 소음 (dB단위 대신 PNdB 단위를 사용한다).

PNL(k) | NdB | 지각소음레벨. 시간의 k번째 증가에서 SPL(i,k)의 24개 값에서 계산하는 지각소음레벨

PNLM | PNdB | 최대지각소음레벨. PNL(k)의 최대치(dB 대신 PNdB 단위를 사용한다).

PNLT | TPNdB | 순음보정지각소음레벨. 임의의 시간에서 발생하는 스펙트럼상의 불규칙성을 보정한 PNL의 값(dB 대신 PNdB 단위를 사용한다)

PNLT(k) | TPNdB | 순음보정지각소음레벨. 시간의 k번째 증가에서 발생하는 스팩트럼상의 불규칙성을 보정한 PNL(k)의 값(dB 대신 PNdB 단위를 사용한다)

PNLTM | TPNdB | 최대순음보정지각소음레벨. PNLT(k)의 최대값(dB 대신 PNdB 단위를 사용한다)

s(i,k) | dB | 음압레벨의 기울기. k번째 임의의 시간에 대하여 i번째 밴드에서 인접한 1/3옥타브 밴드 음압레벨간의 변화

△s(i,k) | dB | 음압레벨 기울기의 변화

s'(i,k) | dB | 음압레벨의 보정된 기울기. K번째 임의의 시간에 대하여 i번째 밴드에서 인접한 1/3옥타브 밴드 음압레벨간의 변화

s(i,k) | dB | 음압레벨의 평균기울기.

SPL | dB re 20μPa | 음압레벨. 특별한 주파수대에서 발생하는 어떤 임의의 시간에서의 음압레벨

SPL(a) | dB re 20μPa | Noy 불연속 좌표. log n으로 SPL의 변화를 표시하는 직선의 교차점에서의 SPL값

SPL(b) SPL(c) | dB re 20μPa | Noy 구분 교점. log n으로 SPL의 변화를 표시하는 직선의 SPL축에서의 절편

SPL(i,k) | dB re 20μPa | 음압레벨. i번째 1/3옥타브 밴드에서 발생하는 k번째 임의의 시간에서의 음압레벨

SPL'(i,k) | dB re 20μPa | 보정된 음압레벨. 제k번째의 임의의 시간에 대한 i번째 1/3옥타브 밴드에서의 배경음압레벨의 가장 가까운 근사치

SPL(i) | dB re 20μPa | 최대음압레벨. PNLTM 스텍트럼의 제i번째 1/3옥타브 밴드에서 일어나는 음압레벨

SPL(i)c | dBre 20μPa | 보정 최대음압레벨. 대기음향흡수를 보정한 PLNTM 스팩트럼의 제i번째 1/3옥타브 밴드에서 발생하는 음압레벨

SPL''(i,k) | dBre 20μPa | 최종 배경음압레벨. 제k번째 임의의 시간에 대한 제i번째 1/3옥타브 밴드에서의 배경음압레벨의 둘째 근사값이자 최종값

t | s | 경과시간. 기준 0에서부터 측정된 시간의 길이

t1, t2 | s | 시간한계. h로 정의되는 소음시간 경과의 시작과 끝.

△t | s | 시간증가분. PLN(k)와 PNLT(k)를 계산을 위한 시간의 증가분

T | s | 정규화 시간정수. 지속시간보정을 계산하기 위해 적분에 사용된 시간. T=10s으로 한다.

t(℃) | ℃ | 온도. 주변대기 온도

α(i) | dB/100m | 시험 대기흡음. 측정된 대기온도와 상대습도에 대한 i번째 1/3옥타브 밴드에서 발생하는 음향의 대기 흡음.

α(i)o | dB/100m | 기준대기흡수. 기준대기온도와 상대습도에 대하여 i번째 1/3옥타브 밴드에서 발생하는 음향의 증감소

β | degrees | 제1차 일정상승각 (착륙장치를 올리고, 최소한 V2+19km/h(V2+10Kt)의 속도, 이륙추력)

γ | degrees | 제2차 일정상승각 (착륙장치를 올리고 최소속도 V2+19km/h(Vz+10Kt), 출력 감소후)

δ ε | degrees degrees | 추력 Cutback 각. 이륙비행경로상에서 추력 감소를 시작하고 끝내는 점을 정의하기 위한 각도

η | degrees | 진입각

ηr | degrees | 기준 진입각

θ | degrees | 이륙소음각. 이륙운항에 대한 비행경로와 소음경로간의 각도. 이것은 측정하고 보정한 비행경로들과 일치한다.

λ | degrees | 진입소음각. 진입운항에 대한 비행경로와 소음경로의 사이 각도. 이것은 측정되고 보정된 비행경로들과 일치한다.

△1 | EPNdB | PNLT 보정, 기준조건과 시험조건간의 소음경로길이와 대기흡수의 차이로 기인된 소음레벨 변화를 산정하기 위하여 측정한 데이터로 계산한 EPNL을 보정하는 것.

△2 | EPNdB | 소음경로지속시간 보정. 기준조건과 시험조건 사이의 상공비행고도 차이때문에 생기는 소음 지속시간으로 기인한 소음레벨 변화를 산정하기 위하여 측정된 데이터로 계산한 EPLN을 보정하는 것.

△3 | EPNdB | 질량보정. 최대중량과 시험비행에서의 실제중량사이의 차이로 기인하는 소음레벨 변화를 산정하기 위하여 측정된 데이터로 계산된 EPNL을 보정하는 것.

△4 | EPNdB | 진입각 보정. 기준진입각과 시험진입각 사이의 차이로 생기는 소음레벨 변화를 산정하기 위하여 측정된 데이터로 계산한 EPNL을 보정하는 것.

△AB △β △γ △δ △ε | metres degrees degrees degrees degrees | 이륙상태변화. 기준과 시험조건간의 차이로 인하여 이륙상태를 정의하는 기본매개변수의 대수학적인 변화

위 치 | 설 명

A | 이륙활주 시작지점

B | 이륙지점

C | 1차 정상상승 시작지점

D | 추력감소의 시작지점

E | 2차 정상상승 시작지점

Ec | 보정된 비행경로에서의 2차 정상상승 시작지점

F | 소음인증 이륙비행경로의 말단지점

Fc | 소음인증 보정 이륙비행경로의 말단지점

G | 소음인증 착륙접근 비행경로의 시작지점

Gr | 기준비행경로상에서의 소음인증 진입시작지점

H | 소음측정지점 상공의 진입경로

Hr | 소음측정지점 상공의 표준 진입로 위치

I | 수평비행자세 이행의 시작지점

Ir | 기준 비행경로에서의 수평비행자세 이행의 시작지점

J | 접지

K | 비행경로상의 소음측정지점

L | 측면소음측정지점(비행경로상은 아님)

M | 소음인증 이륙비행의 말단지점

N | 착륙접근 소음 측정지점

O | 활주로 말단상의 착륙접근 시작지점

P | 소음인증 착륙접근 진입 비행항적의 시작지점

Q | K지점에서 PNLTM에 상당하는 보정된 이륙비행 경로상의 측정된 지점(9.2참조)

Qc | K지점에서 PNLTM에 상당하는 보정된 이륙비행 경로상의 지점(9.2 참조)

R | 측정된 이륙비행경로상의 지점 K에 가장 가까운 지점

Rc | 보정된 이륙비행경로상의 지점 K에 가장 가까운 지점

S | N지점에서 PNLTM에 상당하는 측정된 진입비행 경로상의 지점

Sr | N지점에서 PNLTM에 상당하는 기준 진입비행 경로상의 지점

T | N지점에 가장 가까운 측정된 진입비행 경로상의 지점

Tr | N지점에 가장 가까운 기준진입비행경로 상의 지점

X | L지점에서 PNLTM에 상당하는 측정된 이륙비행 경로상의 지점

거리 | 단위 | 내 용

AB | 미터 | 이륙활주의 길이. 이륙활주시작부터 이륙할때까지의 활주로상의 거리

AK | 미터 | 이륙측정 거리. 이륙활주시작부터 이륙소음 측정거리

AM | 미터 | 이륙비행 항적 거리. 이륙활주시작부터 연장된 활주로 중심선상의 더이상 기록이 필요하지 않은 비행기위치 까지의 거리

KQ | 미터 | 측정된 이륙소음경로. K지점에서 측정된 비행기의 위치까지의 거리

KQc | 미터 | 보정된 이륙소음경로. K지점에서 부터 보정된 비행기의 위치 Qc까지의 거리

KR | 미터 | 측정된 이륙최소거리. K지점에서부터 측정된 비행경로상의 점R까지의 거리

KRc | metres | 보정된 이륙최소경로. K지점에서부터 보정된 비행경로상의 점 RC까지의 거리

LX | metres | 측정된 측면소음경로. L지점에서부터 측정된 비행기위치 X까지의 거리

NH | metres (feet) | 비행기의 진입 고도. 진입측정 지점 상공에서의 비행기 고도

NHr | metres (feet) | 기준진입고도. 진입 측정기지 상방기준 진입 경로의 고도

NS | metres | 측정된 진입소음경로. N지점에서부터 측정된 비행기 위치 S까지의 거리

NSr | metres | 기준진입소음경로. N지점에서부터 기준 비행기위치 Sr까지의 거리

NT | metres | 측정된 진입 최소거리. N지점으로부터 측정된 비행경로상의 T지점까지의 거리

NTr | metres | 기준 진입 최소거리. N지점으로 부터 보정된 비행경로상의 Tr지점까지의 거리

AB | metres | 이륙활주 길이. 이륙활주 시작 지점으로부터 이륙할 때까지의 활주로상의 거리

ON | metres | 진입 측정거리. 활주로 끝으로부터 활주로 연장 중심선에 걸쳐있는 진입측정 지점까지의 거리

OP | metres | 진입비행 항적거리. 활주로 끝으로부터 활주로 연장 중심선에 걸쳐 있는 더 이상 항공기의 위치를 기록할 필요가 없는 진입비행 항적위치까지의 거리

주1. - 표 A1-l에 표시되어 있는 음압레벨과 소음과의 관계는 <그림 Al-3>에 제시되어있다. 주어진 l/3옥타브 밴드에 대하여 log n에 대한 SPL의 변화는 주파수 범위에 의존하는 하나 또는 두개의 곡선에 제시되어 있어야 한다. <그림 A1-3(a)>은 400Hz 미만 6,300Hz를 초과하는 주파수에 대하여 이중선을 설명하고 있으며, 그림 Al-3(b)는 그 밖의 주파수에 대하여 설명하고 있다.

계산공식의 중요한 특성은 다음과 같다.

a) 직선 P(b) 및 P(c)의 기울기

b) SPL축의 절편인 SPL(b)과 SPL(c)

c) 불연속 교차점, SPL(a)와 log n(a)

주2. - 관계식은 다음과 같은 수식으로 표시한다.

예 1. 그림 A1-3(a) : f < 400Hz, f > 6,300Hz

예 2. 표 Al-3(b) : 400Hz ≤ f ≤ 6,300Hz

주3. - 기울기의 역수를 다음과 같이 정의할 때 주2의 수식을 다음과 같이 서술할 수 있다.

M(b) = l/p(b)

M(c) = l/p(c)

예 l. 그림 1-3(a) : f < 400Hz , f > 6,300Hz

예 2. 표A1-3(b) : 400≤f≤6,300Hz

주4. - 표 A1-4는 감지한 소음도의 함수로서 음압레벨을 계산하기 위해 필요한 중요한 상수의 값을 나타내고 있다.

그림 A1-3. 감지 소음의 기능으로서의 소음 압력 레벨음 압레벨,SPL음 압레벨,SPLLog 감지 소음, log nLog 감지 소음, log n

그림 A1-3. 감지 소음의 기능으로서의 소음 압력 레벨

음 압

레벨,

S

P

L

음 압

레벨,

S

P

L

Log 감지 소음, log n

Log 감지 소음, log n

표 A1-4. 수학적으로 계산된 noy 값의 상수

표 A1-4. 수학적으로 계산된 noy 값의 상수

이때,

η(δ)는 표 1-5, f0 는 표 1-6에 제시되어 있음.

α(i) 는 dB/100m의 감소계수임.

θ는 ℃ 단위의 온도임.

H는 상대습도임.

δ | η | δ | η

| | 10.0 | 0.200

표 A1-5

1/3 옥타브 중앙 주파수 | f0 (Hz) | 1/3 옥타브 중앙 주파수 | f0 (Hz)

50 | 50 | 800 | 800

63 | 63 | 1000 | 1000

80 | 80 | 1250 | 1250

100 | 100 | 1600 | 1600

125 | 125 | 2000 | 2000

160 | 160 | 2500 | 2500

200 | 200 | 3150 | 3150

250 | 250 | 4000 | 4000

315 | 315 | 5000 | 5000

400 | 400 | 6300 | 6300

500 | 500 | 8000 | 8000

630 | 630 | 10000 | 10000

표 A1-6

대역의 중앙 주파수 | 상대습도 = 10%

온도, ℃

Hz | -10 | -5 | 0 | 5 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35 | 40

50 | 0.1 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

63 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

80 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1

100 | 0.1 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

125 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

160 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

200 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2

250 | 0.2 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

315 | 0.2 | 0.4 | 0.5 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

400 | 0.3 | 0.5 | 0.7 | 0.8 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3

500 | 0.3 | 0.5 | 0.8 | 1.0 | 0.9 | 0.7 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.4 | 0.4

630 | 0.3 | 0.6 | 0.9 | 1.2 | 1.2 | 1.0 | 0.9 | 0.7 | 0.6 | 0.5 | 0.5

800 | 0.4 | 0.6 | 1.0 | 1.5 | 1.7 | 1.5 | 1.2 | 1.0 | 0.8 | 0.7 | 0.6

1000 | 0.4 | 0.7 | 1.2 | 1.8 | 2.1 | 2.0 | 1.7 | 1.4 | 1.2 | 1.0 | 0.9

1250 | 0.4 | 0.8 | 1.3 | 2.1 | 2.6 | 2.8 | 2.4 | 2.0 | 1.7 | 1.4 | 1.2

1600 | 0.5 | 0.9 | 1.4 | 2.3 | 3.3 | 3.8 | 3.4 | 2.9 | 2.4 | 2.0 | 1.7

2000 | 0.6 | 1.0 | 1.6 | 2.6 | 3.9 | 4.7 | 4.7 | 4.1 | 3.4 | 2.8 | 2.3

2500 | 0.7 | 1.1 | 1.8 | 2.9 | 4.5 | 5.8 | 6.4 | 5.6 | 4.8 | 4.0 | 3.3

3150 | 0.8 | 1.2 | 2.0 | 3.2 | 5.1 | 7.1 | 8.3 | 7.7 | 6.8 | 5.7 | 4.8

4000 | 0.9 | 1.4 | 2.3 | 3.6 | 5.7 | 8.5 | 10.5 | 11.0 | 9.6 | 8.3 | 6.9

5000 | 1.0 | 1.6 | 2.4 | 3.8 | 6.1 | 9.2 | 11.7 | 12.8 | 11.3 | 9.9 | 8.3

6300 | 1.3 | 1.9 | 2.8 | 4.3 | 6.8 | 10.4 | 14.2 | 16.4 | 15.5 | 13.7 | 11.7

8000 | 1.6 | 2.3 | 3.4 | 5.0 | 7.7 | 11.8 | 17.0 | 20.8 | 22.0 | 19.4 | 16.8

10000 | 2.1 | 2.9 | 4.1 | 6.0 | 8.9 | 13.4 | 19.9 | 25.9 | 29.5 | 27.2 | 24.1

12500 | 2.9 | 3.7 | 5.0 | 7.1 | 10.3 | 15.3 | 22.7 | 31.2 | 36.9 | 37.6 | 33.4

표 A1-7. 음향 감소 계수 (dB/100m)

대역의 중앙 주파수 | 상대습도 = 20%

온도, ℃

Hz | -10 | -5 | 0 | 5 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35 | 40

50 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

63 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

80 | 0.1 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1

100 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

125 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

160 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

200 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2

250 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2

315 | 0.4 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

400 | 0.5 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3

500 | 0.6 | 0.8 | 0.7 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4

630 | 0.7 | 1.0 | 1.0 | 0.8 | 0.7 | 0.5 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5

800 | 0.8 | 1.2 | 1.4 | 1.2 | 0.9 | 0.7 | 0.6 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6

1000 | 0.9 | 1.4 | 1.8 | 1.6 | 1.3 | 1.0 | 0.8 | 0.7 | 0.7 | 0.7 | 0.8

1250 | 0.9 | 1.6 | 2.2 | 2.2 | 1.8 | 1.5 | 1.2 | 1.0 | 0.9 | 0.9 | 1.0

1600 | 1.1 | 1.9 | 2.7 | 3.1 | 2.6 | 2.1 | 1.7 | 1.4 | 1.2 | 1.2 | 1.3

2000 | 1.2 | 2.0 | 3.2 | 3.9 | 3.6 | 3.0 | 2.5 | 2.0 | 1.7 | 1.5 | 1.6

2500 | 1.3 | 2.3 | 3.7 | 4.9 | 5.0 | 4.2 | 3.5 | 2.8 | 2.3 | 2.0 | 2.0

3150 | 1.5 | 2.5 | 4.2 | 6.0 | 6.8 | 5.8 | 4.9 | 4.0 | 3.3 | 2.8 | 2.7

4000 | 1.7 | 2.9 | 4.8 | 7.2 | 8.7 | 8.2 | 7.1 | 5.9 | 4.9 | 4.0 | 3.6

5000 | 1.9 | 3.1 | 5.1 | 7.9 | 9.8 | 9.7 | 8.4 | 7.0 | 5.9 | 4.8 | 4.2

6300 | 2.2 | 3.5 | 5.7 | 9.0 | 12.0 | 13.3 | 11.5 | 9.9 | 8.2 | 6.8 | 5.8

8000 | 2.7 | 4.1 | 6.5 | 10.4 | 14.8 | 17.4 | 16.2 | 14.1 | 12.0 | 10.0 | 8.3

10000 | 3.3 | 4.9 | 7.5 | 11.8 | 17.7 | 22.0 | 23.1 | 20.1 | 17.2 | 14.5 | 12.1

12500 | 4.1 | 5.9 | 8.8 | 13.4 | 20.5 | 27.1 | 30.6 | 27.5 | 24.2 | 20.6 | 17.4

표 A1-8. 음향 감소 계수 (dB/100m)

대역의 중앙 주파수 | 상대습도 = 30%

온도, ℃

Hz | -10 | -5 | 0 | 5 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35 | 40

50 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

63 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

80 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1

100 | 0.1 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

125 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

160 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

200 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2

250 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2

315 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

400 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3

500 | 0.7 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4

630 | 0.9 | 0.9 | 0.7 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5

800 | 1.1 | 1.3 | 1.0 | 0.8 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6

1000 | 1.3 | 1.6 | 1.4 | 1.1 | 0.9 | 0.7 | 0.6 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.8

1250 | 1.5 | 2.0 | 1.9 | 1.6 | 1.2 | 0.9 | 0.8 | 0.7 | 0.8 | 0.9 | 1.0

1600 | 1.7 | 2.5 | 2.7 | 2.2 | 1.8 | 1.4 | 1.1 | 1.0 | 1.0 | 1.1 | 1.3

2000 | 1.9 | 3.0 | 3.6 | 3.1 | 2.5 | 2.0 | 1.6 | 1.4 | 1.3 | 1.4 | 1.6

2500 | 2.1 | 3.5 | 4.4 | 4.2 | 3.5 | 2.8 | 2.2 | 1.9 | 1.7 | 1.8 | 2.0

3150 | 2.3 | 4.0 | 5.5 | 5.9 | 4.9 | 4.0 | 3.3 | 2.6 | 2.3 | 2.3 | 2.5

4000 | 2.6 | 4.5 | 6.8 | 7.9 | 6.9 | 5.8 | 4.7 | 3.8 | 3.3 | 3.1 | 3.3

5000 | 2.8 | 4.8 | 7.4 | 9.0 | 8.2 | 6.9 | 5.7 | 4.6 | 3.9 | 3.6 | 3.7

6300 | 3.2 | 5.3 | 8.6 | 11.1 | 11.3 | 9.6 | 8.0 | 6.6 | 5.4 | 4.8 | 4.7

8000 | 3.8 | 6.1 | 9.9 | 13.9 | 15.6 | 13.6 | 11.5 | 9.5 | 7.9 | 6.8 | 6.4

10000 | 4.5 | 7.1 | 11.4 | 16.9 | 20.3 | 19.1 | 16.6 | 13.9 | 11.6 | 9.7 | 8.8

12500 | 5.5 | 8.3 | 13.0 | 20.0 | 25.3 | 26.6 | 23.0 | 19.6 | 16.4 | 13.8 | 12.1

표 A1-9. 음향 감소 계수 (dB/100m)

대역의 중앙 주파수 | 상대습도 = 40%

온도, ℃

Hz | -10 | -5 | 0 | 5 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35 | 40

50 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

63 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

80 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1

100 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

125 | 0.1 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

160 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

200 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2

250 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2

315 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

400 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3

500 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4

630 | 0.9 | 0.7 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5

800 | 1.2 | 1.0 | 0.8 | 0.6 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6

1000 | 1.4 | 1.4 | 1.1 | 0.8 | 0.6 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.8

1250 | 1.8 | 1.9 | 1.5 | 1.2 | 0.9 | 0.7 | 0.7 | 0.8 | 0.8 | 0.9 | 1.0

1600 | 2.1 | 2.6 | 2.1 | 1.7 | 1.3 | 1.0 | 0.9 | 1.0 | 1.0 | 1.1 | 1.3

2000 | 2.5 | 3.2 | 2.9 | 2.4 | 1.9 | 1.5 | 1.2 | 1.3 | 1.3 | 1.4 | 1.6

2500 | 2.8 | 4.0 | 4.1 | 3.3 | 2.6 | 2.1 | 1.7 | 1.7 | 1.7 | 1.8 | 2.0

3150 | 3.2 | 4.9 | 5.6 | 4.7 | 3.8 | 3.0 | 2.4 | 2.1 | 2.1 | 2.3 | 2.5

4000 | 3.6 | 5.9 | 7.2 | 6.5 | 5.4 | 4.3 | 3.5 | 3.0 | 2.8 | 3.0 | 3.3

5000 | 3.8 | 6.3 | 8.1 | 7.7 | 6.5 | 5.2 | 4.2 | 3.5 | 3.3 | 3.4 | 3.7

6300 | 4.3 | 7.2 | 10.0 | 10.7 | 9.0 | 7.3 | 6.0 | 4.9 | 4.4 | 4.3 | 4.7

8000 | 5.0 | 8.3 | 12.3 | 14.4 | 12.6 | 10.6 | 8.7 | 7.1 | 6.1 | 5.8 | 6.2

10000 | 5.8 | 9.5 | 14.8 | 18.4 | 17.8 | 15.2 | 12.7 | 10.5 | 8.8 | 8.1 | 8.1

12500 | 6.9 | 10.9 | 17.2 | 22.9 | 24.7 | 21.2 | 17.8 | 14.9 | 12.4 | 10.9 | 10.6

표 A1-10. 음향 감소 계수 (dB/100m)

대역의 중앙 주파수 | 상대습도 = 50%

온도, ℃

Hz | -10 | -5 | 0 | 5 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35 | 40

50 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

63 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

80 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1

100 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

125 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

160 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

200 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2

250 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2

315 | 0.3 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

400 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3

500 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4

630 | 0.7 | 0.6 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5

800 | 1.0 | 0.8 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6

1000 | 1.4 | 1.1 | 0.9 | 0.6 | 0.5 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.8

1250 | 1.8 | 1.6 | 1.2 | 0.9 | 0.7 | 0.6 | 0.7 | 0.7 | 0.8 | 0.9 | 1.0

1600 | 2.3 | 2.2 | 1.8 | 1.3 | 1.0 | 0.9 | 0.9 | 0.9 | 1.0 | 1.1 | 1.3

2000 | 2.8 | 3.1 | 2.4 | 1.9 | 1.5 | 1.2 | 1.1 | 1.2 | 1.3 | 1.4 | 1.6

2500 | 3.4 | 4.0 | 3.4 | 2.7 | 2.1 | 1.6 | 1.5 | 1.5 | 1.7 | 1.8 | 2.0

3150 | 4.0 | 5.1 | 4.7 | 3.8 | 3.0 | 2.3 | 2.0 | 1.9 | 2.1 | 2.3 | 2.5

4000 | 4.6 | 6.4 | 6.7 | 5.5 | 4.4 | 3.4 | 2.8 | 2.6 | 2.7 | 3.0 | 3.3

5000 | 4.9 | 7.2 | 7.9 | 6.5 | 5.2 | 4.2 | 3.4 | 3.1 | 3.1 | 3.4 | 3.7

6300 | 5.4 | 8.6 | 10.2 | 8.9 | 7.3 | 5.9 | 4.7 | 4.1 | 4.0 | 4.3 | 4.7

8000 | 6.2 | 10.2 | 13.1 | 12.5 | 10.5 | 8.6 | 6.9 | 5.8 | 5.4 | 5.7 | 6.2

10000 | 7.2 | 11.9 | 16.4 | 17.8 | 15.0 | 12.4 | 10.2 | 8.4 | 7.5 | 7.4 | 8.1

12500 | 8.4 | 13.6 | 20.1 | 23.4 | 20.6 | 17.5 | 14.4 | 11.9 | 10.4 | 9.9 | 10.5

표 A1-11. 음향 감소 계수 (dB/100m)

대역의 중앙 주파수 | 상대습도 = 60%

온도, ℃

Hz | -10 | -5 | 0 | 5 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35 | 40

50 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

63 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

80 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1

100 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

125 | 0.1 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

160 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

200 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2

250 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2

315 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

400 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3

500 | 0.5 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4

630 | 0.6 | 0.5 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5

800 | 0.9 | 0.7 | 0.5 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6

1000 | 1.2 | 1.0 | 0.7 | 0.5 | 0.5 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.8

1250 | 1.7 | 1.3 | 1.0 | 0.7 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.7 | 0.8 | 0.9 | 1.0

1600 | 2.3 | 1.9 | 1.5 | 1.1 | 0.9 | 0.8 | 0.9 | 0.9 | 1.0 | 1.1 | 1.3

2000 | 2.9 | 2.6 | 2.1 | 1.6 | 1.2 | 1.1 | 1.1 | 1.2 | 1.3 | 1.4 | 1.6

2500 | 3.6 | 3.6 | 2.9 | 2.2 | 1.7 | 1.4 | 1.4 | 1.5 | 1.7 | 1.8 | 2.0

3150 | 4.4 | 5.0 | 4.1 | 3.2 | 2.5 | 2.0 | 1.8 | 1.9 | 2.1 | 2.3 | 2.5

4000 | 5.3 | 6.6 | 5.7 | 4.6 | 3.6 | 2.8 | 2.5 | 2.5 | 2.7 | 3.0 | 3.3

5000 | 5.8 | 7.4 | 6.8 | 5.5 | 4.3 | 3.4 | 2.9 | 2.9 | 3.1 | 3.4 | 3.7

6300 | 6.6 | 9.2 | 9.3 | 7.7 | 6.1 | 4.9 | 4.0 | 3.8 | 4.0 | 4.3 | 4.7

8000 | 7.6 | 11.4 | 13.0 | 10.9 | 8.9 | 7.2 | 5.8 | 5.2 | 5.2 | 5.7 | 6.2

10000 | 8.7 | 13.8 | 16.9 | 15.3 | 12.8 | 10.4 | 8.5 | 7.3 | 7.0 | 7.4 | 8.1

12500 | 10.0 | 16.1 | 21.1 | 21.2 | 18.0 | 14.8 | 12.2 | 10.2 | 9.5 | 9.6 | 10.5

표 A1-12. 음향 감소 계수 (dB/100m)

대역의 중앙 주파수 | 상대습도 = 70%

온도, ℃

Hz | -10 | -5 | 0 | 5 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35 | 40

50 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

63 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

80 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1

100 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

125 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

160 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

200 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2

250 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2

315 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

400 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3

500 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4

630 | 0.6 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5

800 | 0.8 | 0.6 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6

1000 | 1.1 | 0.8 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.7 | 0.7 | 0.8

1250 | 1.5 | 1.1 | 0.9 | 0.7 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.7 | 0.8 | 0.9 | 1.0

1600 | 2.1 | 1.7 | 1.2 | 0.9 | 0.8 | 0.8 | 0.9 | 1.0 | 1.0 | 1.1 | 1.3

2000 | 2.9 | 2.3 | 1.8 | 1.3 | 1.0 | 1.0 | 1.1 | 1.2 | 1.3 | 1.4 | 1.6

2500 | 3.7 | 3.2 | 2.5 | 1.9 | 1.5 | 1.3 | 1.4 | 1.5 | 1.7 | 1.8 | 2.0

3150 | 4.6 | 4.4 | 3.5 | 2.7 | 2.1 | 1.8 | 1.8 | 1.9 | 2.1 | 2.3 | 2.5

4000 | 5.7 | 6.3 | 5.1 | 4.0 | 3.1 | 2.5 | 2.3 | 2.5 | 2.7 | 3.0 | 3.3

5000 | 6.3 | 7.3 | 6.0 | 4.7 | 3.7 | 3.0 | 2.7 | 2.9 | 3.1 | 3.4 | 3.7

6300 | 7.5 | 9.3 | 8.2 | 6.6 | 5.2 | 4.2 | 3.6 | 3.6 | 4.0 | 4.3 | 4.7

8000 | 8.8 | 11.8 | 11.6 | 9.5 | 7.6 | 6.1 | 5.1 | 4.9 | 5.2 | 5.7 | 6.2

10000 | 10.2 | 14.8 | 16.4 | 13.7 | 11.1 | 9.0 | 7.4 | 6.8 | 6.8 | 7.4 | 8.1

12500 | 11.6 | 18.0 | 21.4 | 18.8 | 15.7 | 12.8 | 10.5 | 9.2 | 9.0 | 9.6 | 10.5

표 A1-13. 음향 감소 계수 (dB/100m)

대역의 중앙 주파수 | 상대습도 = 80%

온도, ℃

Hz | -10 | -5 | 0 | 5 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35 | 40

50 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

63 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

80 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1

100 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

125 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

160 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

200 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2

250 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2

315 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

400 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3

500 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4

630 | 0.5 | 03 | 0.3 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5

800 | 0.7 | 0.5 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6

1000 | 1.0 | 0.7 | 0.5 | 0.4 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.8

1250 | 1.3 | 1.0 | 0.7 | 0.6 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.7 | 0.8 | 0.9 | 1.0

1600 | 1.9 | 1.5 | 1.1 | 0.8 | 0.7 | 0.8 | 0.9 | 0.9 | 1.0 | 1.1 | 1.3

2000 | 2.6 | 2.0 | 1.5 | 1.1 | 1.0 | 1.0 | 1.1 | 1.2 | 1.3 | 1.4 | 1.6

2500 | 3.6 | 2.9 | 2.2 | 1.6 | 1.3 | 1.3 | 1.4 | 1.5 | 1.7 | 1.8 | 2.0

3150 | 4.7 | 4.0 | 3.1 | 2.4 | 1.9 | 1.7 | 1.8 | 1.9 | 2.1 | 2.3 | 2.5

4000 | 5.9 | 5.6 | 4.5 | 3.4 | 2.7 | 2.3 | 2.3 | 2.5 | 2.7 | 3.0 | 3.3

5000 | 6.6 | 6.6 | 5.3 | 4.1 | 3.2 | 2.7 | 2.6 | 2.8 | 3.1 | 3.4 | 3.7

6300 | 8.1 | 9.1 | 7.4 | 5.9 | 4.6 | 3.7 | 3.4 | 3.6 | 4.0 | 4.3 | 4.7

8000 | 9.8 | 12.0 | 10.4 | 8.4 | 6.7 | 5.4 | 4.8 | 4.8 | 5.2 | 5.7 | 6.2

10000 | 11.5 | 15.3 | 14.8 | 12.2 | 9.8 | 7.8 | 6.7 | 6.4 | 6.8 | 7.4 | 8.1

12500 | 13.3 | 18.9 | 20.5 | 17.0 | 13.9 | 11.3 | 9.4 | 8.7 | 8.9 | 9.6 | 10.5

표 A1-14. 음향 감소 계수 (dB/100m)

대역의 중앙 주파수 | 상대습도 = 90%

온도, ℃

Hz | -10 | -5 | 0 | 5 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35 | 40

50 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

63 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

80 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1

100 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

125 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

160 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

200 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2

250 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2

315 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

400 | 0.2 | 0.2 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3

500 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4

630 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5

800 | 0.6 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6

1000 | 0.9 | 0.6 | 0.5 | 0.4 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.8

1250 | 1.2 | 0.9 | 0.6 | 0.5 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.7 | 0.8 | 0.9 | 1.0

1600 | 1.7 | 1.3 | 0.9 | 0.7 | 0.7 | 0.8 | 0.9 | 0.9 | 1.0 | 1.1 | 1.3

2000 | 2.4 | 1.8 | 1.3 | 1.0 | 0.9 | 1.0 | 1.1 | 1.2 | 1.3 | 1.4 | 1.6

2500 | 3.3 | 2.6 | 1.9 | 1.4 | 1.2 | 1.3 | 1.4 | 1.5 | 1.7 | 1.8 | 2.0

3150 | 4.6 | 3.6 | 2.8 | 2.1 | 1.7 | 1.6 | 1.8 | 1.9 | 2.1 | 2.3 | 2.5

4000 | 6.0 | 5.1 | 4.0 | 3.0 | 2.4 | 2.2 | 2.3 | 2.5 | 2.7 | 3.0 | 3.3

5000 | 6.7 | 6.0 | 4.8 | 3.7 | 2.9 | 2.6 | 2.6 | 2.8 | 3.1 | 3.4 | 3.7

6300 | 8.3 | 8.3 | 6.7 | 5.2 | 4.0 | 3.4 | 3.3 | 3.6 | 4.0 | 4.3 | 4.7

8000 | 10.4 | 11.7 | 9.5 | 7.6 | 6.0 | 4.9 | 4.5 | 4.8 | 5.2 | 5.7 | 6.2

10000 | 12.6 | 15.4 | 13.5 | 11.0 | 8.8 | 7.1 | 6.3 | 6.3 | 6.8 | 7.6 | 8.1

12500 | 14.8 | 19.4 | 18.6 | 15.4 | 12.4 | 10.1 | 8.7 | 8.3 | 8.9 | 9.6 | 10.5

표 A1-15. 음향 감소 계수 (dB/100m)

대역의 중앙 주파수 | 상대습도 = 100%

온도, ℃

Hz | -10 | -5 | 0 | 5 | 10 | 15 | 20 | 25 | 30 | 35 | 40

50 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

63 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0

80 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1

100 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

125 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.0 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

160 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1

200 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2

250 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2

315 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2

400 | 0.2 | 0.1 | 0.1 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3

500 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4

630 | 0.4 | 0.3 | 0.2 | 0.2 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5

800 | 0.6 | 0.4 | 0.3 | 0.3 | 0.3 | 0.4 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6

1000 | 0.8 | 0.6 | 0.4 | 0.4 | 0.4 | 0.5 | 0.5 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.8

1250 | 1.1 | 0.8 | 0.6 | 0.5 | 0.6 | 0.6 | 0.7 | 0.7 | 0.8 | 0.9 | 1.0

1600 | 1.6 | 1.2 | 0.8 | 0.7 | 0.7 | 0.8 | 0.9 | 0.9 | 1.0 | 1.1 | 1.3

2000 | 2.2 | 1.6 | 1.2 | 0.9 | 0.9 | 1.0 | 1.1 | 1.2 | 1.3 | 1.4 | 1.6

2500 | 3.0 | 2.3 | 1.7 | 1.3 | 1.2 | 1.3 | 1.4 | 1.5 | 1.7 | 1.8 | 2.0

3150 | 4.2 | 3.3 | 2.5 | 1.9 | 1.6 | 1.6 | 1.8 | 1.9 | 2.1 | 2.3 | 2.5

4000 | 5.9 | 4.7 | 3.6 | 2.7 | 2.2 | 2.1 | 2.3 | 2.5 | 2.7 | 3.0 | 3.3

5000 | 6.8 | 5.6 | 4.3 | 3.3 | 2.6 | 2.4 | 2.6 | 2.8 | 3.1 | 3.4 | 3.7

6300 | 8.5 | 7.6 | 6.0 | 4.7 | 3.7 | 3.3 | 3.3 | 3.6 | 4.0 | 4.3 | 4.7

8000 | 10.7 | 10.8 | 8.7 | 6.8 | 5.3 | 4.5 | 4.4 | 4.8 | 5.2 | 5.7 | 6.2

10000 | 13.3 | 15.1 | 12.5 | 10.0 | 7.9 | 6.5 | 6.0 | 6.3 | 6.8 | 7.4 | 8.1

12500 | 16.0 | 19.5 | 17.2 | 14.0 | 11.3 | 9.2 | 8.2 | 8.2 | 8.9 | 9.6 | 10.5

표 A1-16. 음향 감소 계수 (dB/100m)

주l. 보정이 요구되는 기준조건과 시험조건사이의 차이는 다음의 경우에 기인한다.

a) 기준조건과 차이가 있는 시험조건에서의 음향의 대기홉수

b) 기준과 차이가 있는 고도에서의 시험비행경로

c) 최대중량과 차이가 있는 시험중량

주2. 시험조건에서 음향의 대기흡수가 기준조건에 미달하거나 시험비행경로가 기준보다 낮은 고도라면 마이너스 보정이 필요할 수 있다.

기상조건에 의해 비행기 성능이 향상되면(“Cold Day” 효과), 이륙 시험비행 경로는 기준보다 높은 고도에서 수행될 수 있다 역으로 “Hot day”효과로 인해 이륙 시험비행 경로가 기준보다 낮은 고도가 될 수도 있다. 접근 시험비행 경로는 기상조건에 관계없이 기준보다 높거나 낮은 고도가 될 수 있다.

a) 대기 음향 흡수의 변화

b) 소음경로 길이의 변화에 의한 대기 음향 흡수

c) 소음경로 길이의 변화에 의한 역제곱 법칙

a) 그림 Al-4는 전형적인 이륙 프로파일을 나타낸다. 비행기는 A점에서 이륙활주를 개시하고 B점에서 이륙하고 C점에서 최초로 각도 β의 일정한 상승을 개시한다. 소음감소 추력 제한은 D점에서 시작하여 E점에서 끝나며, 이곳부터는 각도 γ(보통 % 단위의 기울기로 나타냄)로 규정된 2차 상승이다.

b) 소음증명 이륙 비행경로의 종점은 비행기 위치 F로 나타내며, 이것의 수직 투영점은 비행항로 (활주로 중심선 연장선)상의 M점이다. 항공기 위치는 적어도 11km(6NM) 이상인 거리 AM으로 기록된다.

c) K점은 이륙 소음 측정지점이고, 여기까지의 거리 AK는 이륙 측정거리로 정한다. L점은 측면 소음측정 지점으로서 활주로 중심선에 평행한 측선이면서 이륙하는 동안 소음 레벨이 최대인 활주로 중심선으로부터 일정한 거리에 위치한다.

d) 시험 조건에서 추력 감소후 추력설정을 사용하는 경우에는, 대기와 중량의 기준 조건에 대하여 적어도 최소 인증 기울기로 상승할 수 있어야 한다.

e) 이륙 프로파일은 다음의 5가지 매개변수와 관련이 있다 : AB(이륙활주 거리), β(l차 정률 상승각), γ(2차 정률 상승각), δ 및 ε(추력 제한 각도). 이들 5가지의 매개변수는 비행기의 성능, 중량 및 대기조건(외기온도, 압력 및 풍속)의 함수이다. 만약 시험 대기 조건이 기준 대기 조건과 갈지 않으면, 그림 Al-5에 나타낸 것과 같이 대응하는 시험과 기준 프로파일 매개변수가 상이할 것이다. 프로파일 매개변수 변화(△AB, △β, △γ, △δ 및 △ε)는 제작자 자료(증명당국이 승인한 것)에서 추출할 수 있어서, 기준 대기 조건에 대해 수정한 비행 프로파일을 정하기 위하여 사용하지만, 비행기의 중량은 시험비행 중량과 차이가 없도록 한다. 이륙 비행 프로파일의 측정과 보정 간의 관계는 나중에 측정 데이터에서 계산된 EPNL에 적용되는 보정을 결정하기 위해 사용할 수 있다.

f) 그림 Al-6은 음향 전달에 영향을 주는 중요한 기하학적인 관계를 포함하여 측정 및 보정된 이륙 비행경로의 일부분을 나타낸 것이다. EF는 상승각 γ인 측정된 2차 정률 비행 경로를 나타내며, EcFc는 다른 고도에서 다른 상승각 γ+△γ인 보정된 2차 정률 비행 경로를 나타낸다.

g) Q점은 소음 측정지점 K에서 PNLTM이 관찰되는 측정 이륙 비행경로 상의 비행기 위치를 나타내며, Qc는 보정된 비행경로 상의 대응하는 위치이다. 측정 및 보정된 소음 전파경로는 각각 KQ와 KQc이며, 이들은 각각의 비행경로와 동일한 각 θ를 형성하는 것으로 가정한다. 각도 θ가 일정하다는 가정이 모든 경우에 유효한 것은 아니다. 미래에는 정밀한 수정을 고려하여야 할 것이다. 그러나 이 시험 절차에 적용하는 현재로서는, 그 차이가 적은 것으로 간주한다.

h) R점은 소음 측정지점 K에서 가장 가까운 측정 이륙 비행경로 상의 점을 나타내며, Rc는 보정된 비행경로 상의 대응 위치이다. 측정 및 보정된 비행경로 사이의 최단거리는 각각 선 KR과 KRc로 표시되며 그들의 비행경로에 수직이다.

만약 상공 비행중 2 TPNdB 미만으로 차이가 나는 2개의 PNLT 최고치를 관측한 경우, 기준조건에 따라서 보정할 때는 기준조건에서 EPNL을 계산할 경우 더 큰 값이 사용되어야 한다. 이 경우 두 번째 높은 값에 대응하는 위치는 제작자가 승인한 자료를 적용하여 보정 비행경로 상에서 구해야 한다.

a) 그림 A1-7은 전형적인 접근 프로파일을 나타낸다. 소음증명 접근 프로파일의 시작은 비행경로(활주로 중심선 연장선) 상의 수직 투영점이 P점인 항공기 위치 G로 나타낸다. 항공기 위치는 활주로 말단 O로부터의 거리 OP로 기록되며 최소한 7.4Km(4NM) 이상이다.

b) 비행기는 각도 η로 접근하여 소음 측정지점 N의 수직상공을 고도 NH로 통과하고, I점에서 수평자세를 취하고, J점에서 접지한다.

c) 접근 프로파일은 조종사가 제어하는 비행기 운영조건의 함수인 접근 각도 n과 고도 NH로 결정된다. 측정된 접근 프로파일 매개변수가 대응하는 기준 접근 매개변수(그림 A1-8)와 다를 경우, 측정된 자료로서 계산된 EPNL을 보정한다.

d) 그림 A1-9는 음향 전달에 영향을 주는 중요한 기하학적인 관계를 포함하여 측정 및 기준 접근 비행경로의 일부분을 나타낸다. GI는 접근 각도 η인 측정 접근경로를 표현하고, GrIr은 기준 고도와 기준 접근각 ηr인 기준 접근 비행경로를 나타낸다.

e) S점은 소음 측정지점 N에서 PNLTM이 관측된 측정 접근 비행경로 상의 비행기 위치를 나타내며, Sr은 기준 접근 비행경로 상의 대응하는 점이다. 측정 및 보정된 소음 전파경로는 각각 NS와 NSr이며, 이들은 각각의 비행경로와 동일한 각 λ를 이룬다.

f) T점은 소음 측정지점 N에서 가장 가까운 측정 접근 비행경로 상의 점을 나타내며, Tr은 기준 접근 비행경로 상의 대응 위치이다. 측정 및 기준 비행경로 사이의 최단거리는 각각 선 NT 및 NTr로 표시되며 그들의 비행경로에 수직이다.

그림 A1-4. 측정된 이륙 프로파일이륙 측정 거리최소 11km

그림 A1-4. 측정된 이륙 프로파일

이륙 측정 거리

최소 11km

그림 A1-5. 이륙 프로파일의 측정값과 보정값의 비교보정된비행 경로측정비행 경로

그림 A1-5. 이륙 프로파일의 측정값과 보정값의 비교

보정된

비행 경로

측정

비행

경로

그림 A1-6. 음향 레벨에 영향을 주는 이륙 프로파일 특성그림 A1-7. 측정한 접근 프로파일최소 7.4km접근 측정 거리보정된 비행 경로측정된 비행 경로

그림 A1-6. 음향 레벨에 영향을 주는 이륙 프로파일 특성

그림 A1-7. 측정한 접근 프로파일

최소 7.4km

접근 측정 거리

보정된 비행 경로

측정된 비행 경로

그림 A1-8. 접근 프로파일의 측정값과 보정값의 비교그림 A1-9. 음향 레벨에 영향을 미치는 접근 프로파일의 특성측정된접근 경로측정된접근 경로기준접근 경로기준접근 경로

그림 A1-8. 접근 프로파일의 측정값과 보정값의 비교

그림 A1-9. 음향 레벨에 영향을 미치는 접근 프로파일의 특성

측정된

접근 경로

측정된

접근 경로

기준

접근 경로

기준

접근 경로

SPL(i)c = SPL(i) + 0.01[α(i) - α(i)o] KQ + 0.01 α(i)o (KQ-KQc) + 20log(KQ/KQc)

― 0.01[α(i) - α(i)o] KQ항은 (i) 및 가 각각 제 i번째의 1/3 옥타브 대역에 대한 시험 및 기준 조건에 대한 음향 흡수계수이고, KQ는 측정된 이륙 소음 경로인 경우의 대기음향흡수의 변화효과에 해당된다.

― 0.01 α(i)o (KQ-KQc)항은 소음 경로 길이의 변화에 대한 대기 음향흡수의 효과에 해당되며, KQc는 보정된 이륙 소음 경로이다.

― 20log(KQ/KQc)항은 소음 경로 길이의 변화에 대한 역제곱 법칙의 효과에 해당된다.

△1 = PNLT - PNLTM

이것은 측정 데이터로부터 계산된 EPNL에 보정이 대수적으로 더해짐을 나타낸다.

접근 비행경로에도 같은 절차를 사용하여야 한다. 단, 접근 소음경로에 관계되는 그림 A1-9에 표시된 SPL(i)c에 대한 값은 다음과 같다.

SPL(i)c = SPL(i) + 0.01[α(i) - α(i)o] NS + 0.01 α(i)o (NS-NSr) + 20log(NS/NSr)

여기서 NS와 NSr은 각각 측정 및 기준 접근 소음경로이다. 이 절차의 나머지는 이륙 비행경로의 경우와 같다.

측면 비행경로에도 같은 절차를 사용하여야 한다. 단, 측정 측면 소음경로에만 관련된 SPL(i)c 값은 다음과 같다.

SPL(i)c = SPL(i) + 0.01[α(i) - α(i)o] LX

여기서 LX는 L지점 (그림 1-4)에서 관측된 PNLTM에 대해 비행기 위치 X까지 측정된 측방소음경로이다. 대기 음양흡수 변화 영향의 원인이 되는 보정 항목만을 고려하여야 한다. 측정 및 보정 음향경로 길이의 차이는 측면 비행경로에 대해서는 무시할 수 있는 것으로 가정한다. 이 절차의 나머지는 이륙 비행경로의 경우와 같다.

그림 A1-6에서 제시한 이륙 비행경로에 관하여, 보정 항목은 다음과 같이 계산된다.

△2 = -7.5 log(KR/KRc)

이것은 측정 데이터로부터 계산된 EPNL에 보정이 대수적으로 더해짐을 나타낸다.

길이 KR 및 KRc는 각각 소음측정 지점 K에서 측정 및 보정 비행경로까지의 측정 및 보정 이륙 최소 거리이어야 한다. 음의 부호는 지속시간 보정의 특수한 경우에 있어서 만약 측정 비행경로가 보정 비행경로보다 높은 고도에 있는 경우 측정 데이터에서 계산된 EPNL은 감소되어야 함을 나타낸다.

접근 비행경로에도 같은 절차를 사용하여야 한다. 단, 그림 A1-9에 표시된 접근 최소 거리에 관련 보정은 다음과 같다.

△2 = -7.5 log(NT/NTr)

여기서 NT는 소음 측정지점 N으로부터 측정 비행경로까지의 측정 접근 최소 거리이다.

측정 및 보정 비행경로 간의 차이는 무시될 수 있는 것으로 가정하기 때문에, 측면 비행경로에 대해서는 지속시간 보정을 계산하지 않는다.

소음증명의 이륙 또는 접근 시험 어느 것이든, 항공기 중량이 대응하는 최대 이륙중량 또는 착륙중량과 다를 때는 측정 데이터에서 계산된 EPNL 값을 보정하여야 한다. 이 보정은 제작자 자료(증명당국에서 승인한)에서 표 또는 그림 A1-10과 A1-11에서 제시한 것과 같은 곡선에서 결정한다. 제작자 자료는 소음증명 기준 대기조건에 적용할 수 있는 것이어야 한다.

소음증명 접근시험동안 항공기 접근각도가 기준 접근각도와 다를 때는 측정 데이터에서 계산된 EPNL값을 보정하여야 한다. 이 보정은 제작자 자료(증명당국에서 승인한)에서 표 또는 그림 A1-12에서 제시한 것과 같은 곡선에서 결정한다. 제작자 자료는 소음증명 기준 대기조건과 시험 착륙중량에 적용할 수 있는 것이어야 한다.

그림 A1-10. EPNL을 위한 이륙 중량 보정그림 A1-11. EPNL을 위한 착륙 중량 보정최대시험항공기 이륙 중량항공기 착륙 중량시험최대

그림 A1-10. EPNL을 위한 이륙 중량 보정

그림 A1-11. EPNL을 위한 착륙 중량 보정

최대

시험

항공기 이륙 중량

항공기 착륙 중량

시험

최대

그림 A1-12. EPNL에 대한 접근각도 보정시험접근 각도

그림 A1-12. EPNL에 대한 접근각도 보정

시험

접근 각도

부록 2. 소음증명을 위한 평가방법

- 1977.10.6 또는 이후에 형식증명신청서가 제출된 비행기

- 1985.1.1 또는 이후에 형식증명신청서가 제출된 비행기

주1. - 이 소음 평가방법은 다음을 포함한다.

a) 소음증명 시험 및 측정 조건

b) 지상에서 받은 비행기와 헬리콥터 소음의 측정

c) 측정한 소음 데이터로부터 유효한 소음 레벨의 계산

d) 증명 당국에 데이터의 보고 및 측정 데이터의 보정

주2. - 이 방법에서 주어진 지침과 절차들은 적합성 시험동안 일관성을 확보하기 위해 분명히 서술하고 있으며, 여러 지리적인 위치에서 수행되는 다양한 형식의 비행기 시험들을 비교할 수 있도록 해준다.

주3. - 기호와 단위의 완전한 목록, 감지된 소음에 대한 수식화, 음향의 대기중 감소를 결정하는 절차, 소음 레벨을 비기준 조건으로부터 기준 조건으로 보정하는 세부절차 등이 이 부록의 7절 및 8절에 포함되어 있다.

비행중의 비행기로부터 소음측정을 위한 장소는 두텁게 밀생한 키가 큰 풀과 관목 또는 입목이 무성한 지역과 같이 과도한 음성흡수 특성이 나타나지 않는 비교적 평탄한 지형으로 둘러싸여 있어야 한다. 지면에 대해 수직인 축을 갖고 그 축으로부터 80도의 반각도로 된 원추형 마이크 수직하의 지점에서 상방의 원추형 공간내에는 항공기로부터 발생되는 음향에 중대한 영향력을 미칠 수 있는 장애물은 없어야 한다.

이절에서는 소음인증 목적을 위해, 다음 상세요건을 적용한다.

평균측풍성분(Average Crosswind component) : 항공기 시험을 실시하는 동안 얻은 바람샘플 "cross track"(v)의 일련 개별값으로 부터 결정되고, 이때 30초 이상의 선형평균처리 혹은 30초 이하의 시간상수를 갖는 평균 처리를 사용하며, 항공기가 마이크와 직각으로 혹은 그 상공을 통과하고 약 15초 되는 순간의 수치를 사용한다.

평균풍속(Average wind speed) : 항공기 시험을 실시하는 동안 얻은 개별 풍속 샘플로부터 결정되고, 이때 30초 이상의 선형평균처리 혹은 30초 이하의 시간상수를 갖는 평균 처리를 사용하며, 항공기가 마이크와 나란히 혹은 상공 통과 후 약 15초 되는 순간의 수치를 사용한다. 대신에, 각 바람 벡터는 “along track"(u) 과 "cross-track"(v)성분으로 나누어야 한다. 항공기 시험동안 얻은 일련의 개별 바람샘플 u와 v 성분은 30초 이상 선형평균처리 혹은 30초 이하 시간상수를 갖는 평균처리를 사용하여 각각 평균 내고, 항공기가 마이크와 직각 혹은 마이크 상공 통과 후 약15초 되는 순간의 수치을 사용한다. 평균 풍속과 풍향은(트랙(track)에 대해) 피타고라스 정리와 ”acrtan(v/u)"에 따라 평균 u와 v 성분으로 부터 계산한다.

거리상수(Distance constant)[또는 응답 길이(or response length)]. 입력 속도의 계단함수(step-function) 증가의 100*(1-1/e)%(약63%)를 지시하는 풍속센서 출력에 필요한 바람 통로(미터)

최대 측풍 성분(Maximum crosswind component). 10 dB-down 시간 간격에 걸친 지속시간에 대해 매 초마다 기록된 바람 샘플의 “크로스 트랙(cross track)” (v) 성분 일련의 개별 값 내의 최대 수치

최대 풍속(Maximum wind speed). 10 dB-down 시간간격에 걸친 지속시간에 대해 매 초마다 기록된 일련의 개별 풍속 샘플 내의 최대 수치

음향감쇠계수(Sound attenuation coefficient). 음향의 대기흡수 효과로 인한 1/3 옥타브 밴드대에서의 소음레벨의 감소( 100미터 당 dB). 대기온도와 상대습도 값으로부터 음향감쇠계수의 계산 방정식은 7절에서 제시됨

(1차 시스템의) 시간상수(Time constant). 장치(device)가 계단함수(step function) 변화의 100*(1-1/e)%(약 63%)를 지시하고, 탐지하는데 필요한 시간(수학상의 상수 e는 자연대수의 기본수이며, 약 2.7183이다. 또한 “오일러의 수” 혹은 “네이피어 상수”라고 불린다)

바람방향 샘플(특정 순간에서). 다음과 같은 특성을 갖는 바람방향 센서/시스템으로부터 그 순간 얻어지는 수치

풍속 운영 범위 : 1 m/s (2 kt)에서 10 m/s (20 kt)를 초과하는 범위까지

선형성 : 특정범위에 대해 ±5도, 또한

해상도 : 5도

풍속 샘플(특성 순간에서). 아래와 같은 특성을 가진 센서/시스템을 사용하여 그 순간 풍속을 측정한 값

범위 : 1 m/s (2 kt)에서 10 m/s (20 kt)이상 까지

직선성 : 지정된 범위에 대해 ± 0.5 m/s (1 kt), 또한

거리상수(반응 거리) : 일정한 거리가 특징인 동적거동(dynamic behaviour)을 갖는 시스템의 경우 5미터 미만

시간상수(Time constant) : 시간상수가 특징인 동적거동(dynamic behaviour)을 갖는 시스템의 경우 5 m/s (10 kt)이상 풍속에서 3초 미만

바람 벡터(vector)(특정 순간에서). 최소한 매초마다 한번씩 바람 벡터가 결정되어야 한다. 규모는 그 순간 풍속 샘플에 의한 특정 순간에 나타나게 되고, 벡터 방향은 그 순간 풍향 샘플로 나타내어져야 한다.

주 - 10m(33ft)에서 측정된 온도 및 상대습도는 지상으로부터 10m(33ft)까지 일정한 것으로 간주한다.

a) 강수가 없어야 한다.

b) 주위 기온은 35°C 이하여야 하고, 지상으로부터 10m(33ft) 지점과 항공기 사이 음향 전파경로 상에서 -10°C 이상이어야 한다.

c) 상대습도는 95% 이하여야 하고, 지상으로부터 10m(33ft) 지점과 항공기 사이 음향 전파경로 상에서 20% 이상이어야 한다.

d) 8 kHz 1/3 옥타브 밴드에서 음향감쇠계수는 지상으로부터 10m(33ft) 지점과 PNLTM에서의 항공기 높이 사이의 음향 전파경로 상에서 2dB/100m이하여야 한다.

주 - 이 부록의 7절은 온도와 습도에 기준한 음향감쇠계수의 계산 방법을 제시한다.

e) 비행기의 경우, 지상으로부터 10m(33ft)지점에서 평균 풍속과 최대 풍속은 각각 6.2m/s(12kt), 7.7m/s(15kt)을 초과해서는 안된다.

f) 비행기의 경우, 지상으로부터 10m(33ft)지점에서 평균 측풍성분과 최대측풍성분은 각 3.6m/s(7kt), 5m/s(10kt)를 초과해서는 안된다.

g) 헬리콥터의 경우, 지상으로부터 10m(33ft)지점에서 평균 풍속은 5.1m/s(10kt)을 초과해서는 안된다.

h) 헬리콥터의 경우, 지상으로부터 10m(33ft)지점에서 평균 측풍성분은 2.6m/s(5 kt)을 초과해서는 안된다.

i) 측정된 소음레벨에 크게 영향을 줄 변칙 기상 혹은 바람 조건이 없어야 한다.

a) 지상에서부터 적어도 비행기 높이까지의 대기는 30m(100ft) 깊이 층으로 나눈다.

b) 2.2.2.5.3 a)항에 규정된 각 층들의 경우, 각각의 1/3옥타브 밴드에 대해 음향감쇠계수를 정한다. 또한,

c) 각 1/3 옥타브 밴드의 경우, 비행기 소음레벨 조정에 사용되는 음향감쇠계수는 2.2.2.5.3 b)에 규정된 개별 층 계수의 평균이어야 한다.

이 절의 목적을 위하여 아래의 정의가 적용된다.

주변소음. 항공기 소음 측정동안에 마이크가 설치된 지역에서 테스트 중인 항공기가 아닌 다른 곳에서 나는 음향 소음.

배경소음. 측정되는 항공기 소음에 영향을 미치거나 방해할 수 있는 시험항공기가 아닌 다른 곳에서 나는 소음이 측정 시스템 내에서 결합된 형태의 소음. 배경소음의 전형적인 요소는 다음을 포함한다.(그러나 여기에 국한되지는 않는다): 마이크가 설치된 지역 주변에서 나는 주변소음; 측정시스템의 구성품으로 인하여 발생되는 열 전자 소음; 아날로그 테이프 기록장치에서 나온 자화 소음(“테이프 소리”); 디지털 변환기에서 양자화 에러에 의해 발생된 디지털 소음. 디지털 소음과 같은 배경소음의 요소는 항공기 소음 신호를 방해할 수 있는 반면, 주변소음 같은 다른 것들은 측정된 항공기 소음 신호를 증폭시킬 수도 있다.

광대역 소음. 주파수 스펙트럼이 연속적(즉, 주어진 범위 안의 모든 주파수에서 에너지가 존재한다.)이고, 어떤 분명한 주파수 성분이 없는 소음(예, 음조)

교정 확인 주파수. ㎐이며, 음향 교정기에 의해 생성되는 사인파 음향 압력 신호의 공칭 주파수

교정 음향 압력 레벨. dB이며, 기준 환경 조건에서 측정 시스템의 전반적인 음향 민감도를 결정하기 위해 사용되는 소리 교정기 연결장치의 홈에서 생성된 소리 압력 레벨

마이크 시스템의 개방 지역 감도 레벨. dB이며, 마이크 시스템의 개방 지역 감도와 파스칼 당 1V의 기준감도 비율에 상용로그(밑 10)를 붙이고 이를 20배 한 값.

마이크 시스템의 개방 지역 감도. V/Pa이며, 특정한 소리 입사각에서 특정 주파수의 사인파 평면 진행 소리파를 위한 것이며, 마이크 시스템의 출력에서 전압의 제곱평균과 부재시 마이크 시스템의 위치에 존재할 수 있는 소리 압력 제곱평균의 비율

레벨 차이. dB이며, 모든 공칭 1/3 옥타브 중간 대역 주파수를 위하여 어떤 레벨 범위에서 측정된 출력 신호 레벨에서 관련 전자 입력 신호 레벨을 뺀 것.

레벨 비선형. dB이며, 언급된 1/3 옥타브 중간 대역 주파수에서 어떤 레벨 범위에서 측정된 레벨 차이에서 관련 기준 레벨 차이를 뺀 것, 동일한 기준 량에 관련된 모든 입/출력 신호

레벨 범위. dB이며, 소리 압력 신호의 1/3 옥타브 밴드 분석과 기록을 위한 측정 시스템에서 제공된 제어 설정에 의하여 결정된 운영범위. 어떤 특정 레벨 범위와 관계되는 상한 경계는 가장 가까운 데시벨로 반올림되어야 한다.

선형 운영 범위. dB이며, 언급된 레벨 범위 및 주파수를 위하여 전체 측정 시스템의 입력으로 가하는 일정한 사인파 전기 신호 레벨의 범위. 마이크 및 마이크 시스템의 어떤 한 부분으로 간주되는 기타 신호 조건 요소는 제외하고(마이크 전치 증폭기는 포함), 하한부터 상한 경계선 까지 규정된 허용한계 내에서 비선형 레벨에 걸치도록 확장한다.

측정 시스템. 소리 교정기, 바람막이, 마이크 시스템, 신호 기록 및 조절 장치, 1/3 옥타브 밴드 분석 시스템을 포함하는 소리압력 레벨의 측정을 위해 사용되는 계기의 조합.

마이크 시스템. 소리 압력 입력 신호에 대응하여 전자 출력 신호를 생산하는 측정 시스템의 구성품이며, 일반적으로 마이크, 전치 증폭기, 확장 케이블, 기타 필요한 다른 장치들을 포함한다.

기준 방향. 각도(°)이며, 마이크 제조사에 의해 지정된 소리 입수 방향. 소리 입수각 0°에서 마이크 시스템의 개방 지역 감도 레벨은 규정된 허용한계 이내이어야 한다.

기준 레벨 차이. dB이며, 언급된 주파수를 위한 전자 입력 신호의 레벨 범위에서 측정된 레벨의 차이. 전자 입력신호는 레벨 범위를 위하여 적절하게 조정된 교정 소리 압력 레벨과 부합한다.

기준 레벨 범위. dB이며, 교정 소리 압력 레벨을 포함하여 측정시스템의 음향 민감도를 결정하기 위한 레벨 범위.

소리 입사각. 각도(°)이며, 마이크의 기본 축과 소리의 근원지로부터 마이크 격판의 중심으로 향하는 선 사이의 각도.

시간 평균 밴드 소리 압력 레벨. dB이며, 특정 1/3 옥타브 밴드에서 언급된 시간 주기 동안 순간적인 소리 압력의 시간 제곱평균과 20 μPa의 기준 소리 압력 제곱의 비율에 상용로그(밑 10)를 붙이고 이를 10배 한 값.

바람막이 추가 손실. dB이며, 언급한 공칭 1/3 옥타브 중간 대역 주파수에서, 그리고 투입된 마이크의 특정 소리 입사각으로서, 마이크 주위에 바람막이를 설치하지 않은 소리 압력 레벨에서 바람막이를 설치했을 때의 소리 압력 레벨을 뺀 것.

측정 시스템의 성능을 규정하기 위한 기준 환경 조건은 다음과 같다.

- 대기 온도23°C

- 정압 101.325 kPa

- 상대 습도50%

a) 바람막이(3.4항 참조)

b) 마이크 시스템(3.5항 참조)

c) 차후 분석을 위해 측정된 항공기 소음 신호를 보관하기 위한 기록 및 재생 시스템 (3.6항 참조)

d) 1/3 옥타브 대역 분석 시스템(3.7항 참조)

e) 규정된 허용 한계 내에서 위 시스템의 음향 민감도를 유지하기 위한 교정 시스템(3.8항 참조)

스치는 입사각정상 입사각감지 요소그림 A2-1 마이크의 소리 입사각 그림

스치는 입사각

정상 입사각

감지 요소

그림 A2-1 마이크의 소리 입사각 그림

| 보통의 입사에서의 마이크 시스템의 무통제 환경 민감도 레벨과 특정화된 소리 입사각(dB)에 있어서의 무통제 환경 민간레벨 사이의 최대 차이점

명목상의 중파대주파수 KHZ | 소리입사 각도

| 30 | 60 | 90 | 120 | 151

표 A2-1 마이크 지향성 반응 요구조건

주 1. 측정시스템 구성품의 선형 레벨은 IEC IEC 61265 : 1995 “전기음향학-항공기 소음의 측정을 위한 계기- 수송급 항공기의 소음 증명에 있어서 1/3 옥타브 밴드 소리 압력 레벨을 측정하기 위한 시스템의 성능 요구기준” 이 IEC 출판물은 Central Office of the International Electrotechnical Commission, 3 rue de Varembe, Geneva, Switzerland 에서 확보할 수 있다. 61265 최신판에 기술된 방법에 따라 시험하여야 한다.

IEC 61265 : 1995 “전기음향학-항공기 소음의 측정을 위한 계기- 수송급 항공기의 소음 증명에 있어서 1/3 옥타브 밴드 소리 압력 레벨을 측정하기 위한 시스템의 성능 요구기준” 이 IEC 출판물은 Central Office of the International Electrotechnical Commission, 3 rue de Varembe, Geneva, Switzerland 에서 확보할 수 있다.

주 2. 현장에서의 구성과 같이 마이크 연장 케이블을 포함하는 것은 필요하지 않다.

a) 50 Hz부터 l0 KHz까지의 공칭 대역 중앙 주파수를 가진 24개의 l/3 옥타브 대역 필터(또는 동등한 것) 세트

b) 기본적으로 1/3 옥타브 필터 대역으로부터의 모든 출력을 제곱하고 평균을 내서, 시간-평균 음향 압력 레벨로서 표시하거나 저장하는 평균화 특성 및 응답

c) SLOW 시간 가중치가 있거나 또는 없는 스펙트럼 분석을 위해, 연속적인 음향 압력 레벨 샘플들 사이의 간격은 500 ms ± 5 ms가 되어야 한다.

d) 판독에 필요한 특정시간 동안에 소리 압력 신호를 처리하지 않는 분석 시스템 또는 분석기의 리셋(초기화)의 경우, 데이타의 손실은 5ms를 초과하지 않아야 한다. 그리고;

e) 분석 시스템은 50Hz이상 최소 12kHz이하에서 실제시간에 운영되어야 한다. 이 요구조건은 다채널의 스펙트럼 분석 시스템의 모든 운영 채널에 적용한다.

IEC 61260 : 1995 “전기음향학-옥타브 대역과 아주 작은 옥타브 대역 필터” 이 IEC 출판물은 스위스 제네바에서 열린 3 rue de Varembe, 국제 전기표준회의의 중앙 사무소에서 받았다.

주1. - 국토교통부장관은 IEC 61260의 1등급 성능 요구조건 대신 2등급에 만족하는 분석시스템 대체 사용을 허용할 수 있다.

주2. - 1/3 옥타브 대역 분석 시스템의 테스트는 IEC 612604에서 명시된 방법에 따라 또는 국토교통부장관에 의해 승인된 동등한 절차에 의해서 또는 관련된 감쇠작용, 반 위신호 필터, 실제 시간 운영, 레벨, 레벨 선형성, 그리고 필터 통합 반응(효과적인 대역폭)을 위하여 만들어져야 한다.

SPLs(i,k) = 10 log [(0.60653) 100.1SPLs [i,(k-1)] + (0.39347) 100.1SPL(i,k) ]

SPLs(i,k)는 모사된 SLOW 가중치 음압 레벨이고, SPL(i,k)는 분석기 결과로부터 k번째의 순간 시간과 i번째의 1/3 옥타브 밴드에 대한 시간 평균 음압 레벨로 결정한 값이다. k=1인 경우, 오른편의 SLOW 가중치 음압 SPLs[i,(k-1=0)]는 0dB로 세팅되어야 한다.

k=4에 대한 연속적인 지수 평균의 대략 값은 다음과 같은 공식처럼 4개의 샘플 평균 처리로 나타내어진다.

SPLs(i,k) = 10 log [(0.13) 100.1SPL[i,(k-3)] + (0.21) 100.1SPL[i,(k-2)] + (0.27) 100.1SPL[i,(k-1)] + (0.39) 100.1SPL[i,k] ]

여기서, SPLs(i,k)는 모사된 SLOW 가중치 음압 레벨이고, SPL(i,k)는 분석기 결과로부터 k번째의 순간 시간과 i번째의 1/3 옥타브 밴드에 대한 시간 평균 음압 레벨로 결정한 값이다.

가중치 계수의 합계는 두개의 방정식에서 1.0이다. 두개의 방적식 중 하나로 계산된 음압평균레벨은 6번째와 그 이후의 0.5초 데이터 샘플을 위하여 또는 데이터 분석 시작 후, 2.5초 보다 큰 시간까지 유효하다.

a) 각 측정된 0.5 초 스펙트럼에서 각 24개 1/3옥타브밴드 음악 레벨은 4.7장에 따라 감지소음으로 변환되어야 한다. noy 값은 조합되어, 감지소음레벨 PNL(k)로 변환되어야 하며, 이때 각 스펙트럼의 PNL(k)은 4.2장의 방법에 따라 k번째 시간에서 측정된다.

b) 각 스펙트럼에서 순음보정계수인 C(k)은 스펙트럼의 불규칙성 존재에 대한 주관적 반응을 고려하여 4.3장의 방법에 따라 계산된다.

c) 순음보정계수는 각 스펙트럼에서 순음보정감지소음레벨 PNLT(k)을 구하기 위해 감지소음레벨에 가산된다.

PNLT(k) = PNL(k) + C(k);

d) PNLT(k) 소음레벨의 시간경과는 최대값 PNLTM과 소음지속을 확인하기 위해 조사되며, PNLTM은 4.4장, 소음지속은 4.5장의 방법에 따라 각각 결정된다.

e) 유효감지소음레벨인 EPNL은 4.6절 방법에 따라 소음지속시간에 대한 PNLT 레벨의 로그(logarithmic) 합계로 결정되며, 지속시간을 10초로 정상화한다.

제1단계. 각각의 1/3 옥타브 대역 SPL(i,k)를 50Hz로부터 10,000Hz까지 환경기술매뉴얼(Doc 9501) 제1권 항공기소음인증 절차 또는 4.7절에 주어진 noy표의 계산공식을 참조하여 감지되는 소음인 n(i,k)로 변환한다.

제2단계. 단계1로 산출한 소음으로 받아들여진 값n(i, k)을 다음의 공식으로 결합한다.

N(k) = n(k)+0.15{[n(i,k)] - n(k)}

= 0.85 n(k) +0.15n(i,k)

여기서, n(k)는 n(i,k) 의 24개 값 중 최대의 것으로서, N(k)는 지각 소음의 총계이다.

제3단계. 전체의 소음으로 받아들여진, N(k)는 다음의 공식에 의하여 지각 소음 기준 PNL(k)에 변환한다.

PNL(k) = 40.0 +

제l단계. 50Hz(밴드번호 1번)에서 시작하는 헬리콥터를 제외하고, 80Hz l/3옥타브 범위 또는(지역번호 3) 의 보정해서 뺀 음압 레벨로로부터 시작해서 나머지의 1/3옥타브 범위의 음압 레벨의 변화(또는 경사)는 다음과 같이 계산한다.

s(3, k) = 수치 없음

s(4, k) = SPL(4, k) - SPL(3, k)

s(i,k} =SPL(i, k) -SPL(i-1, k)

s(24, k) =SPL(24, k) -SPL(23, k)

제2단계. 기울기 변화의 절대 값이 5보다도 큰 경우, 그 기울기 s(i,k) 값 전체를 포함한다.

｜△s(i, k)｜ = ｜s(i, k) -s(i-1, k) ｜ > 5

제3단계.

a) 만약에 전체를 포함한 기울기 s(i,k)의 값이 양수이고, 기울기 s(i-1, k)보다는 대수적으로 큰 경우, SPL(i,k) 를 포함한다.

b) 만약 전체를 포함한 경사 s(i,k)의 값이 0 또는 음수이고, 경사 s(i-1, k)가 양수일 경우, SPL(i-1, k)를 포함한다.

c) 이외의 모든 경우, 음압 레벨 값은 전체로 포함되지 않는다.

제4단계. 새롭게 조정된 음압 레벨인 SPL‘(i, k)은 다음과 같이 계산한다.

a) 전체로 포함되지 않는 음압레벨의 경우, 새로운 음압레벨의 음압레벨에 같게 한다. SPL'(i,k) = SPL(i,k)

b) 범위 l～23 내의 전체로 포함되는 음압레벨의 경우, 새로운 음압레벨은 이 전후의 음압레벨의 산술평균으로 한다.

SPL'(i, k)=(l/2)[SPL(i-1, k) + SPL(i+1, k)]

c) 최고 주파수 범위(i=24)의 음압레벨이 전체로 포함되는 경우, 범위내의 새로운 음압레벨은 다음 값과 같게 한다.

SPL'(24,k) = SPL(23,k) + s(23,k)

제5단계. 새로운 기울기 s'(i,k)는 가상의 25번 범위의 것을 포함하여 다음과 같이 재계산한다.

s'(3,k) = s'(4,k)

s'(4,k) = SPL'(4,k) - SPL'(3,k)

s'(i,k) = SPL'(i,k) - SPL'(i-1,,k)

s'(24,k) = SPL'(24,k) - SPL'(23,k)

s'(25,k) = s'(24,k)

제6단계. 3부터 23의 i에 대한(또는 헬리콥터를 위한 1부터 23까지) 3개의 근접하는 기울기의 산술평균은 다음과 같이 계산한다.

s(i,k) = l/3 [s'(i,k) + s'(i+1,k) + s'(i+2,k)]

제7단계. 최종적인 l/3옥타브 범위의 음압레벨인 SPL"(i,k)은 범위번호 3으로부터 시작하여(또는 헬리콥터를 위하여 범위번호 1번부터) 범위번호 24까지 진행하여서 다음과 같이 계산한다.

SPL"(3,k) = SPL(3,k)

SPL"(4,k) = SPL"(3,k) + s(3,k)

SPL"(i,k) = SPL"(i-1,k) + s(i-1,k)

SPL"(24,k) = SPL"(23,k) + s(23,k)

제8단계. 원-음압레벨과 최종 광대역 음압레벨간의 차이 F(i,k)는 다음과 같이 계산한다.

F(i,k) = SPL(i,k) - SPL"(i,k)

그리고 1.5배 이상 또는 같은 값인 경우에만 기입한다.

제9단계. 관련된 1/3옥타브 범위(3～24)의 각각에 대해서는 음압레벨의 차이F(i,k)와 표2-2로부터 순음보정계수를 결정한다.

제l0단계. 단계 9에서 결정된 순음보정계수의 가장 큰 것을 C(k)로 나타낸다. 순음보정절차의 예는 유효감수소음 수준 표준계산에 사용하는 기준표와 관련한 환경기술규범(Doc 9501) 제1권 항공기 소음인증 절차에서 주어진다.

감지되는 순음보정소음레벨인 PNCT(k)는 C(k)에 PNL(k)를 더하여 구한다.

PNLT(k) = PNL(k) + C(k)

k번째가 증가되는 모든 시간에서 모든 i번째 1/3 옥타브 범위의 경우, 순음보정계수는 실제 순음(항공기 소음이 외의 스펙트럼 불규칙)이 아닌 어떠한 것으로부터의 결과로 간주 된다. 추가적으로, 분석은 1/3 옥타브보다 대역너비가 좁은 필터를 사용한다. 좁은 대역 분석이 이 같은 의심을 확증하는 경우, 광대역 음압 레벨에 대한 개정 값인 SPL"(i,k)는 좁은 대역 분석으로부터 결정되어야 하고 특별한 l/3옥타브 범위는 개정된 순음보정계수 계산하는 것에 사용하여야 한다.

순음 보정 C, db레벨 차이, F, db표 A2-2. 순음보정요소

순음 보정 C, db

레벨 차이, F, db

표 A2-2. 순음보정요소

주파수 f, Hz | 레벨 차이 F, dB | 순음보정 C, dB

50 f < 500 | 11/2* F < 3 3* F<20 20 F | F/3 - 1/2 F/6 31/3

500 f 5000 | 11/2* F < 3 3* F<20 20 F | 2F/3 - 1 F/3 62/3

5000 < f 10000 | 11/2* F < 3 3* F<20 20 F | F/3 - 1/2 F/6 31/2

* 4.3.1의 단계 8 참조

그러한 일이 발생되지 않은 경우,

또는 이 같은 일이 발생된 경우, 소리가 하나의 1/3옥타브 밴드에 완전히 녹음이 되어서 소리 보정이 그 값에 맞추어졌었다는 것.

Cavg = [C(kM-2) + C(kM-1) + C(kM) + C(kM+1) + C(kM+2)] / 5

If Cavg > C(kM), then ΔB = CavgC(kM) and

PNLTM = PNLT(kM) + ΔB

a) PNLT-10dB보다 큰 PNLT(k)의 최초 값을 확인한다. 이 값과 선행 지점에 대한 PNLT값을 비교하고, 두 지점 중 PNLTM-10dB에 가까운 값을 갖는 지점을 최초 10dB 감소(-down) 지점으로 인정하고, 증가분은 kF로 지정하고,

b) PNLTM-10dB보다 큰 PNLT(k)의 최종 값을 확인하고, 이 값과 후속지점에 대한 PNLT의 값을 비교한다. 두 지점 중 PNLTM-10dB에 가까운 값을 갖는 지점을 최후 10dB 감소(-down) 지점으로 인정하고, 증가분은 kL로 정한다.

주- 그림 A2-2는 최초와 최후의 10dB 감소(-down) 지점, kF 및 kL을 설명한다.

그림 A2-2 상공통과 비행소음 시간 경과의 예

EPNL

EPNL

to=10, Δt = 0.5d인 경우, 상기 수식은 다음 식으로 간소화될 수 있다.

EPNL

a) 직선 (M(b), M(c), M(d) 및 M(e)) 기울기

b) SPL축에 대한 SPL(b) 및 SPL(c) 선의 절편

c) 불연속 좌표 SPL(a)와 log n(a) : SPL(d)와 log n = -1.0 ; SPL(e)와 log n = log (0.3)

a) SPL ≥ SPL(a)

n = antilog {M(c) [SPL - SPL(c)]}

b) SPL(b) ≤ SPL< SPL(a)

n = antilog {M(c) [SPL - SPL(b)]}

c) SPL(e)≤ SPL < SPL(b)

n = 0.3 antilog{M(e) [SPL - SPL(e)]}

d) SPL(d) ≤SPL < SPL(e)

n = 0.1 antilog{M(d) [SPL - SPL(d)]}

그림 A2-3. 음압레벨의 함수로써 지각된 소음인지된 소음의 대수Slope=기울기소리 압력 레벨 SPL

그림 A2-3. 음압레벨의 함수로써 지각된 소음

인지된 소음의 대수

Slope=기울기

소리 압력 레벨 SPL

표 A2-3 수학적으로 계산된 noy 값들의 상수

표 A2-3 수학적으로 계산된 noy 값들의 상수

a) 대기온도 및 상대습도;

b) 최대/최소 풍속 및 평균 풍속; 그리고

c) 대기압.

a) 항공기, 엔진, 프로펠러 또는 로터의 형식, 모델명, 일련번호(해당하는 경우)

b) 항공기의 크기 및 엔진과 로터의 위치;

c) 각 시험비행마다 비행기의 중량과 무게중심

d) 플랩, 착륙장치 위치, 프로펠러 피치각과 같은 항공기 형상

e) 보조동력장치(사용한 경우)

f) 엔진 블리드의 상태

g) 지시된 대기속도 km/h(knots);

h) 1) 제트 항공기의 경우: 추력, 엔진압축비, 제트배기온도, 또는 비행기의 계기 및 제조자의 데이터에 의해 결정된 압축기축 회전속도

2) 프로펠러 구동 비행기의 경우: 제동마력과 잔류추력 또는 동등한 축마력 측면에서의 엔진성능, 또는 비행기의 계기 및 제조자의 데이터에 의해 결정된 엔진토크와 프로펠러 회전속도

3) 회전익 항공기의 경우 : 각 시험 중의 rpm에서의 엔진 성능 및 로터 속도

i) 각 시험 중의 항공기의 비행경로 및 지상 측정 속도

j) 항공기의 소음특성에 영향을 미치는 감항당국으로부터 승인된 항공기의 개조사항 또는 비-표준장비

a) 각 기준 마이크 지점으로부터 추출한 값을 이용하여 각 비행단계별 산술평균을 계산한다.

b) a)에 명시된 값과 연관된 90퍼센트 신뢰한계를 이용한 각 적절한 기준조건(이륙, 영공통과 및 접근)에 대한 제반 산술평균 산정.

주 - 90%의 신뢰간격을 계산하는 방식은 신뢰간격 계산에 관한 환경기술규범(Doc9501) 제1권 항공기소음인증 절차에 수록되어 있다.

는 표 A2-4에서, f0는 표 A2-5에서 주어진다.

α(ι) dB/100m에서 감소계수

T는 기온 ℃

RH는 %로 표시되는 상대습도

δ | η(δ) | δ | η(δ)

2차 방정식의 보간법의 용어가 필요할때마다 사용되어야함.

표 A2-4 의 값

1/3 옥타브 밴드의 중앙 주파수(Hz) | f0 (Hz) | 1/3 옥타브 밴드의 중앙 주파수(Hz) | f0 (Hz)

50 | 50 | 800 | 800

63 | 63 | 1000 | 1000

80 | 80 | 1250 | 1250

100 | 100 | 1600 | 1600

125 | 125 | 2000 | 2000

160 | 160 | 2500 | 2500

200 | 200 | 3150 | 3150

250 | 250 | 4000 | 4000

315 | 315 | 5000 | 4500

400 | 400 | 6300 | 5600

500 | 500 | 8000 | 7100

630 | 630 | 10000 | 9000

표 A2-5 f0의 값

시험 및 기준조건을 위한 비행경로는 지형, 대지속도 그리고 비행기의 경우 엔진 소음레벨 결정을 위한 엔진 소음성능 변수로 설명된다. 이상적인 항공기의 비행경로는 비행기의 경우 8.1.1항 그리고 헬리콥터의 경우 8.1.2항에 명시되어 있다.

주 - 8.1.1항 및 8.1.2항에 언급된 소음비행경로는 부록2의 2.3.2항의 요건에 따라 정의된다.

그림 A2-4는 최대출력 측면최대출력소음측정지점에서 비행기의 이륙소음 측정을 위한 비행경로를 나타낸다.

a) A지점은 비행기가 이륙을 위한 출발지점이고 B지점은 최대출력 이륙지점이다. B지점과 C지점은 상승각을 증가시키는 지점이고 F지점은 비행경로의 종료지점이고 C지점부터 F지점까지 상승각이 일정하다.

b) K2L과 K2R 지점은 각각 제트비행기의 이륙소음이 최대가 되는 좌우측 측면소음 측정지점으로 활주로 중심선의 직각선에서 명시된 거리만큼 떨어진 지점이다. K4는 프로펠러 구동 비행기의 최대출력 소음측정 지점으로 비행기가 명시된 고도에 있을 때 상승경로 상의 지면에서 활주로에 수직으로 위치한 소음측정지점이다.

그림 A2-4 비행기의 측면 최대출력 기준경로

그림 A2-5는 상공소음측정지점에서 비행기의 이륙소음을 측정하는 비행경로를 나타낸다.

a) A지점은 비행기가 이륙을 위한 출발지점이고 B지점은 최대출력 이륙지점이다. B지점과 C지점은 상승각을 증가시키는 지점이다. C지점부터 D지점까지 상승각이 일정하고 D지점은 출력 또는 추력을 감소시키는 지점이다. E지점은 추력 또는 출력과 상승각이 다시 안정화되어 소음 비행경로 종료지점인 F까지 일정한 각도로 상승하는 시작지점이다.

그림 A2-5. 비행기의 상공비행 기준경로

주 - 상공비행경로에서 C지점부터 D지점까지 일정한 상승각으로 추력 또는 출력감소 없이 비행할 수 있다.

b) K1 지점은 상공 소음측정지점이며, AK1 지점은 출발지점으로부터 상공소음측정지점까지 명시된 거리이다.

그림 A2-6은 비행기의 접근비행 시 소음측정을 위한 비행기의 접근절차의 비행경로를 나타낸다.

a) G지점은 명시된 활공각도로 안정된 초기지점이며, H지점과 I지점을 통하여 활주로 표면상의 J지점에서 터치다운한다.

b) K3지점은 접근 소음측정지점이며, K3O는 소음측정지점으로부터 활주로말단 시작지점까지의 거리이다.

주 - 비행기의 접근 소음측정 중 기준점은 ILS 안테나가 되어야 한다.

그림 A2-6. 기준 비행기 접근 프로파일 특성

그림 A2-7은 이륙 소음측정지점에서 소음을 측정하기 위한 헬리콥터 이륙절차 비행경로를 나타낸다.

a) A 지점은 헬리콥터가 수평비행 중 VY 속도로 안정된 초기지점이고, 헬리콥터는 A 지점으로부터 최대출력으로 상승이 시작되는 B 지점까지 연속비행을 한다. 상승비행은 X지점을 통과하여 소음 비행경로가 종료되는 F지점까지 상승비행이 유지된다.

b) K1 지점은 이륙소음측정지점이며, NK1은 상승 시작지점으로부터 이륙 기준 소음측정 지점까지의 명시된 거리이다. K1'과 K1" 지점은 이륙비행 궤적 TM에 대하여 직각인 K1′K1″부터 K1까지의 선상에 있고 K1의 좌우측에 명시된 거리만큼 떨어진 소음측정 지점이다.

주 - 실질적으로 이륙출력이 가해지는 지점은 B지점 이전이 되어야 한다.

그림 A2-8은 상공비행 소음측정지점에서 소음측정을 위한 헬리콥터 상공비행 경로를 나타낸다.

a) 헬리콥터는 D지점에서 수평비행 중 안정화되어 상공소음측정지점인 K2지점의 상공인 W지점을 통과하여 소음비행경로 종료지점인 E지점까지 비행한다.

그림 A2-7 헬리콥터 이륙 기준경로

그림 A2-8 헬리콥터 상공비행 기준경로

b) K2지점은 상공비행 소음측정지점이며, K2W는 상공비행 소음측정지점 위쪽의 헬리콥터의 고도이다. K2'과 K2" 지점은 K2의 좌우측에 위치하고, 상공비행 경로 RS와 수직으로 만나는 K2'K2" 에서부터 K2 지점을 지나는 선상에 위치한 소음측정지점이다.

K2'과 K2" 에서부터 K2 지점에 걸쳐

그림 A2-9는 접근비행 소음측정지점에서 소음측정을 위한 헬리콥터 접근비행 경로를 나타낸다.

a) G지점은 명시된 활공각도로 안정된 초기지점이며, H지점과 I지점을 통하여 활주로 표면상의 J지점에서 터치다운한다.

b) K3지점은 접근 소음측정지점이며, K3H는 접근비행 소음측정지점으로부터 명시된 헬리콥터의 고도이다. K3' 및 K3" 지점은 K3의 좌우측에 위치한 소음측정지점으로 접근비행경로와 지면에서 수직을 이루는 K3 지점이 지나는 선 상의 명시된 거리만큼 떨어진 지점이다.

주 - 측정비행경로의 부분은 2.3.2항의 요건에 따라 정의된다.

그림 A2-9. 헬리콥터 접근비행 기준경로

a) XY 는 측정 비행경로부분(그림 A2-10 a))을 나타내고 XrYr은 이에 대응하는 기준비행경로를 나타낸다.

b) K 지점은 실제 소음측정지점이고 Kr 지점은 기준 소음측정지점을 나타낸다. Q지점은 측정되는 비행경로상의 항공기 위치로 소음이 방사되고 K 지점에서 PNLTM 값으로 측정되는 위치이다. QK 선분과 비행방향 사이의 측정된 각도를 θ라 하고 소리 방사각이라 한다. Qr은 기준비행경로 상에서 해당되는 위치로 QrKr과의 각도도 θ라 한다. QK과 QrKr은 각각 측정, 기준 소리전달경로이다.

주 - 이 상황은 비행기의 상공비행과 접근비행 시에 적용되며, 프로펠러 구동 비행기의 경우 측면 최대출력 소음측정에 적용되고, 헬리콥터의 경우 이륙, 상공비행, 접근비행 중 중심 마이크의 소음측정에 적용된다.

a) XY 는 측정 비행경로부분(그림 A2-11 a))을 나타내고 XrYr은 이에 대응하는 기준비행경로를 나타낸다.

b) K 지점은 실제 소음측정지점이고 Kr 지점은 기준 소음측정지점을 나타낸다. Q지점은 측정되는 비행경로상의 항공기 위치로 소음이 방사되고 K 지점에서 PNLTM 값으로 측정되는 위치이다. QK 선분과 비행방향 사이의 측정된 각도를 θ라 나타내고 소리 방사각이라 한다. QK 선분과 지면과의 각도를 ψ로 나타내며, 고도각이라 한다. Qr은 기준비행경로 상에서 해당되는 위치로 QrKr과의 각도도 θ라 하며, 비행기의 경우 QrKr과 지면과의 각도를 ψR 라 하고 ψ and ψR의 차이는 최소화 된다.

주 - 이 상황은 제트엔진 비행기의 최대출력 측면소음 측정시와 헬리콥터의 경우 이륙, 상공비행 및 접근비행 중 소음측정 시 측면에 위치한 두 개의 마이크로폰에 적용된다.

주 - 헬리콥터 소음측정의 경우 ψ and ψR 사이의 차이가 최소화될 필요는 없으나, 이 각도는 결정되어 보고되어야 한다.

a) 마이크로폰과 상대적인 비행경로 및 속도

b) 공기 중 소음흡수율

c) 소음원

그림 A2-10. 비행경로 하단에 위치한 마이크로폰 소음레벨에 영향을 미치는 경로특성

주 - 통합된 방법은 간략화된 방법과 동등할 경우 국토교통부장관에 의해 승인될 수 있다.

그림 A2-11. 측면에 위치한 마이크로폰 소음레벨에 영향을 미치는 경로특성

a) 상공비행의 경우 8.3.1항에 따른 간략화된 방법으로 계산된 EPNLR 값과 4.1.3항의 절차에 따라 측정되어 계산된 EPNL 값과의 절대수치 차이 값은 8EPNdB 이상이다.

b) 접근비행의 경우 8.3.1항에 따른 간략화된 방법으로 계산된 EPNLR 값과 4.1.3항의 절차에 따라 측정되어 계산된 EPNL 값과의 절대수치 차이 값은 4EPNdB 이상이다.

c) 상공비행과 접근비행의 경우 8.3.1항에 따른 간략화된 방법으로 계산된 EPNLR 값은 Chapter 3, Part 2의 3.4항에 명시된 최대소음레벨 보다 1 EPNdB 이상이다.

주 - Part 2, Chapter 3, 3.7.6항에서는 제한사항들을 명시하고 있으며, 제한사항은 EPNL 값과 EPNLR 값의 상이한 정도 및 사용되는 조정방법과 상관 없이 최종 EPNLR 값을 최대허용소음레벨 값에 근접화시키는 방법에 관한 것이다.

a) △1 – 시험조건과 기준조건 하에서 PNLTM 스팩트럼의 차이에 대한 조정 값 - 8.3.2항 참조

b) △peak – 기준조건으로 조정되고 측정데이터로부터 EPNL의 계산에서 확인된 두 번째 피크값에 대한 PNLT가 조정된 PNLTM 값의 PNLT 보다 클 경우 이에 대한 조정 값

c) △2 – 마이크로폰에 상대적인 항공기의 기준위치 및 속도와 시험위치 및 속도간의 차이점을 고려한 소음 지속시간의 차이점에 대한 조정 값 - 8.3.4항 참조

d) △3 - 소음원 발생 메커니즘 상의 차이점에 대한 조정 값 – 8.3.5항 참조

SPLR(i) = SPL(i) + 0.01 [α(i) –αR(i)] QK

+ 0.01 αR(i) (QK –QrKr)

+ 20 log (QK/QrKr)

- 0.01 [α(i) – αR(i)] QK항은 α(i)와 αR(i)가 7절에서 얻어진 시험대기 조건과 기준 대기조건에 대한 계수이기 때문에 소음흡수로 인한 소음감쇄율의 변화 영향성을 고려하는 것이다.

- 0.01 αR(i) (QK –QrKr)항은 대기흡수로 인한 소음 감쇠율에 대한 소음 전파 경로길이의 변화에 대한 영향성을 고려하는 것이다.

- 20 log (QK/QrKr)항은 소음의 구형 확산(“역제곱”법이라 한다)으로 인한 소음 전파 경로 길이의 변화에 대한 영향성을 고려하는 것이다.

- QK과 QrKr은 미터단위로 측정되고, α(i)와 αR(i)는 dB/100m의 형태로 구해진다.

주 - 위치와 거리는 그림 A2-10과 A2-11을 참조

PNLTMR = PNLTR(kM) + △B

조정항 △1은 다음과 같이 계산된다.

△1 = PNLTMR –PNLTM

△peak = PNLTR(kM2) –PNLTMR

PNLTR(kM2)은 2차 피크값 중 최대값의 기준조건에서의 PNLT 값이다. PNLTMR 값은 PNLTM 순간의 기준조건에서의 PNLT 값이다.

△2 = -7.5 log (QK/QrKr) + 10 log (VG/VGR)

VG는 시험지상속도이다. (시험속도의 수평성분)

VGR은 기준지상속도이다. (기준시험속도의 수평성분)

주 - 상수 -7.5와 10은 동급의 인증 받은 비행기 및 헬리콥터의 대표 모델로부터 경험적으로 결정된 상수이다. 이 상수들은 각각 거리 및 속도로 인하여 발생하는 소음 지속시간 변화가 EPNL에 미치는 영향성을 고려한 것이다.

이러한 조정변수들은 제트비행기의 경우 엔진 소음성능 변수인 μ(저압팬속도, 엔진추력 또는 엔진 압력비), 프로펠러구동 비행기의 축마력 및 프로펠러 헬리컬 팁 마하수, 헬리콥터의 경우 상공비행 중 전진 로터블레이드 팁 마하수가 포함될 수 있다. 조정은 인증당국이 승인한 제작사의 데이터로부터 결정되어야 한다.

주 - 제트추진 비행기의 대표 데이터는 엔진 소음성능 매개변수인 μ 대비 EPNL의 곡선을 나타내는 그림 A2-12에 제시되어 있다. EPNL 데이터는 모든 관련 기준조건(비행기 중량, 속도, 고도 및 기온)과 장착엔진 소음과 비행매뉴얼 기준엔진 소음의 차이에 대한 각 μ 값에 대하여 조정된다.

모든 다른 관계된 참조조건으로 수정된 커브 엔진통제 매개변수 실험 기준

모든 다른 관계된 참조조건으로 수정된 커브

엔진통제

매개변수

실험

기준

그림 A2-12. 소음원 조정

주 - 제트 소음원에 대한 영향성 조정값을 결정하고 적용하는 절차는 Doc 9501 VolⅠ“Procedures for the Noise Certification of Aircraft, concerning noise data adjustments for test at high altitude sites”에 제시되어 있다.

a) 기준 값으로부터의 속도 편차

b) 기준 값으로부터의 로터속도 편차

c) 기준 값으로부터의 온도 편차

이러한 조정은 전진 블레이드 팁 마하수 대비 PNLTMR의 민감도 곡선을 사용해서 정해진다. 조정은 대체 매개변수 또는 인증당국이 승인한 매개변수를 사용하여 이루어질 수 있다.

주1. - 소음측정 시험 중 전진 블레이드 팁 마하수의 기준 값 또는 인정된 기준 소음 관련 매개변수를 얻을 수 없는 경우, 데이터가 적절한 범위의 값들을 포함하여 제공되고 소음관련 매개변수를 인증당국이 인정하는 경우 민감도 곡선의 외삽이 허용된다. 전진 블레이드 팁 마하수 또는 인정된 소음 관련 매개변수는 측정된 데이터로부터 계산되어야 한다. PNLTMR의 개별 곡선 대비 전진 블레이드 팁 마하수 또는 다른 인정된 소음 관련 매개변수는 각 시험비행의 방향에 관하여 정의된 3개의 인증 마이크로폰 위치, 중심선, 좌측선 및 우측선 각각에 대하여 유도되어야 한다.

주2. - 전진블레이드의 익단 마하수는 진대기속도, 탑재 외기온도계 및 로터속도를 통해 계산되어야 한다.

간략화된 방법을 사용하여 기준조건에서의 EPNL 값인 EPNLR 값은 다음과 같이 EPNL 값에 8.3.2항부터 8.3.5항에서 확인된 조정값을 합산하여 구할 수 있다.

EPNLR = EPNL + △1 + △peak + △2 + △3

제트비행기의 측면소음레벨을 결정하는데 있어 다음과 같이 소음 불균형을 고려해야 한다. (Chapter 3, 3.3.2.2)

- 소음불균형 측정 지점이 최대소음레벨이 측정되는 지점에서 반대지점일 경우, 인증소음레벨은 이 두 값의 평균값을 취할 수 있다. (그림 A2-13 a 참조)

- 그렇지 않을 경우 양쪽지점 상에서 비행기의 고도가 같고 소음의 편차가 있는 것으로 간주되어야 한다(그림 A2-13 b, 양쪽 면에서의 고도 대비 일정한 소음의 차이). 소음인증레벨은 이러한 두 선 사이에서 최대 평균값이 되어야 한다.

a) 각 시험당일의 데이터지점과 관련된 스팩트럼인 PNLT(k)는 기준조건에 대하여 대기흡수로 인한 감소와 구형 소음퍼짐에 대하여 조정된다. 8.4.2.1항 참조

b) 기준 값인 PNLTR(k) 값은 각각의 1/3 옥타브밴드 스팩트럼에 대하여 계산되어 진다. 8.4.2.2항 참조

c) 최댓값인 PNLTMR 값과 10dB 아래의 처음과 마지막 지점은 PNLTR 시리즈에서 결정된다. 8.4.2.3항과 8.4.3.1항 참조

d) 유효지속시간인 δtR(k) 값은 각각의 PNLTR(k) 지점에 대하여 계산되어지며, 이후 기준 소음지속시간이 결정된다. 8.4.3.2항과 8.4.3.3항 참조

e) 통합 기준조건에서의 유효값인 EPNLR 값은 지속시간 10초로 노멀라이즈 된 PNLTR(k) 로그수의 합으로 결정된다.

f) 소음원의 조정이 결정되고 적용된다. 8.4.5항 참조

그림 A2-13. 횡적 비대칭 조정

주 - 시험조건과 기준조건과의 차이로 인하여, 최대 PNLTR 값은 PNLTM과 관련된 데이터지점에서 발생되어서는 안된다. PNLTMR 값은 PNLTM과 독립적으로 결정된다.

δtR(k) = [ ( tR(k) - tR(k-1) ) + ( tR(k+1) - tR(k))] / 2

- tR(k) : PNLTR(k) 시간

- tR(k-1) : PNLTR(k) 이전의 데이터지점인 PNLTv(k-1) 시간

- tR(k+1) : PNLTR(k) 이후의 데이터지점인 PNLTR(k+1) 시간

주 1 - 시험조건과 기준조건 사이의 비행경로 형태, 속도 및 음속의 차이로 인하여, 기준비행경로로 투영되는 PNLTR(k)의 시간인 tR(k) 값은 불규칙적 시간간격으로 변할 수 있다.

주 2 - 기준 데이터 지점의 상대 시간 tR(k) 값은 기준 항공기속도인 VR과 기준비행경로에서의 지점 사이의 거리를 사용하여 결정될 수 있다.

주 3 - Environmental Technical Manual (Doc 9501), Volume I —Procedures for the Noise Certification of Aircraft에는 기준 시간의 데이터지점을 위한 유효 지속시간 δtR(k) 값의 결정을 포함하여 통합 절차를 수행하는데 필요한 추가적인 방법이 제시되어 있다.

EPNLR

- 기준 시간인 t0는 10초

- kFR과 kLR는 8.4.3.1항에 정의된 것과 같이 10dB 아래의 첫 지점과 마지막 지점

- δtR(k)는 각각의 기준조건 PNLTR(k) 값의 8.4.3.3항에 정의된 것과 같이 유효지속시간임.

주 - 제트 소음원에 대한 영향성 조정계수의 결정을 위한 절차는 Environmental Technical Manual (Doc 9501), Volume I - Procedures for the Noise Certification of Aircraft, concerning noise data adjustments for test at high altitude sites에 제시되어 있다.

부록 3. 8,618㎏을 초과하지 않는 프로펠러 구동 비행기의 소음증명에 대한 소음평가방법 - 1988.11.17 이전에 형식증명신청서가 제출된 비행기

주l. - 이 소음평가 방법은 다음 것을 포함한다

a) 소음증명시험 및 측정조건

b) 지상에서의 비행기 소음측정

c) 국토교통부장관에 대한 자료의 보고 및 측정자료의 수정

주2. - 상기 방법중 주어져 있는 지시와 방법은 승락 시험중의 일치를 확보해 여러 지리적 장소에서 행해진 각종 형식의 비행기 시험치들을 비교하도록 명확히 기술되어 있다. 이 방법은 Part 36, 제6장 조항내에 있는 비행기에 대해서만 적용한다.

이 절은 소음증명 시험이 실시되는 조건과 시험이 행해지는 비행기가 발생하는 소음에 대한 측정에 사용되는 측정방식을 규정해 놓고 있다.

a) 비 또는 강수가 없을 것

b) 상대습도는 95%이하, 20%이상이며 주변온도는 지상 1.2m(4ft)에서 35%이하와 2℃ 이상일 것 다만 관련습도에 대해서 그려진 온도의 도표상에 2℃ 와 60% 간의 35℃와 20%간의 직선보다 밑으로 떨어진 온도와 관련 습도를 조합해서 제외 시켜야만 한다.

c) 지상 1.2m(4ft) 높이의 풍속은 5m/s(10kt)를 초과하지 않아야 하고, 측풍은 2.5m/s(5kt) 이내여야 한다. 비행은 정풍과/배풍이 지상 1.2m(4ft)에서 동일한 수치로 행해져야 한다.

d) 국토교통부장관이 지정한 측정지점에서 소음을 기록할때 비행기의 소음레벨에 현저한 영향을 주는 온도의 변화 또는 이상기상 상태가 아니어야 한다.

a) 3.3항에 기재된 측정과 병행하여 분석 시스템의 정도에 일치한 주파수 반응을 가진 마이크로폰

b) 측정중의 음에 대한 방해를 최소로 하는 삼각대 또는 동등한 마이크로폰 지지대

c) 3.3항의 반응 및 정밀도 요건과 동등한 기록 및 재생장치의 특성 주파수 반응 및 동적거리

d) 정현파 또는 이미 알고 있는 음압레벨을 가진 광대역 소음을 사용하는 음향정기. 만약 광대역 소음이 사용될 때 그 신호는 과부하가 아닌 신호레벨에 대해 평균 및 최대 제곱평균(rms)으로 기재되어야 한다.

수정된 것처럼 3 rue de Varembe, 제네바, 스위스 국제 전기 협의회의 중앙 사무소에서 가능한 것으로 판단됨

a) 기온 및 상대습도

b) 최대, 최소 및 평균풍속

a) 비행기, 발동기 및 프로펠러의 형식, 모델 및 제조번호

b) 그 비행기의 소음특성에 영향을 줄 가능성이 있는 개조

c) 승인된 최대 이륙중량

d) 각 상공비행에 대해 적정하게 교정된 계기로 결정된 통과비행고도에 있어서 대기속도 및 기온

e) 각 상공비행에 대해 적정하게 교정된 계기로 결정된 각종 다양한 압력 또는 출력으로써 발동기 성능 일분마다 회전수에 의한 프로펠러의 속도, 기타 관련된 매개 변수

f) 지상으로부터 비행기의 고도(2.3.2 참조)

g) 위의 4.1.5 d) 및 e)에 관계되는 기준상태에 대응하는 제작사의 자료

헬리컬 팁 마하수가 0.80이상이고 기준마하수의 0.005 이내인 경우 반드시 보정이 필요하지는 않는다. 헬리컬 팁 마하수가 기준출력의 10%이내인 경우에는 출력에 의한 음원변화에 대한 보정은 없다. 고정 핏치 프로펠러 구동비행기에 대해서는 출력변경에 대한 보정을 행해서는 아니 된다.

만약 프로펠러 헬리컬 팁 마하수가 기준조건에서의 출력변화가 이것들의 제약이외의 것이라면 실제의 시험비행기가, 또한 증명중의 비행기로서 운용되고 있는 같은 발동기와 프로펠러를 가진 유사한 형태의 비행기로서 개발된 데이타를 기초로한 보정은 비행기의 소음증명 방식의 이용에 관한 환경기술 매뉴얼(Doc 950l) 의 제4.1절에 기재된 것과 같이 사용되어져야 한다.

위식의 D15 = 최대증명이륙중량 및 최대이륙 출력으로 15m에 도달 할 때까지의 이륙거리(포장활주로)

Best R/C = 최대증명이륙중량 및 최대이륙출력에 있어서 최대 상승비

VY = 최대이륙출력은 Best R/C에 상당하는 상승속도로서 같은 단위로 나타낸다.

부록 4. 최대이륙중량 3,175㎏을 초과하지 않는 헬리콥터의 소음증명 평가방법

주l. - 이 소음평가 방법은 다음을 포함한다.

a) 소음증명시험 및 측정조건;

b) 측정된 소음 데이터에서 실효감수 소음레벨의 계산;

c) 지상에서 얻은 헬리콥터 소음의 측정;

d) 비행시험 결과의 보정;

e) 국토교통부장관에 대한 데이터의 보고.

주2. - 이 방법중에 나타난 지형 및 방식은 승락시험중의 균일성을 확립하기 위해 각종 지리적 장소에서 실시된 각종형식의 헬리콥터 시험의 비교를 가능케 하기 위해 명확히 기술되어 있다. 이 방법은 헬리콥터에만 적용된다.

이 절은 소음증명이 실시되는 조건과 기상 및 비행경로의 측정방식이 사용되는 조건을 규정하고 있다.

a) 비 또는 강수가 없을 것.

b) 상대습도가 95%이하 20%이상 이어야 하며, 지상 1.2m에서 10m 사이에서 대기온도가 35℃이하 2℃ 이상이어야 한다.(측정하는 곳이 공항 기상 측정 장비의 2,000m안에 있다면 공항의 보고된 온도와 상대습도, 풍속이 사용될 것임.)흡수율을 나타내는 온도와 습도의 혼합도는 8KHz 1/3옥타브 폭내에서 10dB/100m보다 커서는 안된다. 온도와 상대습도의 기능에 따른 흡수율은 부록2의 7절 또는 SAE ARP 866A에 명시되어 있다.

주 - 온도와 상대습도 함수로 정의되어지는 흡수계수는 부록 2 7절 또는 SAE ARP 866A에 제시되어 있다.

c) 지상 위 1.2m(4ft)와 10m(33ft)사이의 높이에서 평균풍속은 5.1m/s(10kt)를 초과하지 않아야 하며 평균 측풍 성분은 2.6m/s(5kt)를 초과하지 않아야 한다.

d) 국토교통부장관이 지정한 측정지점에서 소음을 기록할 때 소음레벨에 현저한 영향을 주는 기상 상태가 아니어야 한다.

주- 해당 기상 조건은 부록 2 2.2.2.1항에 제시되어 있다.

주 - LASmax는 시험 중 측정된 A-주파수-가중 S-시간-가중 음향레벨의 최대값으로 정의된다.

LAE= 10

t0는 1/2의 기준 적분시간과 은 적분구간이다.

LAE= 10

LAS(k)는 순간 시간 k-th 에서 측정된 A주파수-가중S-시간-가중 음향 레벨에 따른 시간이며, kF와 kL은 k의 각 처음과 마지막 증가분이며, △t는 샘플 사이의 증가 시간이다.

음향측정시스템은 다음에 상당하는 승인된 장치로 구성되어야 한다

a) 4.3에 기술된 측정 및 분석시스템 정확도와 맞는 주파수 응답을 가진 마이크로폰 시스템;

b) 측정되는 음향과의 간섭을 최소화하는 삼각대 또는 유사한 마이크로폰 받침대;

c) 4.3에서 요구된 응답 및 정확도 요구조건에 맞는 기록 및 재생장비의 특성; 그리고

d) 4.3을 만족하는 기존에 알고있는 광대역 소음 또는 정현파를 사용하여 음향 교정 장치.

또한 SEL은 부록 2 3절을 만족하는 측정치를 사용한 3.3항의 방정식으로 부터 얻어지는 1/3 옥타브 밴드 데이터로부터 계산되어 질 수 있다. 이 경우, 1/3 옥타브 밴드 음압 레벨은 IEC 표준 61672-12) IEC 61672-1 : 2002 entitled "Electroacoustics-Sound level meters-Part I: Specifications" 제네바, 스위스 국제 전기 협의회의 중앙 사무소에서 입수 가능에서 제시한 A 가중 값에 의거 측정되어야 한다.

2) IEC 61672-1 : 2002 entitled "Electroacoustics-Sound level meters-Part I: Specifications" 제네바, 스위스 국제 전기 협의회의 중앙 사무소에서 입수 가능

주- 국토교통부장관은 현 IEC 표준의 1종 또는 2종 장비 사용을 승인할 수 있다. 또는 신청자가 국토교통부장관으로부터 소음증명에 사용하도록 승인을 받은 이력이 있음을 증명할 수 있는 경우, 이전 표준을 만족하는 I 형식의 장비도 사용할 수 있다. 본 사항은 3.3항의 방정식을 사용하는 SEL을 위한 음향 레벨 미터 및 그래픽 레벨 레코더의 사용을 포함한다. 또한 국토교통부장관은 소음증명에 사용하도록 승인을 받은 이력이 있음을 증명할 수 있는 경우, 이전 IEC 561 표준을 만족하는 자기 테이프 레코더의 사용을 승인할 수 있다.

주- 디지털 오디오 레코더는 일반적으로 주파수 응답이나 레벨 민감도를 지시하지 못하므로 4.4.2항의 핑크 소음 시험은 디지털 오디오 레코더에 적용하지 않는다.

△1 = 12.5 log (H/150)

여기서 H는 측정지점에 직접 위로 회전익항공기가 위치할 때의 그 고도(미터로)를 말한다.

△2가 dB로 츨정되는 곳에서는 소음 측정장소로 인지된 곳을 비행하는 동안에 기준 속도의 조정의 영향을 위해 바로잡기 위한 측정된 SEL 소음 레벨에 산술적으로 합해야 한다. VR은 제2부, 제11장, 11.5.2에서 명시된 기준 속도이고 VAR은 이 첨부의 2.4.2항에 명시된 조정된 기준 속도이다.

a) 기온 및 상대습도;

b) 풍속 및 풍향;

c) 대기압.

a) 헬리콥터 발동기 및 로타의 형식, 모델 및 제조번호;

b) 헬리콥터의 소음특성에 영향을 주는 어떠한 개조나 표준외 장치;

c) 최대증명 이륙 및 착륙중량;

d) 시간당 km(Knots)에 따른 지시대기속도 및 실시중의 RPM에 따른 로터속도;

e) 매 실시중의 발동기 성능 매개변수;

f) 매 실시중 헬리콥터의 지상고도.

헬리콥터의 위치와 성능자료 및 소음측정은 본 기준 제2부 제11장 11.5항에 정해진 소음증명 기준조건에 따라 보정되어야 한다. 이러한 조건은 기준매개변수, 방식, 비행기 형태를 포함하여 보고하여야 한다.

부록 5. 비행장 및 주변의 항공기 소음 모니터링

주 l. - 제트기 운항의 도입은, 공중교통의 일반증가와 더불어 항공기 소음에 국제적인 관심을 갖게됨에 이르렀다. 항공기 소음문제의 해결에 국제적인 협력을 촉진하기 위해서는 비행장 및 주변의 항공기 소음을 감시하는 권고방식이 바람직하다.

주2. - 이 부록 중에서 감시라 함은, 비행장의 운영중에 항공기에서 발생하는 소음기준을, 상시 측정하는 것으로 이해된다. 감시는 통상 하루단위로 다수의 측정이 있으며, 앞으로 소음의 즉시 표시가 요구될 수 있다.

주3. - 이 부록은 비행장을 운항중인 항공기에 의해 발생하는 소음기준의 측정을 위해 사용되는 측정장치를 지정하기 위한 것으로서 이 부록에 따라 측정되는 소음기준은, 부록 Ⅰ 제4.2항에 기술한 방법에서 계산된다. 감수 소음기준 PNL, PNdB에서 표시한 근사치이다.

항공기 소음의 모니터링은 음향기준 기기를 자주 사용할지, 이동할 수 있는 장치로서 실시할지, 또는 야외의 별도의 위치로 높인 증폭기, 한개 또는 그 이상의 마이크로폰을 조립한 영구 설치의 장치로서, 마이크로폰은 중앙기록장치에 접근하는 자료 송신계통을 갖고 사용해야만 한다. 이 부록은 주로 후자의 방법을 기술하며 이동장치를 사용할 때는, 이 부록에서 주어진 상세사항을 가능한 한 따라야 한다.

항공기 소음의 감시는 소음 경감 요구조건의 효과를 점검하고 감시 이행의 목적을 위하여 공항 주위에서 혹은 항공기에서 발생된 소음 수준의 일상적인 측정으로서 정의된다.

그림 A5-1 인지된 소음의 선밴드 소리 압력 레벨, dB주파수, Hz

그림 A5-1 인지된 소음의 선

밴드 소리 압력 레벨, dB

주파수, Hz

Hz dB | 40 -14 | 50 -12 | 63 -11 | 80 -9 | 100 -7 | 125 -6 | 160 -5

Hz dB | 200 -3 | 250 -2 | 315 -1 | 400 0 | 500 0 | 630 0 | 800 0

Hz dB | 1000 0 | 1250 +2 | 1600 +6 | 2000 +8 | 2500 +10 | 3150 +11 | 4000 +11

Hz dB | 5000 +10 | 6300 +9 | 8000 +6 | 10000 +3 | 12500 0 | |

표 A5-1 1000Hz 값에서 관련 있는 40noy선에 역의 가장 가까운 데시벨의 대략값

이 주의 목적에 대해서, 지속시간으로는, 40noy윤곽의 역수에 동등하게 진폭 특성을 갖고, 중첩 회로망을 통해서 기록한 신호가 그의 최대치의 10dB이내에 남아있는 사이의 중대한 시간과정의 길이로 정의된다.

주1. - 모니터링용 마이크로폰은 자동차의 교통, 아이들의 놀이 등에 의한 소음 등 실질적인 배경 소음수준을 갖는 위치에 설치할 필요가 있을 수 있다. 이 경우, 마이크로폰을 옥외의 정상, 전주, 기타 지상에 우뚝솟은 건조물상에 위치할 수 있다. 따라서 일면의 항공기 운항에 대한 소음기준의 측정전후에 배후소음 기준을 결정하고, 일회이상의 빈도를 가지고, 측정시스템의 전반적인 감도의 야외점검을 실시할 필요가 있다.

주2. - 마이크로폰을 지상 건축물내에 설치하기 위해서, 작업원이 거기에 가깝지 않은 곳에서 직접 교정을 하는 것이 실행 불가능하게 되는 경우에는 마이크로폰의 위치에 교정시킨 음원을 제공하는 것이 유효하다. 이의 원음을 소형의 확성기, 정전 작동기, 또는 사양의 장치로 충분하다.

부록 6. 8,618㎏ 이하의 프로펠러 구동비행기의 소음증명에 대한 평가방법

- 1988.11.17 또는 이후 제출된 파생형 증명 혹은 형식증명 신청

주1. - 이 소음평가방법은 다음 사항을 포함한다.

a) 소음증명시험 및 측정조건;

b) 소음단위;

c) 지상에서 감지되는 비행기 소음의 측정;

d) 시험자료에 대한 조정;

e) 국토교통부장관에 대한 자료보고 및 결과의 효력.

주2. - 평가방법상의 지시와 절차는 시험 수행시 균등성을 명확하게 보증할 수 있도록 되어있어야 하며 여러 지리적인 장소에서 실시된 각종 형식의 항공기간의 비교를 할 수 있어야 한다. 이와같은 방법은 제2부 제10장의 적용절에 명시된 비행기에만 적용된다.

이 절은 소음증명시험이 수행되는 조건과 비행기에 의해 생성되는 소음을 측정하는데 이용되는 측정절차 등을 기술한다.

a) 비 또는 강수가 없을 것

b) 상대습도는 95%이하 20%이상이어야 하며 대기온도는 지상 1.2m높이에서 35℃이하 2℃이상이어야 한다.

c) 평균 풍속은 5.1m/s(10kt) 이하이고 평균 측풍속도는 2.6m/s(5kt) 이하이어야 한다.

주1. - 해당 기상 조건은 부록 2 2.2.2.1항에 제시되어 있다.

주2. - 소음인증 테스트 윈도우의 m/s 단위로 표현하는 풍속은 ICAO Annex 5, Chapter 3, Table 3-3에 따른 전환계수를 사용하여 과거에 knots로 표시한 값을 변환한 결과 값으로서 0.1m/s 단위에서 반올림한 값이다. 여기에서 두 가지 단위로 제공된 값들은 소음인증 목적의 풍속 테스트윈도우에 적용하는데 동등한 값으로 인정한다.

d) 증명당국에서 지정한 측정지점에서 소음을 기록할 때 비행기 소음 레벨에 현저한 영향을 주는 온도변화 또는 이상기상 상태가 아니어야 한다.

e) 지상 위 1.2m에서 10m 사이에서 기상 측정이 이루어져야 한다. 기상 측정하는 곳이 공항 기상관측소의 2000m안에 있다면 이 관측소의 측정이 사용될 수 있다.

평균소음 레벨값(LASmax)는 20μPa의 표준 기준 음압(p0)의 제곱을 기준으로 하여 A 중첩 소리 압력(느린 반응)으로 데시벨로 최대수준으로 정의된다.

그림 A6-1 전형적인 시험과 기준 프로파일

그림 A6-1 전형적인 시험과 기준 프로파일

음향측정 장치는 인가된 다음의 장치로 구성되어야 한다.

a) 4.3에 기술된 측정 및 분석시스템 정확도와 맞는 주파수 응답을 가진 마이크로폰 시스템;

b) 측정되는 음향과의 간섭을 최소화하는 삼각대 또는 유사한 마이크로폰 받침대;

c) 4.3에서 요구된 응답 및 정확도 요구조건에 맞는 기록 및 재생장비의 특성; 그리고

d) 4.3을 만족하는 기존에 알고있는 광대역 소음 또는 정현파를 사용하여 음향 교정 장치.

주- 국토교통부장관은 현 IEC 표준의 1종 또는 2종 장비 사용을 승인할 수 있다. 또는 신청자가 국토교통부장관으로부터 소음증명에 사용하도록 승인을 받은 이력이 있음을 증명할 수 있는 경우, 이전 표준을 만족하는 I 형식의 장비도 사용할 수 있다. 본 사항은 3.3항의 방정식을 사용하는 SEL을 위한 음향 레벨 미터 및 그래픽 레벨 레코더의 사용을 포함한다. 또한 국토교통부장관은 소음증명에 사용하도록 승인을 받은 이력이 있음을 증명할 수 있는 경우, 이전 IEC 561 표준을 만족하는 자기 테이프 레코더의 사용을 승인할 수 있다.

주- 디지털 오디오 레코더는 일반적으로 주파수 응답이나 레벨 민감도를 지시하지 못하므로 4.4.3항의 핑크 소음 시험은 디지털 오디오 레코더에 적용하지 않는다. 디지털 오디오 레코더의 설계 특성은 IEC 61672-1 1종 성능 기준을 만족하는 것이어야 한다.

a) 기상 시험 조건과 기준 조건사이의 대기 흡수 차이

b) 실제 비행기 비행경로와 기준 비행경로와의 소리 전파 경로 길이의 차이

c) 시험과 기준조건 사이의 나선 마하수 변화

d) 시험과 기준조건 사이의 발동기 출력 변화

LASmaxR = LASmax + △1 + △2 + △3 + △4

여기서

△1은 음향전파 경로길이에 대한 조정

△2는 헬리컬 팁 마하수에 대한 조정

△3 는 엔진출력에 대한 조정

△4는 시험조건과 기준조건 사이의 대기흡수 변화에 대한 조정

a) 시험 조건이 그림 A6-2에 명시된 범위 내에 있을 경우, 대기흡수 차이에 대한 조정(예, △4 = 0)은 적용될 필요가 없다. 조건이 그림 A6-2에서 명시된 범위를 벗어나는 경우, 인증된 절차 또는 시험당일 소음레벨의 증가량 △4를 더함으로써 조정되어야 한다.

여기서 H는 소음 측정지점 바로 상공에서의 시험 비행기 고도(m)이고, HR은 소음 측정 지점 상공에서의 기준고도이며, α500은 부록1의 표 A1-5와 A1-16에 명시된 500Hz에서의 흡수율이다.

b) 측정된 소음 레벨은 기준일의 소음측정 지점 상공의 비행기 고도에 △1과 동일한 증가값을 산술적으로 더하여 조정되어야 한다. 시험 당일 조건은 그림 A6-2에 명시된 범위내에 있을 때

이며,

시험조건이 그림 A6-2에 명시된 범위 밖에 있을 때

이다.

H는 소음 측정지점 바로 위 상공일 때 비행기의 높이이고, HR은 측정지점 상공의 비행기의 기준 높이이다.

c) 헬리컬 팁 마하수가 아래와 같은 경우 헬리컬 팁 마하수 변화를 조정할 필요가 없다.

1) 0.70이하에서 시험 헬리컬 팁 마하수가 기준 마하수의 0.014내에 있을 때;

2) 0.70이상 0.80이하에서 시험 헬리컬 팁 마하수가 기준 마하수의 0.007내에 있을 때;

3) 0.80이상에서 시험 나선 마하수가 기준 마하수의 0.005내에 있을 때 기계적인 회전 계기를 위해 나선 마하수가 0.8 이상이고 시험 나선 마하수가 기준 나선 마하수의 0.008내이다.

이러한 제한값 외의 측정된 소음 레벨은 △2와 같이 증가되는 것에 의해 나선 마하수를 조정해야 한다.

여기서 MH와 MHR은 각각 시험과 기준 헬리컬 마하수이며, 측정된 소음 레벨에 산술적으로 더해져야 한다. k2값은 시험 비행기로부터 얻어진 승인된 데이터로부터 결정되어야 한다. 시험 비행 데이터가 없는 경우 인증당국의 재량으로 k2 = 150의 값이 MH가 MHR보다 적은 때 사용될 수 있다. 그러나 MH가 MHR보다 크거나 같을 경우 어떠한 수정도 적용되지 않는다.

여기서 D는 미터 단위의 프로펠러 지름이고,

VR은 m/s 단위로, 기준 조건에서 비행기 진대기 속도이며,

N은 rmp으로 기준조건에서 프로펠러 회전수이다. N을 활용할 수 없는 경우, 그 값은 비행 시험 동안에 명목상 동일한 출력 조건에서 프로펠러의 속도의 평균으로 받아들여질 수 있다.

cHR은 ICAO 표준대기 정의에서 고도에 따른 온도 시간경과 비율(i.e. 0.65°C per 100 m)로 가정한 기준 고도에서의 온도를 기준으로 초당 미터로 비행기의 고도에서 소리의 기준일 속도를 말한다.

d) 측정된 소음 레벨은 아래와 동일한 증가값을 산술적으로 더하여 엔진 출력에 맞게 조정되어야 한다.

여기서 P와 PC는 매니폴드 압력/토오크 게이지와 엔진 rpm으로부터 얻어지는 시험 엔진 출력과 기준 엔진 출력이다. K3의 값은 시험 비행기로부터 승인된 자료에서 결정되어야 한다. 비행 시험 데이터가 없는 경우, 인증당국의 재량에 따라 K3 = 17의 값올 사용할 수 있다. 기준 출력 PC는 ICAO 표준대기 정의에서 고도에 따른 온도와 압력의 시간경과 비율로 가정한 기준 고도에서의 온도와 압력에서 얻어져야 한다.

주 1. - 고도에 따른 기준 대기 온도와 압력의 변화 계산을 위한 세부사항은 환경기술매뉴얼(Doc 9501), Volume I - Procedures for the Noise Certification of Aircraft, ICAO 표준대기에서 제공된다.

주 2. - ICAO 표준대기의 특성은 ICAO 표준대기 매뉴얼(Doc 7488/3)로 제공된다.

a) 대기온도와 상대습도;

b) 풍속 및 풍향;

c) 대기압.

a) 비행기, 발동기, 또는 프로펠러의 형식, 모델 및 일련번호;

b) 비행기 소음 특성에 영향을 줄 수 있는 개조사항 또는 비표준의 장비;

c) 인가된 최대이륙중량;

d) 각 비행시 적절하게 교정된 계기에 의해 결정된 비행고도에서의 대기온도와 대기속도;

e) 각 비행시 적절하게 교정된 계기에 의해 결정된 관련 변수와 프로펠러 회전속도, 매니폴드 압력 또는 출력과 같은 발동기 성능;

f) 측정지점 상공에서의 비행기 고도

g) 6.1.5 d), e), f)에 관련되는 기준조건에 대한 제작자의 자료

그림 A6-2 흡수 보정이 없는 측정 창상대습도 %온도 ℃

그림 A6-2 흡수 보정이 없는 측정 창

상대습도 %

온도 ℃

별첨 A 이륙중량을 기준으로 한 소음레벨 계산 방법

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 34 272

접근소음(EPNdB) | 102 | 91.83+6.64logM | 108

측면소음(EPNdB) | 102 | 91.83+6.64logM | 108

상공소음(EPNdB) | 98 | 67.56+16.61logM | 108

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 34 35 48.3 66.72 133.4 5 280 325 400

측면소음(EPNdB) | 97 | 83.87+8.51logM | 106

접근소음(EPNdB) | 101 | 89.03+7.75logM | 108

상공소음 (EPNdB) | 엔진 2개 | 93 | 70.62+13.29logM | 104

엔진 3개 | 93 | 67.56+16.61logM | 73.62+13.29logM | 107

엔진 4개 | 93 | 67.56+16.61logM | 74.62+13.29logM | 108

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 20.2 28.6 35 48.1 280 385 400

측면소음(EPNdB) | 94 | 80.87+8.51logM | 103

접근소음(EPNdB) | 98 | 86.03+7.75logM | 105

상공소음 (EPNdB) | 엔진 2개 | 89 | 66.65+13.29logM | 101

엔진 3개 | 89 | 69.65+13.29logM | 104

엔진 4개 | 89 | 71.65+13.29logM | 106

아래 각각의 조건을 적용한다.

EPNLL≤LIMITL, EPNLA≤LIMITA, EPNLF≤LIMITF

[(LIMITL - EPNLL)+(LIMITA - EPNLA)+(LIMITF - EPNLF)]≥10

[(LIMITL - EPNLL)+(LIMITA - EPNLA)]≥2

[(LIMITL - EPNLL)+(LIMITF - EPNLF)]≥2

[(LIMITA - EPNLA)+(LIMITF - EPNLF)]≥2

여기서 EPNLL, EPNLA, EPNLF는 각각 측면, 접근, 상공소음값이며

LIMITL, LIMITA, LIMITF는 각각 측면, 접근, 상공 최대소음기준값이다.

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 5.7 34 358.9 384.7

측면소음(EPNdB) | 96 | 85.83+6.64logM | 103

접근소음(EPNdB) | 98 | 87.83+6.64logM | 105

상공소음(EPNdB) | 89 | 63.56+16.61logM | 106

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 0.6 1.5 8.618

dB(A) 단위 | 68 | 60+13.33M | 80

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 0.788 80.0

이륙소음(EPNdB) | 89 | 90.03+9.97logM | 109

접근소음(EPNdB) | 90 | 91.03+9.97logM | 110

상공소음(EPNdB) | 88 | 89.03+9.97logM | 108

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 0.788 80.0

이륙소음(EPNdB) | 86 | 87.03+9.97logM | 106

접근소음(EPNdB) | 89 | 90.03+9.97logM | 109

상공소음(EPNdB) | 84 | 85.03+9.97logM | 104

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 0.6 1.4 8.618

dB(A) 단위 | 76 | 83.23+32.67logM | 88

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 0.57 1.5 8.618

dB(A) 단위 | 70 | 78.71+35.70logM | 85

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 0.788 3.175

dB(A) SEL단위 | 82 | 83.03+9.97logM

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 1.417 3.175

dB(A) SEL단위 | 82 | 80.49+9.97logM

M: 최대이륙중량 단위 1000kg 0 2 8.618 20.234 28.61535 48.125 280 385 400

측면 최대출력 소음레벨(EPNdB) 모든 비행기 | 88.6 | 86.03754 + 8.512295 log M | 94 | 80.86511 + 8.50668logM | 103

접근 소음레벨 (EPNdB) 모든 비행기 | 93.1 | 76.57059 + 13.28771 log M | 98 | 86.03167 + 7.75117logM | 105

상공소음레벨 (EPNdB) | 엔진 2개 미만 | 80.6 | 76.57059 + 13.28771 log M | 89 | 66.64514 + 13.28771logM | 101

엔진 3개 | 89 | 69.64514 + 13.28771logM | 104

엔진 4개 이상 | 89 | 71.64514 + 13.28771logM | 106

다음과 같은 각각의 조건들이 적용되어야 한다.;

(LIMITL - EPNLL) ≥ 1; (LIMITA - EPNLA) ≥ 1; 및 (LIMITF - EPNLF) ≥ 1

[(LIMITL - EPNLL) + (LIMITA - EPNLA) + (LIMITF - EPNLF)] ≥ 17

여기에서,

EPNLL, EPNLA 및 EPNLF는 각각 기준 소음 측정 위치에서의 수평 소음레벨, 접근 소음레벨 및 상공 소음레벨이다. 이러한 소음측정 위치는 하나의 점으로 된 지점으로서 부록 2. 소음증명을 위한 평가방법에 따른다.

LIMITL, LIMITA, 및 LIMITF는 각각 기준 소음 측정 위치에서의 수평 소음레벨, 접근 소음레벨 및 상공 소음레벨에 대한 최대 허용 소음 레벨이다. 이러한 소음측정 위치는 하나의 점으로 된 지점으로서 36.124(a)에 제시된 조건에 대한 방정식에 따른다.

별첨 B. 프로펠러 구동 단거리이착륙(STOL) 비행기의 소음증명

별첨 B의 기준은 최대이륙중량 5,700kg을 초과하는 최대인증중량에서 이륙 및 착륙 시 610m미만의 활주로가 필요한 프로펠러 구동 STOL(Short Take Off and Landing) 비행기 중 최초 감항증명서가 1976년1월1일 및 그 이후에 교부된 프로펠러 구동 STOL 비행기에 적용한다. 단, 수직이착륙 비행기는 적용범위에서 제외한다.

소음평가시 사용하는 단위는 부록 2에 기술된 EPNdB 단위의 유효지각소음레벨을 사용한다.

6절의 비행시험절차에 따라 시험을 수행했을 때 다음의 지점에서 비행기의 소음은 4절에서 지정한 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(a) 측면 소음측정 기준지점 : 활주로 중심선에서부터 평행으로 300m 떨어진 지점 중 STOL 모드로 이륙 또는 착륙시 소음레벨이 최대인 지점

(b) 상공 소음측정 기준지점 : 활주로 중심선의 연장선의 지점 중 이륙 후 롤(roll) 비행을 시작한 지점으로부터 1500m 떨어진 지점

(c) 접근 소음측정 기준지점 : 활주로의 시단에서 활주로 중앙선 연장선상으로부터 900m 떨어진 지점

부록 2의 소음평가방법에 따라 결정된 비행기의 최대소음레벨은 최대이륙중량 17,000kg 이하인 비행기는 96EPNdB 이하여야 하며 최대이륙중량 17,000kg 초과하는 비행기는 중량이 두배가 됨에 따라 2EPNdB의 비율로 증가하는 중량로그 함수의 값 이하여야 한다.

만일 비행기의 최대소음레벨이 두 개 이하의 소음측정지점에서 최대소음레벨을 초과한 경우 다음의 모든 경우를 만족하는 경우에 한하여 그 비행기의 소음기준적합을 인정한다.

(a) 초과한 소음레벨에서 최대소음레벨의 차를 초과분이라고 할 때 각 소음측정지점의 초과분의 합이 4EPNdB 이하인 경우

(b) 한 소음측정지점에서 초과분이 3 EPNdB 이하인 경우

(c) 초과분을 최대소음레벨 이하인 다른 지점의 소음레벨에 합할 경우 합한 값이 그 소음측정지점의 최대소음레벨이하여야 한다.

(a) 비행기는 최대이륙중량으로 이륙하여야 한다.

(b) 프로펠러의 분당회전수와 엔진의 출력은 STOL 이륙시 설정으로 맞추어야 한다.

(c) 비행기의 소음기준적합증명을 위한 시험의 이륙비행 동안 비행기형태, 속도, 상승구배, 고도는 비행기의 비행교범에 지정된 이륙 시 STOL 모드(mode)에 맞추어야 한다.

(a) 비행기는 소음기준적합증명이 요구되는 최대착륙중량이어야 한다.

(b) 비행기의 소음기준적합증명을 위한 시험의 접근비행 동안 프로펠러의 분당회전수, 엔진의 출력설정, 속도, 상승구배, 비행기 고도 및 비행기 형태는 비행기의 비행교범에 지정된 STOL 착륙에 맞추어야 한다.

(c) 착륙 후 역추력장치는 비행교범에 지정된 바에 따라 최대로 사용하여야 한다.

국토교통부장관이 측정된 비행기의 소음자료를 A 주파수 가중 특성을 사용하는 dB(A)단위의 가중음압레벨로 요청할 경우 신청자는 dB(A)단위로 측정된 소음레벨을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

별첨 C. 보조동력장치(APU) 및 관련 항공기 시스템의 지상 운영에 관한 소음 증명 기준

(a) 1981년 11월 26일 및 그 이후에 형식증명을 신청한 항공기의 APU 및 관련 시스템

(b) 1981년 11월26일 및 그 이후에 APU 장착과 관련하여 형식설계가 변경된 항공기의 경우, APU 및 관련 항공기 시스템에 의해 발생되는 소음레벨은 형식설계 변경 이전의 소음레벨을 초과하지 않아야 한다.

소음평가는 4절에 규정된 절차에 따라 수행해야 한다.

4절의 소음평가절차에 따라 측정된 소음레벨의 최대값은 다음을 만족해야 한다.

(a) 4.4.2.2항의 (a),(b) 및 (c)에 규정된 지점에서 85db(A) 이하이어야 한다.

(b) 그림 C-2에 표시된 사각형의 모서리상의 임의의 지점에서 90dB(A) 이하이어야 한다.

(a) 풍속 : 5.1m/s(10kt) 이하

(b) 온도 : 2 ～ 35℃

(c) 습도 : 30 ～ 90%

(d) 강우 또는 강설은 없어야 한다.

(e) 기압계 기압 : 800 ～ 1100

소음측정 마이크로폰과 항공기가 위치한 표면은 매끄럽고 단단하여야 한다. 항공기와 측정지점사이에 장애물이 없어야 하며 측정결과에 현저하게 영향을 미칠 수 있는 음향을 반사시키는 표면이 없어야 한다. 항공기 주변의 지면은 4.4.2.2항의 (d)에 제시된 소음측정지점 밖으로 60m까지는 경사가 없이 평탄해야 한다.

소음측정시스템과 시험지역의 주변소음, 즉, 주변의 환경소음과 음향 측정장치 자체의 전기적 잡음이 결정되어야 한다.

음향 자료가 요구되는 각 항공기 모델에 대해서 APU와 관련 항공기 시스템에 대한 시험을 수행해야 한다.

항공기는 승인된 운영교범에 따라 항공기 서비스 조건에 있거나 항공기의 거스트록(gust lock)이 작동한 상태에서 항공기 비행 조종면은 중립(netural)이거나 깨끗한(clean) 형태이어야 한다.

그림 C-1의 블록다이아그램 상의 소음 기록 및 분석을 위한 장비는 다음의 세부요건에 적합해야 한다.

(a) 45Hz ~ 11,200Hz 이상의 주파수 범위에서 4.6항의 10번에 명시된 IEC 규격의 마이크로폰 시스템 요구조건을 만족하여야 한다.

(b) 마이크로폰은 전방향성이어야 하고 콘덴서(condenser) 마이크로폰의 경우 압력이 균일해질 수 있도록 통기가 되어야 한다. 또한 해당 마이크로폰의 대기 압력 계수와 온도 계수를 알고 있어야 한다. 마이크로폰 증폭기의 규격은 마이크로폰과 테이프 기록장치에 적합해야 한다.

(c) 풍속이 3m/s (6kt) 이상일 경우 마이크로폰에 방풍창을 설치하여야 한다. 이 경우 방풍창의 영향을 고려하기 위해 주파수에 대한 함수로서 측정 자료에 대한 보정을 수행해야 한다.

테이프 기록장치는 직접 기록방식이거나 FM 방식이 가능하며 특성은 다음과 같아야 한다.

(a) 옥타브밴드 또는 1/3 옥타브밴드에서 다이나믹레인지(dynamic range)가 최소 50dB이어야 한다.

(b) 테이프 속도의 정확도는 정격 속도 기준 0.2% 이하이어야 한다.

(c) 변화비율(wow & flutter)은 테이프 속도의 0.5%미만이어야 한다.

(d) 3차 고조파 왜곡은 2% 미만이어야 한다.

주파수 응답 교정은 소음측정 이전과 충격이나 손상이 의심될 경우에 수행하여야 하며 소음측정 수행이후엔 1개월 이내에 수행하여야 한다. 주파수 응답 교정시 주파수는 45Hz ~ 11,200Hz 범위를 포함하여야 한다. 무작위 소리 입사 교정을 위해 마이프로폰의 압력 응답 특성을 보정하여야 한다.

(a) 테이프 교정 시 최소 45Hz ~ 11,200Hz의 주파수 범위를 포함하는 광대역 소음이나 정현파가 각 시험의 시작과 끝에 기록되어야 한다. 테잎은 또한 음압레벨 감도 점검을 위해 가한 주파수 신호를 포함하여야 한다.

(b) 교정 신호 즉, 인가 전압은 입력부에 가해져야 하고 입력되는 신호에는 음향 자료를 기록하는데 사용되는 모든 신호가 포함되어 있어야 한다. 시스템의 다이나믹 레인지(dynamic range)와 최저감지전력(noise floor)을 점검하기 위해 “shorted input"(동등한 전기적 임피던스로 대체된 마이크로폰 압력 감지 엘리먼트)은 최소 20초간 이루어져야 한다.

(c) 음압 감도 교정(그림 C-1 참조)은 측정 당일 측정 이전과 이후에 마이크로폰에 수행하여야 한다. 이 때 교정기는 45Hz ~ 11,200Hz의 주파수 범위의 중앙 주파수를 갖는 옥타브 밴드나 1/3 옥타브 밴드에서 일정한 진폭의 알려진 음압레벨을 생산할 수 있는 것이어야 한다. 필요한 경우 기압교정을 하여야 한다. 사용되는 교정기의 정확도는 4.6항의 6번에서 9번으로 제시된 참조 문서에 따라 측정했을때 0.5 dB이하여야 한다.

(d) 테이프의 각각의 릴의 응답과 배경 소음은 교정 테잎에 상응해야 한다. 릴에서 릴까지 음압감도 비교를 위해서 일정 진폭의 정현파가 릴 테잎 시작부분에 기록되어야 한다. 이 때 사용하는 정현파의 주파수는 음압감도 교정시 사용하는 주파수와 동일해야 한다. 이를 위해 독립된 정압 입력장치나 음향 교정기를 사용할 수 있다. 만약 음향 교정기를 사용한다면 교정기와 마이크로폰 응답에 주변 압력이 가해지지 않도록 이를 조심스럽게 배치하고 주변 압력에 대해 교정하여야 한다.

(e) 배터리로 작동되는 테잎 기록장치는 확실한 전원공급을 보장하기 시험시 자주 배터리 전압을 점검하여야 한다. 기록이 진행중인 경우 테잎 기록장치의 이동이 기록 특성에 영향을 미치지 않을 때를 제외하고 테잎 기록장치를 움직이지 말아야 한다.

자료압축 장비는 진폭을 알고 있는 일련의 개별 주파수의 전기 신호나 45Hz ~ 11,200Hz 범위를 포함하는 광대역 신호로 교정하여야 한다.

기상측정 장비의 오차와 측정범위에 대한 요건은 다음과 같다.

(a) 풍속 측정 : 측정범위 0~7.5m/s(0~15kt) 이상, 0.5m/s(1kt) 이하

(b) 온도 측정 :　측정범위 0~40℃ 이상, 오차 0.5℃이하

(c) 상대습도 측정 : 측정범위 0~100℃ 이상, 오차 0.5% 이하

(d) 대기압 측정 :　측정범위 800~1100 이상, 오차 3 이하

(a) 화물 출입문(Cargo door) : 항공기는 지상 조업형태이고 화물 출입문을 열어놓은 상태일 때 문의 중심

(b) 승객 출입문(Passenger door) : 각각의 승객 출입문을 열어놓은 상태일 때 문의 수직 중심선상

(c) 지상조업 위치 : 국토교통부장관의 승인을 받은 항공기 운영교범과 지상조업 교범에 제시된 지상조업시 일반적으로 사용되는 항공기 서비스 위치

(d) 그림 C-2에 따른 소음측정지점으로 각각의 지점간 거리는 10m 이하여야 한다. 소음측정지점간의 거리는 소형 항공기 또는 특수한 요건의 충족을 위해 필요한 경우 10m 보다 짧아질 수 있다.

그림 C-1. 소음 측정 시스템들보정 계기민감도 체크알려진 음향 압력 레벨과 주파수의 소스주파수-반응 체크신호 생성기전자 볼트 미터기데이터 획득데이터 획득과 데이터 감소 계기 데이터 감소마이크/ 전치 증폭기신호 조건 점검 테입 기록기스펙트럼 분석기판독

그림 C-1. 소음 측정 시스템들

보정 계기

민감도 체크

알려진 음향 압력 레벨과 주파수의 소스

주파수-반응 체크

신호 생성기

전자 볼트 미터기

데이터 획득

데이터 획득과 데이터 감소 계기

데이터 감소

마이크/ 전치 증폭기

신호 조건 점검

테입 기록기

스펙트럼 분석기

판독

그림 C-2. 소음 조사 측정 위치들의 사각형

그림 C-2. 소음 조사 측정 위치들의 사각형

그림 C-2. 소음 조사 측정 위치들의 사각형

그림 C-2. 소음 조사 측정 위치들의 사각형

기상자료 측정을 위한 장치는 배열된 마이크로폰 안쪽(그림 C-2 참조)에 두되 정풍 쪽으로 향하게 두어야 하며 지상으로부터 1.6m(2.25ft)에 두어야 한다.

(a) 시험위치, 시험날짜와 시간

(b) 보조동력장치(APU)와 관련된 장비의 제작자와 모델명

(c) 시험위치, 시험날짜와 시간

(d) 보조동력장치(APU)와 관련된 장비의 위치를 알 수 있는 항공기의 개략도와 음향 측정지점의 위치도. 필요한 경우 계획과 고도정보

(a) 지표면의 형태와 위치

(b) 건물이나 다른 항공기와 같이 4.4.2항의 조건에 반하여 존재하는 지표면 위 소음 반사표면의 위치 및 규모

(a) m/s 단위의 풍속과 항공기 중심선을 기준으로 항공기 기수방향을 0로 할 때 풍향

(b) ℃단위의 주변온도

(c) %단위의 상대습도

(d) hPa 단위의 기압계 기압

(a) 사용한 에어컨디션 팩의 위치와 수량

(b) RPM 또는 %단위의 보조동력장치(APU) 축 속도(shaft speed)

(c) RPM 단위의 정상 정격 축 속도(normal rated shaft speed)

(d) kW, HP, kVA 단위의 보조동력장치(APU) 축(Shaft) 부하(load)

(e) kg/min 단위의 보조동력장치(APU)가 시험기간동안 항공기 시스템에 공급한 공압 부하

(f) 승인된 비행교범에 지정된 위치에서 측정한 ℃단위의 보조동력장치(APU)의 배출가스 온도

(g) 환경조절 시스템의 운영 모드(cooling 또는 heating)

(h) ℃단위의 에어컨디션 분배시스템 덕트 온도

(i) 시험시 소음측정에 영향을 미칠 수 있는 사건

(a) 음향장비와 기상측정장비의 제작자, 형식 또는 모델명을 포함한 간략한 장비설명

(b) 자료획득과 자료처리 시스템의 제작자, 형식 또는 모델명을 포함한 간략한 시스템설명

(a) 주변소음

(b) 4.4.4항에 지정된 음향자료와 음향자료에 대응하는 마이크로폰의 위치

(c) 적용 표준 목록 및 해당 표준에 규정된 요건과 불일치 사항이 있을 경우 그 사유

측정장비와 측정절차와 관련하여 적용가능한 표준은 다음과 같다.

IEC-327 (1971).

별첨 D. 접근 중 헬리콥터 소음 측정을 위한 대체 방법에 대한 평가 기준

Subpart H의 접근시험절차의 향후 개정의 근거가 될 수 있는 추가적인 정보가 얻어질 때 다음의 안내 지침이 사용되도록 준비되었다.

Subpart H의 규정에 따른 시험을 수행할 경우 다음에 규정된 사항을 제외하여야 한다.

비행경로 상의 기준 지점은 착륙 기준절차의 비행경로에서 120m(394ft) 수직 아래로 내려갔을 때 지면에 도달하게 되는 지점이며 지면에서는 다음의 위치에 해당하게 된다.

(a) 진입각이 3도일 경우, 비행경로와 지면의 교점으로부터 2,290m 떨어진 지점

(b) 진입각이 6도일 경우, 비행경로와 지면의 교점으로부터 1,140m 떨어진 지점

(c) 진입각이 9도일 경우, 비행경로와 지면의 교점으로부터 760m 떨어진 지점

진입 비행경로 기준점에서 3도, 6도 및 9도의 진입각에 대하여 수정된 소음레벨을 산술평균하여 계산한다.

접근 기준절차는 다음과 같이 수립되어야 한다.

(a) 헬리콥터는 3도, 6도 및 9도의 접근경로를 따라 안정화되어야 한다.

(b) 접근은 접근 중 안정된 출력으로 비행경로 기준점 상공을 지나 정상적으로 접지할 때까지 최대 상승률 속도 VY와 동일한 속도 또는 접근을 위해 인가받은 최저 속도 중 큰 속도로 안정되어야 한다.

(c) 접근비행은 착륙에 대해서 인증된 정상 작동시의 최대 분당회전수로 로터 회전속도가 안정화(stabilize)된 상태에서 이루어져야 한다.

(d) 접근 기준절차를 수행하는 동안 헬리콥터는 착륙장치를 내린상태에서 감항인증 시험시 적용된 형상과 동일형상을 유지하여야 한다.

(e) 접지 시 헬리콥터의 중량은 소음증명이 요구되는 최대착륙중량이어야 한다.

| | | | | | | | | | | | | | | | |

| | | | | | | | 최대이륙중량 8,618kg 이상 | | | | | | | | |

| | | | | | | | | No | | | Yes | | | | | | | |

| | | | | | | | | | | | | | | | | | | | | |

| | | 1975.11.17 또는 이후 형식증명 신청서 제출 | | | | | | | | | 1977.10.6 또는 이후 형식증명 신청서 제출 | | | |

| | No | | | | Yes | | | | | | | | No | | | | Yes | | | |

| | | | | | | | | | | | | | | | | | | | | |

| 1980.1.1 또는 이후 개별 항공기 감항증명 발행 | | 1988.11.17 또는 이후 형식증명 신청서, 또는 파생형의 경우 형식설계 변경 신청서 제출 | | 1981.11.26 또는 이후 개별 항공기에 감항증명 발행, 또는 파생형의 경우 1977.10.6 또는 이후 형식설계 변경 신청서 제출 | | 1985.1.1 또는 이후 형식증명 신청서 제출 |

| | | | | | | | No | Yes | | | No | | | Yes |

| | | | | | | | |

| | No | | | Yes | | | | 1993.11.17 또는 이후 형식증명 신청서, 또는 파생형의 경우 형식설계 변경 신청서 제출 | | | No | | | | Yes | | | 36.54 | | |

| |

| | | | | | | | | | No | | | | | | 소음 기준 없음 | | 36.24(a) | | | | | |

| 소음 기준 없음 | | 36.63 | | 36.63 | | 36.104(a)3 또는 36.63 | | Yes | | | | | 2006.1.1 또는 이후 형식증명 신청서 제출 |

| | | | | |

| | | | | | | | | | | | | | | | | | | | | No | | | | | |

| | | | | | | | | | | | | | | | | | | | | | | Yes | |

| 2개 이상의 엔진장착 항공기, 부양장치 장착 항공기, 수륙양용 항공기 | No | | | 파생형 | | | | | | | 36.34 | | 2017.12.31 또는 이후에 형식증명 신청서 제출 |

| | | | |

|

| |

| | | | | | | |

| | | | | | | | No | | | Yes

| | | | | | | | Yes | | No | | | | | 최대이륙중량 55,000kg 미만 | | | | 36.44 |

| | | | | | | | | | | | | | | | | |

| | | | | | 1999.11.4 또는 이후 형식설계 변경 신청서 제출 | | 1999.11.4 또는 이후 형식증명 신청서 제출 | | | | | | | | | Yes | | | | |

No | | | | | | No | |

| | | | | | | | | | | | | | | | 36.124 | Yes | 2020.12.31 또는 이후에 형식증명 신청서 제출 | | |

| | | | | | No | | | | | Yes | | | | | | | | | | | | |

| | | | | | | | Yes | | No | | | | | | | | | | | | | |

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| | | Yes | | | | | | | | | | | | | | | | | | | | | | |

| | | | | | | | | | | | | | | 1994.11.4 또는 이후 형식증명 신청서 제출 | | | | | | |

| 1. 이 기준은 곡예, 농업 및 소방용으로 특별히 설계되고 사용되는 비행기에 적용되지 않음 2. 36.104(a) 기준 적용 선택은 2004.11.4 또는 후에 형식설계 변경 신청서가 제출된 파생형에 적용되지 아니함 3. 이 기준은 자력 부양 세일 플레인에 적용되지 아니함 | | | | | | | | | | | | | | | | | | | | |

| | | | | | | | | | | | | | No | | | | Yes | | | | | | |

| | 36.104(a)3 | | 36.104(a)3 | | | | 36.104(a)2,3 또는 (b)3 | | 36.104(b)3 | | 36.104(a)3 | | 36.104(b)3 |

| | | | | | | | | | | | | | | | | | | |

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별첨 E. 프로펠러 구동 비행기의 소음기준 적용 판단표

별첨 F. 틸트로터의 소음기준적합증명을 위한 기준

별첨 F의 기준은 1998년5월13일 및 그 이후부터 2018년1월1일 사이에 형식승인된 틸트로터(Tilt-Rotor) 항공기(파생형 항공기를 포함)에 적용한다.

소음 평가 측정은 이 부속서의 부록 2에 명시된 EPNdB 단위의 유효지각소음레벨을 사용한다.

틸트로터가 6절의 기준절차와 7절의 시험절차에 따라 시험되었을 때, 다음의 기준 지점에서 4절에서 명시된 소음레벨을 초과하여서는 아니 된다.

(a) 이륙 소음측정 기준지점은 다음과 같다.

(1) 이륙 기준절차(6.2항 참조)에서 상승비행으로 전환되는 지점으로부터 수평으로 500m떨어진 곳에서 수직아래 지점

(2) 이륙 기준절차의 비행경로에서 좌우로 각각 150m 떨어져서 비행경로 기준지점을 지나는 선상에 위치한 두 대칭점

(b) 상공 소음측정 기준지점은 다음과 같다.

(1) 상공 기준절차(6.3항 참조)의 비행경로에서 150m(492ft)수직아래 지점

(2) 상공 기준절차의 비행경로에서 좌우로 각각 150m 떨어져서 비행경로 기준지점을 지나는 선상에 위치한 두 대칭점

(c) 접근 기준 소음 측정지점은 다음과 같다.

(1) 비행경로 기준지점은 접근 기준절차(6.4 참조)에서 정의된 비행경로에서 수직으로 아래의 120m(394ft) 지상에 위치하고, 6도 접근 경로와 지면과의 교차점으로부터 1,140m 위치의 지표면

(2) 접근 기준절차의 비행경로에서 좌우로 각각 150m 떨어져서 비행경로 기준지점을 지나는 선상에 위치한 두 대칭점

1절에 명시된 틸트로터에 대하여 부록 2의 헬리콥터소음 평가방법에 따라 최대소음레벨이 결정될 때 다음을 초과하여서는 아니 된다.

(a) 이륙 시 : 소음기준적합증명이 요구되는 최대이륙중량이 80,000kg 이상인 VTOL/전환모드의 틸트로터에 대하여 최대소음레벨은 109 EPNdB 이고, 80,000kg 미만의 경우, 89EPNdB까지 틸트로터의 중량이 반감될 때마다 3EPNdB 씩 감소하는 선형 로그함수로 표현되고, 이후에는 89EPNdB로 일정하다.

(b) 상공비행 시 : 소음기준적합증명이 요구되는 최대이륙중량이 80,000kg 이상인 VTOL/전환모드의 틸트로터에 대하여 108 EPNdB 이고, 88EPNdB까지 틸트로터의 중량이 반감될 때마다 3EPNdB 씩 감소하는 선형 로그함수로 표현되고, 이후에는 88EPNdB로 일정하다.

주1. 비행기 모드인 틸트로터에 대해서는 규정된 최대소음레벨이 없다.

주2. VTOL/전환 모드는 모든 승인된 형상과 설계 운용 로터 속도가 제자리 비행으로 사용되는 비행모드이다.

(c) 접근 시 : 소음기준적합증명이 요구되는 최대이륙중량이 80,000kg 이상인 VTOL/전환모드의 틸트로터에 대하여 110 EPNdB 이고, 90EPNdB까지 틸트로터의 중량이 반감될 때마다 3EPNdB 씩 감소하는 선형 로그함수로 표현되고, 이후에는 90EPNdB로 일정하다.

최대소음레벨이 다음의 하나 또는 두 개 지점에서 초과하는 경우

(a) 초과한 소음레벨에서 최대소음레벨의 차를 초과분이라고 할 때 각 소음측정지점의 초과분의 합이 4 EPNdB 보다 크지 않아야 한다.

(b) 어느 소음측정지점에서 초과분이 3 EPNdB 보다 크지 않아야 한다.

(c) 초과분을 최대소음레벨 이하인 다른 지점의 소음레벨에 합할 경우 합한 값이 그 소음측정지점의 최대소음레벨이하여야 한다.

(a) 6.2, 6.3 또는 6.4에 정의된 기준절차에서 시작하여 기준 절차 이행을 불가능하게 하는 설계 특성에 의해 요구되는 범위까지로 한다.

(b) 기준 절차는 국토교통부장관의 승인을 받은 것이어야 한다.

(a) 1,013.25 hPa의 일정한 대기압

(b) 25℃의 일정한 주변 공기온도

(c) 70%의 일정한 상대습도

(d) 무풍(zero wind)

이륙 기준절차는 다음과 같이 수립되어야 한다.

(a) 나셀(nacelle) 각도를 포함하여 신청자가 선택한 이륙 형태는 이륙 기준절차 동안 일정하게 유지되어야 한다.

(b) 틸트로터는 비행경로 기준지점 이전 500m, 고도 20m에서부터 기준주변조건이나 기어박스 토크(Torque) 한계에서 사용가능한 최소 장착 엔진의 출력 중 작은 값에 대응하는 최대 이륙 출력으로 안정화(stabilize)되어야 한다.

(c) 이륙 기준절차동안 최량 상승률에 대응하는 속도나 승인된 이륙이후 최소 상승속도 중 큰 속도를 유지하여야 한다.

(d) 이륙시 인증된 최대 정상운영 분당회전수(RPM)의 로터(rotor)속도로 일정한 상승을 하여야 한다.

(e) 중량은 소음기준적합증명을 신청한 최대 이륙중량이어야 한다.

(f) 기준 이륙 경로는 시작지점(측정 마이크로폰 중심에서 500m 이전, 고도 20m)에서 엔진성능의 최소 명세에 따른 최량 상승률에 대응하는 속도와 이에 의해 정의된 각도로 그려지는 직선이다.

(a) 틸트로터는 150m (492ft)의 고도에서 비행경로 기준지점 상공으로 수평비행 중 안정화(stabilize)되어야 한다.

(b) 신청자가 선택한 일정한 형태는 상공비행 기준절차 전반에 걸쳐 유지되어야 한다.

(c) 틸트로터의 중량은 소음기준적합증명이 요구되는 최대이륙중량이어야 한다.

(d) VTOL/전환모드에서 제로속도에서 인증받은 가장 낮은 나셀각도에 가까운 인증된 고정 운용지점에서의 나셀각도, 0.9 VCON의 속도 및 수평비행을 위해 인증받은 최대 정상운용 rpm에서 안정된 로터 속도는 상공비행 기준절차 전반에 결쳐 유지되어야 한다.

(e) 비행기 모드에서 나셀은 상공비행 기준절차 전반에 걸쳐 down-stop으로 유지되어야 한다.

(1) 로터 속도는 VTOL/전환모드 및 0.9 VCON의 속도와 관련된 rpm에서 안정화(stabilize)되어야 한다.

(2) 로터 속도는 비행기 모드와 관련된 정상 순항 분당회전수에서 안정되고 수평비행을 위해 인증 받은 0.9VMCP 또는 0.9VMO 중 더 낮은 속도에서 안정화(stabilize)되어야 한다.

접근 기준절차는 다음과 같이 수립되어야 한다.

(a) 틸트로터는 6도의 접근 경로를 따라 안정화(stabilize)되어야 한다.

(b) 틸트로터는 착지할 때 까지 나셀 각도에 대응하는 최적 상승률에 대응하는 속도나 승인된 착륙을 위한 최소 속도 중 큰 속도와 출력으로 안정화(stabilize)되어야 한다. 이 때 항공기의 형상은 최대 소음이 발생하는 형상이어야 한다.

(c) 접근비행은 착륙으로 인증된 최대 정상 운영 분당회전수의 로터 속도로 안정화(stabilize)되어야 한다.

(d) 접근 기준절차 동안 틸트로터는 착륙장치를 내리고 감항성 인증 시험시 사용한 형태와 동일형태를 유지하여야 한다.

(e) 접지 시 중량은 소음기준적합증명을 신청한 최대 착륙 중량이어야 한다.

(a) 이륙 시 : △1의 산술적 합은 4.0 EPNdB이고, △2의 –7.5 log (QK/QrKr)은 2.0 EPNdB를 초과하지 않아야 한다.

(b) 상공비행, 접근비행 시 : 2.0 EPNdB 이하여야 한다.

별첨 G. 소음기준적합증명서 발급 절차

소음기준에 대한 적합함이 입증된 항공기에 대하여 다음의 절차에 따라 소음기준적합증명서를 기재하여 신청자에게 교부한다.

(a) "증명번호" 란은 “KNC” 이후에 항공기 “등록기호”를 기재하고 신규교부는 숫자“00”을 기재하며 신규교부가 아닐 경우 “재교부 횟수”를 숫자로 기재한다.

예) 등록부호 HL9231인 항공기에 신규발행일 경우 “KNC923100”과 같이 표기하고, 등록부호 HL7723인 항공기에 2회 재발행일 경우 “KNC772302”로 한다.

(b) “8. 소음기준" 란은 해당 항공기에 적용되는 각 Subpart 번호를 기재한다.

(c) “9. 추가개조사항” 란은 해당항공기의 소음을 이 기준에 맞추기 위해 수행한 수리․개조 작업 제목을 기재하며 부가형식증명 번호와 제목을 기재한다.

(d) “10. 측면 소음값”, “11. 착륙 소음값”, “12. 상공 소음값” 란은 Subpart B, C, D, E에 적용되는 비행기와 초음속 비행기의 소음값을 기재한다.

(e) “11. 착륙 소음값”, “12. 상공 소음값”, “13. 이륙 소음값” 란은 Subpart H에 적용되는 헬리콥터의 소음값을 기재한다.

(f) Subpart F에 적용되는 비행기는 “12. 상공 소음값” 란에만 소음값을 기재한다.

(g) Subpart J에 적용되는 비행기는 “13. 이륙 소음값” 란에만 소음값을 기재한다.

(h) Subpart B, C, D에 적용되는 비행기중 신청자가 제출한 비행기의 소음값이 Take-off, Sideline, Approach에서 측정한 것일 경우, Take-off 소음값은 “12. 상공 소음값” 란에 기재하고 Sideline 소음레벨은 “10. 측면 소음값” 란에 기재하며 Approach 소음값은 “11. 착륙 소음값” 란에 기재한다.

| 증명번호 Certificate No.

대한민국 국토교통부 The Republic of Korea Ministry of Land, Infrastructure and Transport 소음기준적합증명서 Noise Certificate

210㎜×297㎜[백상지(120g/㎡)]

별첨 H. 토지 사용 계획 목적을 위한 회전익 항공기 소음 데이터를 취득하기 위한 지침

이 지침은 헬리콥터의 소음 노출 형태를 예측하기 위한 자료 준비와 헬리포트의 소음 규제 운영 절차 개발을 지원하기 위한 것이다.

[압축 안 파일: 14 항공기기술기준 Part 45 식별 표시.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 45

식별 표시

(Identification and Marking)

국 토 교 통 부

항공기기술기준 KAS Part 45 식별 표시(Identification and Marking) 제정: 2009.11.23 45- 목차 - 개정: 2013.04.15목 차 (Contents)

항공기기술기준 KAS Part 45 식별 표시(Identification and Marking)

제정: 2009.11.23 45- 목차 - 개정: 2013.04.15

Subpart A 일 반

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항공기기술기준 KAS Part 45 식별 표시(Identification and Marking) 제정: 2009.06.18 45 - 개정: 2013.04.15Subpart A - 일반

항공기기술기준 KAS Part 45 식별 표시(Identification and Marking)

제정: 2009.06.18 45 - 개정: 2013.04.15

(a) 이 기준은 항공기등, 장비품 또는 부품 등에 대하여 다음과 관련된 식별 표시의 세부사항을 규정한다.

(1) 형식증명서

(2) 제작증명서, 부품등제작자증명서, 기술표준품형식승인서

(3) 우리나라와 항공안전에 관한 협정을 체결한 국가의 항공기등, 장비품 또는 부품의 수락에 관하여 협정

(b) 이 기준에서 사용하는 용어의 정의는 다음과 같다.

(1) “항공제품(article)”이란 자재(material), 부품(part), 장비품(component), 공정(process) 또는 장치(appliance) 등을 말한다.

(2) “수명제한(Life-limited)부품”이란 형식설계, 감항성유지지침서(Instructions for Continued Airworthiness) 또는 정비교범 등에서 강제적으로 교환한계가 정해진 부품을 말한다.

Subpart B 항공기등 또는 항공제품 표식

다음에 해당하는 자 이외에는 항공기등 또는 항공제품에 표식을 하지 않아야 한다.

(a) 다음 중 어느 하나에 해당하는 항공기등 또는 항공제품 제작자

(1) 제21장의 Subpart F, G, K, O에 해당하는 자

(2) 우리나라와 항공안전에 관한 협정을 체결한 국가에서 협정에 따라 항공기등 또는 항공제품을 우리나라에 수출하는 자

(b) 항공기등 또는 항공제품은 승인된 설계에 합치하며, 안전한 운용상태이어야 한다. 기술표준품의 경우, 해당 기술표준품에 적용되는 성능표준을 충족하여야 한다.

(a) 항공기

(1) 식별판은 내화성 표식 방법으로 45.13의 정보를 표시하여야 한다.

(2) 식별판은 정상 운용중에 항공기에서 이탈되거나 분리되지 않아야 하며, 항공기사고 발생시 분실 또는 훼손되지 않아야 한다.

(3) 식별판은 지상에 있는 사람이 쉽게 알아볼 수 있도록 항공기 뒷부분에 있는 출입문 주위 또는 꼬리날개면 주위의 동체 외부에 부착하여야 한다.

(b) 항공기 엔진

형식증명 또는 제작증명을 받아 항공기 엔진을 제작하는 자는 다음과 같이 내화성 식별판을 부착하여야 한다.

(1) 식별판은 내화성 표식 방법으로 45.13의 정보를 표시하여야 한다.

(2) 식별판은 엔진의 접근가능한 곳에 부착되어야 한다.

(3) 식별판은 정상 운용중에 엔진에서 이탈되거나 분리되지 않아야 하며, 항공기사고 발생시 분실 또는 훼손되지 않아야 한다.

(c) 프로펠러, 프로펠러 블레이드 또는 허브

형식증명 또는 제작증명을 받아 프로펠러, 프로펠러 블레이드 또는 프로펠러 허브를 제작하는 자는 다음과 같이 내화성 식별판을 부착하여야 한다.

(1) 식별판은 치명적이지 않은 표면에 부착하여야 한다.

(2) 식별판은 내화성 표식 방법으로 45.13의 정보를 표시하여야 한다.

(3) 식별판은 정상 운용중에 엔진에서 이탈되거나 분리되지 않아야 한다.

(4) 항공기사고 발생시 분실 또는 훼손되지 않아야 한다.

(c) 활공기

활공기의 경우에는 (a)(3)을 적용하지 아니한다.

(a) 45.11의 (a)부터 (c)까지에서 규정하는 식별정보는 다음과 같다.

(1) 제작자명

(2) 모델명

(3) 일련번호

(4) 형식증명서 발행번호(적용시)

(5) 제작증명서 발행번호(적용시)

(6) 엔진의 경우에는 정격출력 또는 추력

(7) 기타 국토교통부장관이 필요하다고 인정하는 내용

(b) (b) 항공기, 엔진, 프로펠러, 프로펠러 블레이드 또는 프로펠러 허브에 부착되어 있는 식별판의 정보를 제거, 변경 또는 위치 변경 등을 하지 말아야 한다.

(c) 정비 등 특별한 사유가 없는 한 식별판을 제거해서는 아니된다.

(d) 항공기 정비, 예방정비, 수리 및 개조 작업 등 필요할 경우에는 정비교범 등에 따라 다음과 같은 업무를 수행할 수 있다.

(1) 식별정보의 제거, 변경 또는 위치 변경

(2) 식별판 제거

(e) 제거된 식별판 이외의 다른 식별판을 장착하여서는 아니된다.

(a) 부품등제작자증명 장비품

부품등제작자증명 장비품을 제작하는 자는 영구적이고 읽기 쉬운 방법으로 다음의 정보를 표시하여야 한다.

(1) 개별 부품등제작자증명 장비품에는 제작자(부품등제작자증명소지자)의 명칭, 상표(Trademark), 심벌(Symbol) 또는 기타 국토교통부장관이 승인한 식별 및 부품 번호

(2) 부품등제작자증명 부품 표식(K-PMA)

(b) 기술표준품

기술표준품을 제작하는 자는 영구적이고 읽기 쉬운 방법으로 다음의 정보를 표시하여야 한다.

(1) 개별 기술표준품에는 제작자(기술표준품형식승인서)의 명칭, 상표(Trademark), 심벌(Symbol) 또는 기타 국토교통부장관이 승인한 식별 및 부품 번호

(2) 해당 기술표준품 표준서에서 별도로 명시한 경우를 제외하고, 개별 기술표준품에 기술표준품 표준서 번호, 승인서 번호, 해당 기술표준품 표준서에 따른 정보, 일련번호 또는 제조일자

(c) 치명적인 부품

제작자의 정비교범 또는 감항성유지지침서의 감항성 한계에 따른 교환시간, 검사주기 또는 관련 절차가 규정되어 있는 치명적인 부품을 생산하는 자는 부품번호 (또는 이화 동등한 식별표시) 및 일련번호(또는 이와 동등한 식별표시)를 영구적이고 읽기 쉬운 방법으로 표시하여야 한다.

(d) 너무 작은 부품이거나 (a)에서 요구하는 식별 정보를 모두 표시할 수 없는 부품(Parts impractical to mark)의 경우에는 부품 포장용기에 부착할 수 있다.

수명제한 부품 형식증명 또는 설계승인을 받은 자는 항공기 정비, 예방정비, 수리 및 개조 작업 등에 필요한 지침 등을 개발하거나 해당 부품의 완결성을 훼손하지 않고 표식하는 것이 불가능하다는 것 등을 제시하여야 한다.

[압축 안 파일: 15 항공기기술기준 Part VLR류 회전익항공기.hwp]

항공기기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part VLR

감항분류가 경회전익항공기(Very Light Rotorcraft)류인 회전익항공기에

대한 기술기준

제정: 2010.05.04 VLR - 개정: 2013.04.15항공기기술기준 KAS Part VLR류 항공기 기술기준Subpart A 일반

제정: 2010.05.04 VLR - 개정: 2013.04.15

항공기기술기준 KAS Part VLR류 항공기 기술기준

KAS-VLR 1 적용

이 기준은 최대이륙중량이 600kg이하이고, 다음 사항을 만족하는 경회전익항공기(이하 “경회전익기”라 한다)에 적용하는 감항성 기준(Airworthiness Code)을 규정한다.

(a) 단순한 형상설계

(b) 2좌석 이하로 설계된

(c) 터빈 또는 로켓엔진으로 구동되지 않는

(d) VFR 비행으로 제한된 경회전익기

Subpart B 비행

일반

KAS-VLR 21 적합성 보증

하중조건 범위 내에 있는 중량 및 무게중심의 각 해당 조합에서 이 Subpart의 각 요건을 만족하여야 한다. 이를 위하여 다음의 방법으로 입증하여야 한다.

(a)인증을 받고자 하는 형식의 경회전익기에 대한 시험, 또는 시험의 결과에 기반을 두고 동등한 정밀도를 나타내는 계산 방법으로 입증하여야 한다.

(b) 중량 및 무게중심의 조사된 조합으로부터 합리적으로 적합성을 추론할 수 없는 경우, 중량 및 무게중심의 요구되는 모든 조합에 대한 체계적인 조사(investigation)에 의해서 입증하여야 한다.

KAS-VLR 25 중량한계

(a) 최대중량. 최대중량(maximum weight)은 이 기준의 각 해당 요건에 대하여 적합성이 입증되는 최고의 중량(highest weight)을 의미한다. 최대중량은 다음과 같이 설정되어야 한다.

(1) 다음의 값보다 크지 않아야 한다.

(i) 신청자가 선정한 최대중량

(ii) 설계최대중량. 이 기준의 각 해당 구조하중 조건에 대하여 적합성이 입증되는 최고의 중량.

(iii) 각 해당 비행 요건에 대한 적합성이 입증되는 최고 중량.

(2) 다음의 합 중에서 가장 큰 값보다 작지 않아야 한다.

(i) KAS-VLR 29절에 따라 결정된 공허중량, 정격최대연속출력에서 1시간 동안 운용할 수 있는 연료의 중량, 오일이 만재된 상태(full capacity)의 오일 중량, 각 좌석에 대해 86kg의 탑승자 중량

(ii) KAS-VLR 29절에 따라 결정된 공허중량, 최대 연료 중량, 오일이 만재된 상태의 오일 중량, 86㎏의 1인 조종사 중량과 제거 가능한 밸러스트의 중량

(b) 최소중량. 이 기준의 각 해당 요건에 대하여 적합성이 입증된 가장 낮은 중량인 최소중량(minimum weight)은 다음과 같이 설정되어야 한다.

(1) 다음 중량의 합을 초과하지 않아야 한다.

(i) KAS-VLR 29절에 따라 결정된 공허중량.

(ii) 각 승무원의 중량은 77kg 또는 신청자가 선정한 더 가벼운 중량으로 가정한다.

(2) 최소중량은 이 기준의 각 해당 구조 하중조건과 비행조건에 대한 적합성이 입증된 설계최소중량보다 작지 않아야 한다.

KAS-VLR 27 무게중심 한계

KAS-VLR 25절의 규정에 따라 설정된 각 중량에 대하여 전방과 후방, 그리고 중대한 경우 양측방의 무게중심 한계가 설정되어야 한다. 무게중심 위치는 다음의 한계를 벗어나지 않아야 한다.

(a) 신청자가 선정하는 한계.

(b) 구조강도가 입증된 한계.

(c) 해당 비행요건에 적합성이 입증된 한계.

KAS-VLR 29 공허중량 및 대응 무게중심

(a) 공허중량(empty weight)과 이에 대응하는 무게중심(C.G.)은 승무원 및 유사하중(payload)를 제외하고, 다음을 포함한 경회전익기의 중량측정을 통하여 결정되어야 한다.

(1) 고정된 밸러스트

(2) KAS-VLR 959절에 따라 결정된 사용불능 연료.

(3) 다음을 포함한 작동유체가 만재된 상태.

(i) 오일.

(ii) 경회전익기 시스템의 운용에 필요한 기타의 유체.

(b) 공허중량을 결정할 때의 경회전익기 상태는 명확히 정의되고 용이하게 반복될 수 있어야 한다. 특히, 연료, 오일, 냉각액 및 부착된 장비 등의 중량에 대해서는 더욱 명확히 하여야 한다.

KAS-VLR 31 제거 가능한 밸러스트

비행 요건에 대한 적합성을 입증할 때, 제거 가능한 밸러스트(removable ballast)를 사용할 수 있다.

KAS-VLR 33 메인로터 회전속도 및 피치한계

(a) 메인로터 속도 한계. 메인로터의 속도범위는 다음의 조건에 적합하도록 설정되어야 한다.

(1) 동력이 연결되어 있는 경우 메인로터의 속도범위는 어느 기동에서든지 발생할 수 있는 로터 속도의 변동을 수용할 수 있는 적당한 여유를 가지고 있어야 한다. 속도 범위는 사용된 조속기 또는 동조장치의 성능을 고려한 것이어야 한다.

(2) 동력이 차단되어 있는 경우 메인로터의 속도범위는 인증을 받고자 하는 속도 및 중량의 전 범위에 걸쳐 적절한 자동회전비행이 가능하도록 설정되어야 한다.

(b) 정상 상태에서 메인로터 고피치 한계(동력 상태). 다음의 (e)항에 따라서 메인로터 저속도 경고장치가 요구되는 헬리콥터를 예외하고, 동력이 연결되어 있는 엔진의 승인된 최대한계를 초과되지 않은 어떠한 비행상태에서도 메인로터가 고피치 한계 상태일 때 메인로터 속도가 승인된 최소속도보다 현저히 낮아지는 상황이 일어나지 않음을 입증하여야 한다. 이 요건은 다음과 같은 방법으로 충족시킬 수 있다.

(1) 적절한 메인로터 고피치 정지 위치의 설정.

(2) 메인로터의 속도저하가 위험한 수준으로 일어나지 않게 하는 경회전익기의 고유 특성.

(3) 조종사에게 위험한 메인로터 속도를 경보하는 적절한 수단.

(c) 정상 상태에서 메인로터 저피치 한계(무동력 상태). 동력이 차단된 상태에서 다음 사항에 대한 적합성을 입증하여야 한다.

(1) 정상 상태에서의 메인로터 저피치 한계는 중량과 속도의 임계 조합 조건에서 어떠한 자동회전비행 상태에서도 로터 속도를 충분히 유지할 수 있어야 한다.

(2) 특별한 조종기술이 없어도 메인로터가 과속되지 않게 방지할 수 있어야 한다.

(d) 비상시 고피치. 메인로터의 고피치 정지장치(stop)가 (b)(1)항의 규정에 적합하게 설정되어 있고 부주의로 인해 그 정지 한계가 초과되는 경우가 발생할 수 없다면, 비상용으로 추가적인 피치를 설정할 수 있다.

(e) 헬리콥터 메인로터 저속도 경고. 다음에 적합한 메인로터 저속도 경고장치를 장치하여야 한다.

(1) 동력연결(power-on) 상태 및 동력차단(power-off) 상태를 포함한 모든 비행상태에서 메인로터 회전속도가 안전비행을 위태롭게 할 수 있는 값에 이를 경우 조종사에게 경고가 전달되어야 한다.

(2) 경고방법으로 헬리콥터 고유의 공기역학적 특성을 이용하거나 다른 장치를 사용할 수 있다.

(3) 경고는 모든 조건에서 분명하고 뚜렷해야 하며 모든 다른 경고와 명백히 구별되어야 한다. 조종석 내의 승무원이 주의를 기울어야 인지할 수 있는 시각적 경고 장치는 그 장치만으로는 경고장치로 인정되지 않는다.

(4) 경고장치가 사용된 경우, 저속도 상태에서 벗어났을 때 경고가 자동적으로 해제되어야 하며 원래 상태로 돌아가야 한다. 경고장치에 청각 경고 기능이 있을 경우에는 저속도 상태에서 벗어나기 전이라도 조종사가 수동으로 청각 경고소리를 해지하는 장치가 있어야 한다.

성능

KAS-VLR 45 일반

(a) 달리 규정되지 않은 경우, 이 기준의 성능 요건은 정지된 공기 및 표준대기 조건에서 만족해야 한다.

(b) 성능은 80% 상대습도와 특정 비행 조건을 근거로 특정 주위대기조건 하에서의 엔진이용출력과 상응되어야 한다.

(c) 이용출력은 승인된 출력을 초과하지 않는 것이어야 하며, 장착손실과 특정한 대기조건과 특정한 비행조건에서 보기장치 및 서비스 동력공급에 의해 흡수되는 출력 손실을 제외한 엔진출력에 상응해야 한다.

KAS-VLR 51 이륙

(a) 이륙 출력 및 이륙 회전수, 최전방 무게중심 위치 상태 등에서 이륙하는 경우 다음의 각 조건을 충족해야 한다.

(1) 이륙시 특별한 조종기술이나 특별히 유리한 조건이 요구되지 않아야 한다.

(2) 이륙 중 한 엔진이 고장나는 경우 비행경로 상에 있는 어떠한 지점에도 안전하게 착륙할 수 있어야 한다.

(b) (a)항에 대한 적합성은 인증에서 요구되는 중량과 고도 범위에 대하여 입증되어야 한다.

KAS-VLR 65 상승

최대연속출력에서 정상 상승률은 다음과 같은 조건에서 결정되어야 한다.

(a) 인증을 받고자 하는 속도

(b) 해면고도부터 인증을 받고자 하는 고도까지

(c) 인증을 받고자 하는 중량 및 온도

KAS-VLR 71 활공 성능

최소 하강률 대기속도와 최대 활공각 대기속도는 다음 조건의 자동회전비행(autorotation) 상태에서 결정하여야 한다.

(a) 최대 중량.

(b) 신청자가 선정한 로터 속도.

KAS-VLR 73 최소운용속도 성능

(a) 인증을 받고자 하는 중량, 고도 및 온도의 범위에 걸쳐 다음 조건에서 제자리비행이 가능한 고도를 결정하여야 한다.

(1) 이륙 출력 상태.

(2) 정상적인 이륙 절차에 해당하는 고도에서 경회전익기가 지면효과를 받고 있는 상태.

(b) 위의 (a)항에서 결정한 제자리비행 한계고도는 표준대기와 최대중량 조건에서 최소한 915m이어야 한다.

KAS-VLR 75 착륙

(a) 다음의 조건에서 경회전익기는 과도한 수직 가속도, 바운스(bounce), 전복(nose over), 그라운드 루프(ground loop), 포퍼스(porpoise) 또는 워터 루프(water loop)의 경향이 없이, 그리고 특별한 조종기술 또는 극히 유리한 조건을 요구함이 없이, 안전하게 착륙할 수 있어야 한다.

(1) 신청자가 선정한 해당 경회전익기의 형식에 적합한 진입 및 활공 속도.

(2) 진입 및 착륙은 동력이 차단된 상태에서 이루어져야 한다.

(3) 진입 및 착륙은 정상 자동회전비행으로부터 이루어져야 한다.

KAS-VLR 79 제한 고도-속도 선도

(a) 다음의 (b)항에 규정되어 있는 동력장치의 고장상태에서 안전하게 착륙할 수 없는 고도와 전진속도(제자리비행을 포함해서)의 조합이 있는 경우에는, 다음의 범위에서 그 조건에 대한 제한고도-속도 선도(모든 적절한 자료를 포함해서)를 설정하여야 한다.

(1) 표준해면고도에서부터 해당 경회전익기가 도달할 수 있는 최고고도 또는 2,134m (7,000ft)의 고도 중에서 더 낮은 고도까지의 고도범위.

(2) (표준해면고도에서의) 최대 중량에서부터 (a)(1)항에 해당하는 각 고도에 대해 신청자가 선정한 중량 중 더 작은 중량까지의 중량 범위. 해면고도보다 높은 고도에서의 중량은 최대 중량이나 지면효과 없이 제자리비행을 할 수 있는 최대 중량 중의 더 작은 값보다 작지 않아야 한다.

(b) 동력장치의 고장상태는 완전한 자동회전비행 상태를 말한다.

비행 특성

KAS-VLR 141 일반

경회전익기의 비행특성은 다음과 같은 조건에 적합하여야 한다.

(a) 별도로 규정되어 있지 않다면, 다음의 조건에서 비행 특성 요건을 만족하여야 한다.

(1) 운용 고도 및 온도.

(2) 인증을 받고자 하는 중량 및 무게중심위치 범위 내의 모든 임계 하중조건.

(3) 동력연결(power-on) 상태로 운용하는 경우, 인증을 받고자 하는 모든 속도, 출력 및 로터 속도.

(4) 동력차단(power-off) 상태로 운용하는 경우, 승인된 장착(rigging) 지시서 및 허용 오차에 따라 조절된 조정장치에 의하여 달성할 수 있는, 인증을 받고자 하는 모든 속도 및 로터 속도.

(b) 특별한 조종기술, 주의력 또는 체력을 필요로 하거나 갑작스럽게 동력이 완전히 고장난 상태를 포함한, 해당 형식의 경회전익기에 있을 수 있는 모든 운용 상태에서 제한하중계수를 초과할 위험이 없이, 임의의 필요한 비행 상태를 유지할 수 있어야 하며, 또한 임의의 비행상태에서 여하의 다른 비행상태로 원활하게 전환할 수 있어야 한다.

KAS-VLR 143 조종성 및 기동성

(a) 경회전익기는 다음 상태에서 안전한 조종성 및 기동성을 가져야 한다.

(1) 정상 비행 중인 상태.

(2) 다음 상태를 포함한, 해당 경회전익기형식에 적절한 모든 기동 중인 상태.

(i) 이륙.

(ii) 상승.

(iii) 수평비행.

(iv) 선회비행.

(v) 활공.

(iv) 착륙(동력연결(power-on) 및 동력차단(power-off) 상태).

(vii) 자동회전비행 상태로 진입 중 실패 이후 동력연결(power-on) 비행으로의 회복.

(b) 사이클릭 조정은 다음 상태의 초과금지속도(VNE)에서 만족스럽게 롤 및 피치 조정을 할 수 있는 여유가 있어야 한다.

(1) 임계 중량.

(2) 임계 무게중심.

(3) 로터의 위험회전수.

(4) 동력 차단 및 동력 상태.

(c) 다음의 상태에서 경회전익기가 지상 또는 지상 부근에서 경회전익기형식에 해당하는 임의의 기동(예를 들면, 측풍이륙, 횡진 비행 또는 후진 비행) 중에 조정능력을 상실하지 않고 비행할 수 있는 풍속을 정하여야 한다. 다만, 이때의 풍속은 31km/h(17노트) 이상이어야 한다.

(1) 임계 중량.

(2) 임계 무게중심.

(3) 로터의 위험회전수.

(4) 표준해면고도로부터 인증에서 요구하는, 착륙을 위해 요구되는 최대 고도까지의 고도

(d) 경회전익기는 최대연속출력 및 임계중량 조건에서 동력계통이 완전히 고장난 상태일 때 인증이 요구된 전체 비행속도 및 고도 범위에서 조종이 가능하여야 한다. 동력계통이 고장난 후에 이루어지는 수정조작에 대한 시간지연은 다음의 시간보다 작지 않을 수 있다.

(1) 순항비행 상태일 때, 1초 또는 통상적인 조종사 반응시간 중에 큰 시간.

(2) 기타의 상태일 때, 통상적인 조종사 반응시간.

(e) KAS-VLR 1505(c)항에 따라서 동력차단(power-off) 상태의 초과금지속도(VNE)를 설정한 헬리콥터는 임계중량, 임계 무게중심 및 로터 위험회전수 조건에서 다음의 요건에 대한 적합성을 실증하여야 한다.

(1) 동력연결(power-on) 상태에서 마지막까지 작동 중인 엔진이 부작동 상태로 되었을 때, 헬리콥터의 속도는 특별한 조종기술을 필요로 하지 않고 동력차단 상태의 초과금지속도(VNE)로 안전하게 감소하여야 한다.

(2) 동력차단 상태의 1.1VNE(power-off) 속도에서 사이클릭 조정은 동력차단 상태에서 만족스러운 롤과 피치 조정이 가능한 여유를 가지고 있어야 한다.

KAS-VLR 151 비행조정장치

(a) 세로, 가로, 방향, 그리고 콜렉티브 조정장치는 과도한 초기작동력, 마찰, 또는 예비하중(preload)이 필요하지 않아야 한다.

(b) 경회전익기조정시스템에 작용하는 힘과 유격은 조정시스템 입력에 대한 원활하고 즉각적인 반응을 저해하지 않아야 한다.

KAS-VLR 161 트림조정장치

트림조정장치는 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(a) 임의 해당 속도로 수평 비행할 때, 모든 정적인 세로, 가로, 그리고 콜렉티브 조정장치에 작용하는 힘을 영(0)으로 트림하여야 한다.

(b) 조종력의 변화율에 바람직하지 않는 불연속 특성을 나타내지 않아야 한다.

KAS-VLR 171 안정성: 일반

경회전익기는 정상 운항 시 예상되는 일정 시간 동안의 임의의 일반적인 기동 중에 조종사에게 과도한 피로나 긴장을 주지 않고 비행할 수 있어야 한다. 이 요건에 대한 적합성은 적어도 3회 이상의 이륙 및 착륙을 통하여 입증하여야 한다.

KAS-VLR 173 정적 세로안정성

(a) 트림상태의 속도보다 낮은 속도를 얻기 위해서는 조정장치를 후퇴하고 트림상태의 속도보다 높은 속도를 얻기 위해서는 조정장치를 전진시키도록 세로 조정장치를 설계하여야 한다.

(b) 조정장치의 위치 대비 속도 곡선의 기울기는 KAS-VLR 175(a)항에서 (c)항까지에 규정된 기동을 하는 중에 스로틀과 콜렉티브 피치를 고정한 상태에서 인증을 받고자 하는 모든 고도범위에 대해 항상 양의 값이어야 한다.

(c) 달리 규정되어 있지 않다면, KAS-VLR 175(d)에 규정된 기동 중에 세로 조정장치의 위치 대비 속도 곡선의 기울기는 음(-)의 조작이 조정장치 전체 작동거리의 10% 이하인 경우 규정된 속도범위 내에서 음의 값이 될 수도 있다.

KAS-VLR 175 정적 세로안정성 실증

(a) 상승비행. 정적 세로안정성은 다음의 조건으로 최량 상승률 속도(VY)의 0.85배 속도에서부터 최량 상승률 속도(VY)의 1.2배까지의 속도 범위로 상승하는 상태에서 입증하여야 한다.

(1) 임계 중량.

(2) 임계 무게중심.

(3) 최대연속출력.

(4) 착륙장치는 접혀진 상태.

(b) 순항비행. 정적 세로안정성은 다음의 조건으로 0.7VH와 0.7VNE 중에 작은 속도에서부터 1.1VH와 1.1VNE 중에 작은 속도까지의 속도로 순항하는 상태에서 입증하여야 한다. 여기서, VH는 최대연속출력 상태로 수평비행 시의 최대속도이고, VNE는 초과금지속도를 나타낸다.

(1) 임계 중량.

(2) 임계 무게중심.

(3) 0.9VH와 0.9VNE 중에 작은 쪽의 속도로 수평 비행시 해당되는 출력.

(4) 경회전익기는 0.9VH와 0.9VNE 중에 작은 속도에서 트림된 상태.

(c) 자동회전비행. 정적 세로안정성은 다음의 조건으로 최소 하강률 속도의 0.5배 속도에서부터 초과금지속도 VNE 또는 동력차단 상태의 초과금지속도 VNE(power-off)가 설정되었을 경우에는 1.1VNE(power-off)까지의 속도 범위에서 자동회전비행 상태로 입증하여야 한다.

(1) 임계 중량.

(2) 임계 무게중심.

(3) 동력이 차단된 상태.

(4) 규정된 속도 범위에 걸쳐 안전성 입증을 위해 필요하다고 감항당국이 판단한 속도에서 경회전익기는 트림된 상태.

(d) 제자리비행. 헬리콥터의 세로 사이클릭 조정장치는 다음의 조건으로 승인된 최대후진속도와 31km/h(17노트)의 전진속도 범위에서 KAS-VLR 173절에 규정된 움직임 방향과 감각에 일치하도록 작동되어야 한다.

(1) 임계 중량.

(2) 임계 무게중심.

(3) 지면효과를 받으며 일정한 고도를 유지하는데 필요한 출력 상태.

(4) 헬리콥터는 제자리비행에 대하여 트림된 상태.

KAS-VLR 177 정적 방향안정성

정적 방향안정성은 KAS-VLR 175(a)항 및 (b)항에 규정된 트림상태에서 스로틀 및 콜렉티브 조정장치가 일정하게 고정 상태를 유지하고 있을 때 양(+)의 값이 되어야 한다. 이 요건은 트림으로부터 ±10도(°)의 사이드슬립 각도 범위에서 일정하게 증가하는 방향 조정 편차에 의해서 입증하여야 한다. 사이드슬립이 한계 값에 도달할 때 이를 조종사에게 알릴 수 있는 충분한 경고장치를 구비하여야 한다.

지상 및 수상 조종특성

KAS-VLR 231 일반

경회전익기는 충분한 지상 및 수상 조종특성을 가져야 하며, 운용 중에 예상되는 모든 조건에서 조정할 수 없는 특성이 없어야 한다.

KAS-VLR 239 물보라 특성

수상운항을 인증받고자 하는 경회전익기의 경우에는, 수상 활주, 이수 및 착수 동안 조종사의 시계를 방해하거나 로터 또는 다른 기체의 구성품에 손상을 줄 수 있는 물보라(spray)현상이 존재하지 않아야 한다.

KAS-VLR 241 지상 공진

경회전익기는 지상에서 로터가 회전하고 있는 동안에 위험하게 흔들리는 경향이 없어야 한다.

기타 비행요건

KAS-VLR 251 진동 요건

경회전익기의 각 부분은 모든 해당 속도와 출력 조건에서 과도한 진동이 발생하지 않아야 한다.

Subpart C 강도 요건

일반

KAS-VLR 301 하중

(a) 구조강도 요건은 제한하중(운용 중 예상되는 최대하중)과 극한하중(제한하중에 규정된 안전율을 곱한 값)으로 명시된다. 별도로 규정하지 않는 한, 명시된 하중은 제한하중이다.

(b) 별도로 규정하지 않는 한, 명시된 비행하중, 지상하중, 그리고 수상하중은 경회전익기의 질량 요소를 고려한 관성력과 평형을 이루어야 한다. 이 하중은 보수적으로 실제조건에 근사하게 분포하거나 실제조건을 대표할 수 있도록 분포되어야 한다.

(c) 하중으로 인한 변형이 외부하중 또는 내부하중의 분포를 심각하게 변경시키는 경우 이에 대한 하중의 재분포를 고려하여야 한다.

KAS-VLR 303 안전율

안전율은 별도로 규정하는 경우를 제외하고는 1.5로 한다. 이 안전율은 내부응력에 적용하는 것이 더 보수적인 경우를 제외하고, 외부하중과 관성하중에 적용한다.

KAS-VLR 305 강도 및 변형

(a) 구조는 유해하거나 영구적인 변형이 없이 제한하중을 지지할 수 있어야 한다. 제한하중까지의 하중에 의한 변형은 운용 안전성을 저해하지 않아야 한다.

(b) 구조는 파손 없이 극한하중을 지지할 수 있어야 하며, 다음의 두 가지 방법 중 하나의 방법으로 입증하여야 한다.

(1) 최소한 3초 이상 극한하중을 가하는 정적 시험.

(2) 실제 하중을 적용하여 모사한 동적 시험.

KAS-VLR 307 강도 입증

(a) 구조의 강도 및 변형 요건에 대한 적합성은 예상되는 운용환경을 고려하여 모든 임계 하중조건에 대해서 입증하여야 한다. 경험상 신뢰할 수 있음이 입증되어 있는 경우에 한하여, 구조의 정적 또는 피로강도에 관한 해석을 통하여 적합성을 입증할 수 있다. 그 이외의 경우에는 모두 실제의 하중시험에 의하여 입증하여야 한다.

(b) 강도 요건에 대한 적합성을 입증할 때에는 다음의 항목을 포함해야 한다.

(1) 로터, 로터 구동장치 및 로터 조정장치에 대한 동적 시험 및 내구성 시험.

(2) 조종면을 포함한 조정시스템에 대한 제한하중시험.

(3) 조정시스템 작동시험.

(4) 비행응력 측정시험.

(5) 착륙장치 낙하시험.

(6) 기타 새로운 설계 또는 특수한 설계에 대하여는 필요하다고 인정되는 추가시험.

KAS-VLR 309 설계 제한사항

구조강도 요건에 대한 적합성을 입증하기 위하여 다음의 수치 및 제한사항을 설정하여야 한다.

(a) 최대 설계중량.

(b) 동력연결(power-on) 및 동력차단(power-off) 상태에서 메인로터의 회전속도 범위.

(c) (b)항에 따라 결정된 메인로터의 회전속도 범위에 대응하는 최대 전진비행속도.

(d) 최대 후진비행속도 및 최대 횡진비행속도.

(e) (b), (c) 및 (d)항에 따라 결정된 각 제한사항에 대응하는 무게중심의 한계.

(f) 동력장치와 이에 연결되어 회전하는 구성품의 회전 속도의 비율.

(g) 양(+) 및 음(-)의 제한기동 하중계수.

비행하중

KAS-VLR 321 일반

(a) 비행하중계수는 경회전익기의 세로 축에 수직으로 작용하고, 항공기 무게중심에서 관성하중계수의 크기와 같고 방향은 반대인 것으로 가정한다.

(b) 비행하중 요건에 대한 적합성은 다음의 조건에서 입증하여야 한다.

(1) 최소 설계중량에서 최대 설계중량까지 각각의 중량.

(2) 경회전익기의 비행 매뉴얼에 명시된 운용한계 내의 유효탑재하중의 실제적인 분포.

KAS-VLR 337 제한기동 하중계수

경회전익기는 다음의 제한기동 하중계수를 충족하도록 설계하여야 한다.

(a) 양(+)의 한계 +3.5에서 음(-)의 한계 -1.0까지의 제한기동 하중계수 범위에서 설계한다. 또는

(b) 다음의 경우에는 제한기동 하중계수 양(+)의 한계 +2.0 이상, 그리고 음(-)의 한계 -0.5 이상을 적용할 수 있다.

(1) 선정한 하중계수를 초과할 확률이 해석 및 비행시험을 통해서 극히 희박(extremely remote)한 것으로 입증된 경우.

(2) 선정한 하중계수가 최대 설계중량에서 최소 설계중량 사이의 모든 중량에 대하여 적합한 경우.

KAS-VLR 339 합성 제한기동하중

제한기동 하중계수를 적용하여 발생하는 하중은 각 로터 허브의 중심과 각 보조 양력면에 작용하고, 로터와 보조 양력면 사이의 하중 분포 방향으로 작용하는 것으로 가정한다. 이로써 임계기동조건을 대표할 수 있도록 하고, 로터 익단의 최대 설계 속도비를 갖는 동력연결(power-on) 및 동력차단(power-off) 비행 상태를 포함하여야 한다. 로터 익단의 속도비는 로터 디스크 면에서 경회전익기비행속도 성분과 로터 블레이드의 익단 회전속도의 비를 말하고, 다음의 공식으로 나타낸다.

여기서,

V: 비행경로 방향의 대기속도, m/s

α: 대칭면 상에 투영된 페더링 없는 축(axis of no feathering)과 비행경로에 수직한 선이 이루는 각(radian)으로서 축이 후향일 때는 부호를 양(+)으로 한다.

Ω: 로터의 회전 각속도, rad/s.

R: 로터의 반경, m.

KAS-VLR 341 돌풍 하중

경회전익기는 제자리비행을 포함한 모든 임계대기속도에서 9.1m/s(30ft/s)의 수직 돌풍으로 인한 하중을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다.

KAS-VLR 351 요잉 상태

(a) 경회전익기는 다음의 상태에서 (b)항과 (c)항에 규정된 기동을 수행할 때 발생하는 하중을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다.

(1) 무게중심에 대한 불평형 공기역학적 모멘트. 경회전익기는 관성반력을 일으키는 주 질량을 고려하여 합리적 또는 보수적인 방법으로 무게중심에 반작용한다.

(2) 최대 메인로터 회전속도.

(b) 위의 (a)항에서 요구하는 하중을 발생시키기 위하여 0에서부터 0.6VNE까지 전진비행속도에서 요잉 없이 가속되지 않는 비행상태에서 다음과 같이 조작해야 한다.

(1) 조종실의 방향 조정장치를 정지장치 또는 KAS-VLR 395(a)항에 규정된 조종력으로 최대 제한위치까지 신속하게 조작한다.

(2) 발생한 사이드슬립 각도 또는 90도° 중에서 더 작은 각도에 도달하게 한다.

(3) 방향 조정장치를 신속하게 중립위치로 조작한다.

(c) 위의 (a)항에서 요구하는 하중을 발생시키기 위하여 0.6VNE에서부터 VNE 또는 VH 중에 작은 전진비행속도에서 요잉 없이 가속되지 않는 비행상태에서 다음과 같이 조작해야 한다.

(1) 조종실의 방향 조정장치를 정지장치 또는 KAS-VLR 395(a)항에 규정된 조종력으로 최대 제한위치까지 신속하게 조작한다.

(2) VNE 또는 VH 중에 더 작은 속도에서, 사이드슬립 각도 또는 15° 중에 더 작은 각도에 도달하게 한다.

(3) 위의 (b)(2)항과 (c)(2)항의 사이드슬립 각도를 비행속도와 함께 변화시킨다.

(4) 방향 조정장치를 신속하게 중립위치로 조작한다.

KAS-VLR 361 엔진 토크

제한 엔진 토크는 최대연속출력에 대한 평균 토크에 다음의 계수를 곱하여 구하여야 한다.

(1) 4 행정(stroke) 엔진-

(i) 실린더가 5개 이상인 엔진에 대해서는 1.33

(ii) 실린더가 4개, 3개, 2개 또는 1개인 엔진에 대해서는 각각 2, 3, 4 또는 8

(2) 2개 행정(stroke) 엔진-

(i) 실린더가 2개 이상인 엔진에 대해서는 2

(ii) 실린더가 2개 또는 1개인 엔진에 대하여서는 각각 3 또는 6

조종면 및 시스템 하중

KAS-VLR 391 일반

보조 로터, 고정식 또는 가동식 안정판 또는 조종면, 그리고 비행조정장치를 작동하는 시스템은 KAS-VLR 395, KAS-VLR 397, KAS-VLR 399, KAS-VLR 411 및 KAS-VLR 427절에서 규정하는 요건을 만족하여야 한다.

KAS-VLR 395 조종시스템

(a) 조종사의 조종간에서 정지장치(stops)까지의 조정시스템 각 부분은 다음에 규정한 조종력에 대하여 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

(1) KAS-VLR 397절에 규정된 제한 조종력, 또는

(2) 제한 조종력이 가해지지 않도록 되어 있는 조정시스템이 장착되어 있는 경우에는 그 시스템에 따라서 조종사가 가할 수 있는 최대 조종력. 단, 그 수치는 KAS-VLR 397절에 규정한 수치의 60% 이상이어야 한다.

(b) 지지 구조를 포함한 주 조정시스템은 다음의 규정에 대하여 적합하도록 설계되어야 한다.

(1) 시스템은 KAS-VLR 397절에 규정한 제한 조종력으로부터 야기되는 하중을 견딜 수 있어야 한다.

(2) (예비)

(3) 조종시스템의 설계 또는 정상적인 운용 하중이 시스템의 일부가 KAS-VLR 397절에 규정된 제한 조종력에 대해 반작용할 수 없도록 하는 것일 경우에는 시스템의 해당 부분은 정상 운용상태에서 가해질 수 있는 최대 하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 최소설계하중은 어떠한 경우에 있어서도 피로, 재밍(jamming), 지상돌풍, 조종 관성력 및 마찰하중을 고려하여 운용하기에 충분히 강한 시스템이 되어야 한다. 합리적인 해석의 방법이 없는 경우에는 규정된 조종력의 0.60에서 생기는 설계하중을 허용최소설계하중으로 한다.

(4) 재밍, 지상하중, 조종 관성력 또는 마찰로 인해 운용하중이 초과되는 경우에는 조종시스템은 항복점을 초과함이 없이 KAS-VLR 397절에 규정된 제한 조종력을 견딜 수 있어야 한다.

KAS-VLR 397 제한조종력 및 토크

(a) 경회전익기의 제한조종력은 다음과 같다. 단, (b)항에 해당하는 사항은 제외한다.

(1) 페달식 조종장치는 578N(130lbs)으로 한다.

(2) 스틱식 조종장치는 전, 후방향 445N(100lbs), 측방향 298N(67lbs)으로 한다.

(b) 플랩, 탭, 안정판, 로터 브레이크 및 착륙장치에 대한 작동조종장치의 제한조종력은 다음과 같이 적용한다.

(1) 크랭크, 휠 및 레버 조종장치는 (25.4+R)×2.919N 여기서, R은 반경(mm) 또는 (1+R)/3×50lbs 를 적용한다.

여기서, R은 반경(in). 단, 손으로 작동되는 조종장치는 222N(50lbs) 이상 445N(100lbs) 이하로 하고, 발로 작동되는 조종장치는 222N(50lbs) 이상 578N(130lbs) 이하의 값이어야 한다. 여기서, 조종력은 조종장치가 움직이는 면에 대하여 20°의 범위 내에서 작용하여야 한다.

(2) 트위스트 방식의 조종장치는 356×R N-mm, 여기서 R은 반경(mm) 또는 80×R in-lbs, 여기서 R은 반경(in)을 적용한다.

KAS-VLR 399 이중 조종시스템

이중의 주 비행조종시스템에 KAS-VLR 395절에서 얻어지는 하중의 0.75배 조종력을 다음의 방향으로 작용시킬 때 발생하는 하중을 견디도록 설계하여야 한다.

(a) 서로 반대 방향으로 조작한다.

(b) 서로 같은 방향으로 조작한다.

KAS-VLR 411 지상과의 간격 : 꼬리 회전익(anti-torque) 보호장치

(a) 통상적인 착륙과정에서 꼬리 회전익 보호장치가 착륙지면에 접촉하지 않도록 하여야 한다.

(b) 위의 (a)항에 대한 적합성을 입증하기 위하여 꼬리 회전익 보호장치가 요구되는 경우, 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 보호장치에 적정한 설계하중을 설정하여야 한다.

(2) 보호장치 및 이에 대한 지지구조는 위에서 설정한 하중을 견디도록 설계하여야 한다.

KAS-VLR 427 비대칭 하중

(a) 수평 꼬리면과 그 지지구조는 요잉 및 로터 후류에 의해 발생하는 비대칭 하중과 규정된 비행조건의 조합에 대해서 설계하여야 한다.

(b) (a)항의 설계 기준을 만족하기 위해서는 더 합리적인 자료가 없는 한 다음 사항을 모두 만족해야 한다.

(1) 대칭 비행 조건에서의 최대 하중의 100%가 대칭면을 기준으로 한쪽에 작용하고 다른 쪽에는 하중이 작용하지 않는다.

(2) 대칭 비행 조건에서의 최대하중의 50%가 대칭면을 기준으로 서로 반대 방향으로 작용한다.

(c) 수평꼬리면이 수직꼬리면에 의해 지지되는 후미 부분의 경우, 수직꼬리면과 지지구조는 각각의 규정된 비행조건에서 개별적으로 발생하는 것으로 고려할 수 있는 수직면하중과 수평면하중의 조합된 하중에 대해서 설계하여야 한다. 각각의 표면에서 최대 설계하중을 발생시킬 수 있도록 비행조건을 선정해야 한다. 더 합리적인 자료가 없는 경우에는 이 요건에 기술된 비대칭 수평꼬리 날개면의 하중분포를 가정한다.

지상 하중

KAS-VLR 471 일반

(a) 하중과 평형. 제한지상하중은 다음 사항을 충족하여야 한다.

(1) 착륙상태의 제한지상하중은 경회전익기 구조물이 강체인 경우 여기에 작용하는 외부하중으로 간주하여야 한다.

(2) 각각의 착륙상태에서 외부하중은 합리적 또는 보수적인 방법으로 선형 및 각관성하중과 평형한 상태로 있어야 한다.

(b) 임계 무게중심. 인증을 받고자 하는 범위 내의 임계 무게중심은 착륙장치의 각 요소에서 최대 설계하중이 얻어질 수 있도록 선정되어야 한다.

KAS-VLR 473 지상하중조건 및 가정

(a) 경회전익기의 규정된 착륙조건에 대하여 최대 설계중량은 최대중량 이상의 값을 적용하여야 한다. 로터의 양력은 착륙 접지 과정에서 경회전익기의 무게중심에 작용하는 것으로 가정할 수 있다. 이 양력은 최대 설계중량의 2/3를 초과하지 않아야 한다.

(b) 별도로 규정되지 않은 경우, 규정된 착륙조건에 대하여 경회전익기는 KAS-VLR 725절에서 실증되는 제한관성 하중계수 이상의 제한하중에 견딜 수 있도록 설계하여야 한다.

KAS-VLR 475 완충장치

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

KAS-VLR 501 스키드 착륙장치 지상하중조건

(a) 일반. 스키드 방식의 착륙장치를 갖는 경회전익기는 여기서 규정하는 하중조건을 적용하여 설계하여야 한다. 이에 대한 적합성 입증 시에는 다음의 조건을 적용한다.

(1) 최대 설계중량, 무게중심 및 하중계수는 KAS-VLR 471절에서 KAS-VLR 475절까지의 요건에 의하여 결정하여야 한다.

(2) 제한하중 하에서 탄성 스프링 부재의 구조적 항복은 인정될 수 있다.

(3) 탄성 스프링 부재에 대한 설계극한하중은 다음 조건의 착륙장치 낙하시험에서 얻어지는 하중 값을 초과하지 않아야 한다.

(i) KAS-VLR 725절에서 규정된 값의 1.5배에 해당하는 낙하높이.

(ii) KAS-VLR 725절에 제시된 제한낙하시험에 적용한 값의 1.5배 이하로 가정한 로터 양력.

(4) (b)항에서 (e)항까지에 대한 적합성은 다음의 조건에서 입증하여야 한다.

(i) 입증하고자 하는 착륙상태에 대해 가장 불리한 상태로 변형되어 있는 착륙장치.

(ii) 스키드 튜브 밑 부분을 따라 합리적으로 분포되어 있는 지면 반력.

(b) 수평착륙 자세에서 수직반력. 경회전익기가 양쪽의 스키드 밑 부분으로 지면에 접지하여 수평 자세로 있는 경우, 수직반력은 (a)항에 규정된 바와 같이 적용하여야 한다.

(c) 수평착륙 자세에서 항력반력. 경회전익기가 양쪽의 스키드 밑 부분으로 지면에 접지하여 수평 자세로 있는 경우, 다음의 조건을 적용한다.

(1) 수직반력은 지면 적용된 수직반력의 50%에 해당하는 수평항력반력과 조합하여야 한다.

(2) 지상하중의 합력은 (b)항에 규정된 수직하중과 같아야 한다.

(d) 수평착륙 자세에서 측면하중. 경회전익기가 양쪽의 스키드 밑 부분으로 지면에 접지하여 수평 자세로 있는 경우, 다음의 조건을 적용한다.

(1) 수직지면반력은 다음과 같아야 한다.

(i) 위의 (b)항에 규정된 조건에서 얻어지는 수직하중과 같아야 한다.

(ii) 양쪽의 스키드에 동일하게 배분되어야 한다.

(2) 수직지면반력은 그 값의 30%에 해당하는 수평 측면하중과 조합하여야 한다.

(3) 전체 측면하중은 양쪽 스키드에 그리고 길이 방향으로 동일하게 적용하여야 한다.

(4) 불평형 모멘트는 각관성과 평형을 이루는 것으로 가정한다.

(5) 스키드 착륙장치는 다음과 같이 조사하여야 한다.

(i) 측면하중을 안쪽 방향으로 작용시킨다.

(ii) 측면하중을 바깥 방향으로 작용시킨다.

(e) 수평착륙 자세에서 한쪽 스키드 착륙하중. 경회전익기가 양쪽의 스키드 밑 부분으로 지면에 접지하여 수평 자세로 있는 경우, 다음의 조건을 적용한다.

(1) 지면과 접촉하는 한쪽 스키드에 작용하는 수직하중은 (b)항에 규정된 조건으로 그 스키드에서 얻어지는 하중과 같아야 한다.

(2) 불평형 모멘트는 각 관성력과 평형을 이루는 것으로 가정한다.

(f) 특별한 조건. (b)항과 (c)항에서 규정한 조건 이외에 경회전익기는 다음의 지면반력 조건을 적용하여 설계하여야 한다.

(1) 경회전익기의 세로 축에 대하여 45도(°) 각도에서 상방향 및 후방향으로 작용하는 지면반력은 다음과 같아야 한다.

(i) 최대중량의 1.33배와 같아야 한다.

(ii) 양쪽 스키드에 동일하게 배분되어야 한다.

(iii) 스키드 튜브의 직선 부분의 전방 끝에 집중되어야 한다.

(iv) 스키드 튜브의 전방 끝과 기체의 부착부에만 적용되어야 한다.

(2) 경회전익기가 수평 착륙자세이고, (b)항에 따라 결정된 수직하중의 1/2에 해당하는 수직 지면반력하중은 다음과 같아야 적용한다.

(i) 스키드 튜브와 기체의 부착부에만 적용되어야 한다.

(ii) 스키드 튜브의 부착부 사이 길이의 33.3%에 걸쳐 균일하게 분포되고 스키드 튜브 부착부의 중간 지점에 작용하여야 한다.

KAS-VLR 505 스키 착륙조건

경회전익기에 스키를 장착하여 운용하는 것으로 인증을 받고자 하는 경우, 이 경회전익기는 다음의 하중조건을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다. (여기서, P는 경회전익기의 최대 설계중량 조건에서 각 스키에 작용하는 최대 정하중(N)이고, n은 KAS-VLR 473(c)항에 따라 결정된 제한하중배수이다.)

(a) 다음의 상방향 하중조건을 견딜 수 있어야 한다.

(1) 수직하중 Pn과 수평하중 Pn/4이 페데스탈 베어링에 동시에 작용한다. 그리고

(2) 수직하중 1.33P가 페데스탈 베어링에 작용한다.

(b) 경회전익기의 중심선에 직각인 수평면에서 페데스탈 베어링에 작용하는 0.35Pn의 측면하중 조건을 견딜 수 있어야 한다.

(c) 페데스탈 베어링의 중심선을 지나는 수직축에 대해서 스키에 작용하는 1.33P(Nm)의 토크 조건을 견딜 수 있어야 한다.

수상하중

KAS-VLR 521 플로트 착수조건

경회전익기에 플로트를 장착하여 운용하는 것으로 인증을 받고자 하는 경우, 이 플로트를 장착한 경회전익기는 다음의 하중조건을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다. (여기서, 제한하중배수는 KAS-VLR 473(b)항에 따라 결정한다.)

(a) 다음의 상방향 하중조건을 견딜 수 있어야 한다.

(1) 경회전익기가 정적인 수평 자세인 상태에서 합성 수면반력은 항공기의 무게중심에 수직으로 작용한다.

(2) 위의 (a)(1)항에서 규정한 수직하중은 수직성분의 0.25배 크기의 후방성분 하중과 동시에 작용한다.

(b) 다음의 측면하중 조건을 견딜 수 있어야 한다.

(1) 위의 (a)(1)항에서 규정한 전체 수직하중의 0.75배의 수직하중은 각 플로트에 동일하게 분포한다.

(2) 각 플로트에 대해서, 위의 (b)(1)항에 따라 결정하여 규정한 총 수직하중의 0.25배의 총 측면하중과 조합된 분포하중은 플로트에만 작용한다.

주요 구성품 요건

KAS-VLR 547 메인로터 구조

(a) 로터 허브 및 블레이드를 포함하여 메인로터 조립체는 다음에 규정된 요건에 따라 설계하여야 한다.

(b) [예비조항]

(c) 메인로터의 구조는 KAS-VLR 337절에서 KAS-VLR 341절까지에서 제시하고 있는 다음의 하중을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다.

(1) 치명적인 비행하중.

(2) 정상적인 자동회전비행 상태에서 발생하는 제한하중. 이와 같은 조건에서 고도의 영향을 고려하여 로터의 회전수를 선정하여야 한다.

(d) 메인로터 구조는 다음 사항을 모사한 하중에 견딜 수 있도록 설계하여야 한다.

(1) 로터 블레이드, 허브 및 플래핑 힌지의 경우, 지상 운용 중에 발생하는 정지장치에 대한 각 블레이드의 충격하중.

(2) 정상적인 운용 상태에서 예상되는 기타의 치명적인 조건.

(e) 메인로터의 구조는 영(0)을 포함한 모든 회전속도에서 제한토크를 견딜 수 있도록 설계하여야 하고, 또한 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 제한토크는 토크제한장치(구비된 경우)에 의하여 제한되는 토크보다 클 필요가 없고, 다음의 값 중 큰 값 이상이어야 한다.

(i) 방향에 관계없이 로터 구조에 전달될 수 있는 최대 토크.

(ii) KAS-VLR 361절에서 규정한 엔진의 제한토크.

(2) 제한토크는 합리적인 방법으로 로터 블레이드에 분포되어야 한다.

KAS-VLR 549 동체, 착륙장치 및 로터 파일론 구조

(a) 동체, 착륙장치 및 로터 파일론 지지구조는 다음의 규정에 적합하여야 한다. 로터의 공기력의 합력은 허브 부착점에 작용하는 하나의 힘으로 가정하여도 무방하다.

(b) 각 구조 부분은 다음의 하중을 견딜 수 있도록 설계하여야 한다.

(1) KAS-VLR 337절 내지 KAS-VLR 341절에서 규정하는 가장 불리한 하중.

(2) KAS-VLR 471절 내지 KAS-VLR 485절, KAS-VLR 493절, KAS-VLR 497절, KAS-VLR 501절, KAS-VLR 505절 및 KAS-VLR 521절에서 규정하는 적절한 지상하중.

(3) KAS-VLR 547(d)(2)항 및 (e)항에서 규정하는 하중.

(c) 보조 로터의 추력, 가속 비행 상태에서 생기는 평형 공기력 및 관성력을 고려하여야 한다.

(d) 엔진 마운트 및 그 부근의 동체 구조는 엔진의 토크 하중의 영향을 포함하여 가속 비행 상태 및 착륙상태의 경우에 생기는 하중에 견디도록 설계하여야 한다.

비상착륙조건

KAS-VLR 561 일반

(a) 경회전익기는 비상착륙 또는 비상착수로 인하여 손상되는 경우에도 탑승자를 보호할 수 있도록 여기에 제시된 바와 같이 설계하여야 한다.

(b) 경회전익기의 구조물은 다음의 조건 하에서 충돌착륙(crash landing) 시에 모든 탑승자가 중상을 입지 않도록 설계하여야 한다.

(1) 좌석, 벨트 및 기타의 안전장비를 정상적으로 사용하는 것으로 한다.

(2) [예비조항]

(3) 각 탑승자와 탑승자에게 상해를 입힐 수 있는 객실 내부의 중량물은 주변 구조물에 대해 다음의 극한관성 하중계수를 작용시킬 때 결속상태를 유지하는 것으로 한다.

(i) 상방으로 4g.

(ii) 전방으로 16g.

(iii) 측방으로 8g.

(iv) 하방으로 20g

(v) 후방으로 1.5g.

(c) 비상착륙으로 인해 고정상태가 느슨해 질 경우 탑승자에게 상해를 입힐 수 있는 승무원실 및 객실의 상부 또는 후방에 설치된 중량물의 지지 구조물은 다음에 규정하는 극한관성하중에서 해당 중량물을 결속할 수 있도록 설계하여야 한다. 여기서 중량물에 해당하는 품목으로 로터, 트랜스미션, 그리고 엔진을 포함하지만, 이에 한정하지 않는다. 이와 같은 중량물은 다음의 극한관성 하중계수에 대하여 결속상태를 유지할 수 있어야 한다.

(1) 상방으로 1.5g.

(2) 전방으로 12g.

(3) 측방으로 6g.

(4) 하방으로 12g.

(5) 후방으로 1.5g.

(d) 객실 바닥 밑에 설치된 내부 연료탱크 부분의 모든 동체 구조물은 다음의 극한관성배수 및 하중에 견디고, 이 하중이 해당 부분에 가해질 때 파열로부터 연료탱크를 보호할 수 있도록 설계하여야 한다.

(1) 상방으로 1.5g.

(2) 전방으로 4.0g.

(3) 측방으로 2.0g.

(4) 하방으로 4.0g.

KAS-VLR 563 비상착수조건

이 절의 요구조건은 수면 위에서 이륙과 착륙하는 경회전익기에 적용된다.

(a) 경회전익기는 합리적으로 예상되는 수면 조건에서 가장 불리한 상태의 파도와 접촉하는 것으로 한다. 이 때의 전방속도의 범위는 가능한 피치, 롤 및 요의 자세에서 0에서 56km/h(30노트)까지로 한다. 경회전익기의 제한 수직강하속도는 평균 수면에 대한 상대속도가 1.52m/s 이상이어야 한다. 로터에 의해 발생하는 양력은 착수 충돌 시 무게중심을 통과하여 작용하는 것으로 할 수 있다. 단, 이 양력은 최대설계중량의 ⅔를 초과할 수는 없다. 56km/h(30노트)보다 작은 최대전진속도를 설계에 사용할 수 있으며 이 경우에는 비임계 엔진 한 개가 정지한 상태에서의 착수 시 선정한 전진속도를 초과하지 않음을 실증하여야 한다.

(b) (a)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.

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

(d) 비상착수 시 발생할 수 있는 경회전익기의 모든 가능한 거동을 고려해야 한다.

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

피로평가

KAS-VLR 571 비행구조물 피로평가

(a) 일반. 경회전익기, 엔진과 로터 허브 사이의 로터 구동시스템, 조종장치, 동체, 착륙장치 및 이들의 주 부착부를 포함한 비행하중을 받는 구조부재 중 파손 시에 치명적인 영향을 미칠 수 있는 구조부재는 그 피로강도에 대하여 (b)항, (c)항의 규정에 따라 평가해야 한다. 각 피로 평가에 있어서는 다음의 규정을 적용한다.

(1) 평가방법은 승인을 받아야 한다.

(2) 피로 파괴가 일어날 수 있는 위치를 결정해야 한다.

(3) 다음의 사항을 결정함에 있어서는 비행 중의 측정결과를 포함하여야 한다.

(i) KAS-VLR 309절에 규정된 한계의 범위 내에서의 모든 임계조건 하에서 생긴 하중 또는 응력, 단, 이 경우의 운동하중계수는 운용 중에 받을 것으로 예상되는 최대 운동하중계수를 초과할 필요는 없다.

(ii) 하중 또는 응력에 대한 고도의 영향

(4) 하중 스펙트럼은 지상-비행-지상 사이클을 포함하여 운용 중에 받는 것과 똑같이 가혹한 것이어야 한다. 하중 스펙트럼은 (a)(3)항의 규정에 의해서 정해진 하중이나 응력에 의거하여 결정하여야 한다.

(b) 피로 허용성 평가. 부록 VLR.A.4의 규정에 따라, 구조의 피로 허용성이 감항한계에 의하여 교환시간, 점검 간격, 기타의 절차를 설정하지 않아도 치명적인 피로파괴가 일어날 가능성이 없다는 것을 입증하여야 한다.

(c) 교환시간의 평가. 부록 VLR.A.4의 규정에 따라, 감항한계에 의하여 설정된 교환시간 이내에서는 치명적인 피로 파괴가 일어날 가능성이 없다는 것을 입증하여야 한다.

Subpart D 설계 및 구성

일반

KAS-VLR 601 설계

(a) 경회전익기의 구조에는 운용 경험상 위험하거나 신뢰성이 없다고 인정되는 설계방식 또는 부품을 사용하지 않아야 한다.

(b) 안전성이 입증되지 않은 설계방식 및 부품에 대해서는 시험을 통하여 적합성을 확인하여야 한다.

KAS-VLR 602 치명 부품

(a) 치명 부품(critical parts)은 경회전익기에 파국적인 영향을 미칠 수 있고 치명 특성으로 식별되어야 하는 고장을 유발하는 것으로서 요구되는 수준의 건전성을 보장할 수 있도록 관리되어야 하는 부품을 말한다.

(b) 형식설계에 치명 부품을 포함하는 경우, 치명 부품 목록을 설정하여야 한다. 치명설계특성을 정의하는 절차, 이 치명설계특성에 영향을 미치는 공정을 식별하는 절차, 그리고 해당 규정에 따른 품질보증 요건에 대한 적합성을 입증하는데 필요한 설계변경 및 공정변경 사항을 식별하기 위한 절차를 수립하여야 한다.

KAS-VLR 603 재료

경회전익기의 구조 및 부품에 사용되는 모든 재료의 적합성 및 내구성은 안전에 위험이 없도록 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(a) 운용경험 또는 시험에 의하여 입증하여야 한다.

(b) 설계 시에 설정한 강도 및 기타의 물성치를 가지고 있음을 보장하는 승인된 규격에 적합하여야 한다.

(c) 운항 중에 예상되는 온도 및 습도 등의 환경 조건에 따른 영향을 고려하여야 한다.

KAS-VLR 605 제작방법

(a) 구조물의 제작에 사용되는 방법은 안전한 구조물을 일관성 있게 제작할 수 있는 것이어야 한다. 이를 위하여 엄밀한 공정 관리를 필요로 하는 접착, 용접, 열처리 등의 제작공정은 승인된 규격에 따라 수행하여야 한다.

(b) 새로운 제작방법의 경우, 시험에 의하여 입증되어야 한다.

KAS-VLR 607 패스너

(a) 경회전익기의 안전한 운항을 해칠 우려가 있는 볼트, 너트, 스크류, 핀 또는 기타의 패스너의 경우에는 풀림 방지를 위한 두 가지의 독립적인 고정 기구가 구비되어야 한다. 패스너 및 그 고정 기구는 특정한 장착에 있어서 환경조건에 따라 악영향을 받지 않도록 해야 한다.

(b) 셀프락킹 너트의 경우, 회전부에 사용하지 않아야 한다. 다만, 셀프락킹 장치에 비 마찰식 잠금 장치가 추가되는 경우는 제외한다.

KAS-VLR 609 구조 보호

모든 구조는 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(a) 다음을 포함한 모든 원인에 의하여 운용중의 열화 또는 강도저하가 발생하지 않도록 적절히 보호되어야 한다.

(1) 풍화.

(2) 부식.

(3) 마모.

(b) 부식성, 가연성 또는 유독 유체의 집적이 예상되는 구조부분의 경우 환기 및 배유 수단이 구비되어야 한다.

KAS-VLR 611 검사 수단

다음의 사항이 필요한 부분을 충분히 검사할 수 있는 수단을 구비하여야 한다.

(a) 정기적 검사.

(b) 적절한 정렬 및 작동을 위한 조정, 또는

(c) 윤활.

(d) 장착(rigging)방법 및 탈착(de-rigging)방법

KAS-VLR 613 재료의 강도특성 및 설계값

(a) 통계에 근거한 설계값을 결정할 수 있도록 승인된 규격에 따라 수행된 충분한 회수의시험 결과에 근거하여 재료의 강도 특성을 결정해야 한다.

(b) 재료의 변동성으로 인한 구조 강도가 미달되지 않도록 재료 설계값을 선정해야 한다.

(c) 정상 운용상태에서 온도의 영향이 현저한 경우에는 필수 구성품 또는 구조의 설계에 적용하는 허용응력에 대한 온도의 영향을 고려해야 한다.

KAS-VLR 615 설계 물성치

(a) 설계 물성치는 다음의 요건을 반영하여야 한다.

(1) 부재의 파손으로 인하여 부재가 속한 구성품의 구조 강건성 손상을 입게되는 조립품 내의 단일 부재를 통해 작용 하중이 분산되는 곳은 최소설계 기계물성치('A')를 만족하여야 한다.

(2) 한 부재가 파손되면 다른 여러 하중지지 부재로 하중이 안전하게 분산되는 잉여구조물은 90% ('B')을 기반으로 설계할 수 있다.

(3) 'A'와 'B'의 정의는 다음과 같다.

(i) A는 95%의 신뢰도를 가지고 있는 모집단의 최소 99% 이상이다.

(ii) B는 95%의 신뢰도를 가지고 있는 모집단의 최소 90% 이상이다.

(b) 각 부품의 시편을 사용 전에 시험으로 그 실제 강도가 설계 값 이상인지를 결정하는 재료의 프리미엄 셀렉션(premium selection)을 했을 경우, (a)와 규정된 최소 설계 물성치 보다 큰 설계 값 들을 쓸 수 있다

(c) 충분한 시험자료로 수행한 확률해석이 요소의 90% 또는 그 이상이 선택한 허용설계 값 이상이거나 동등함을 보이는 경우, 판재(sheet), 판재-스트링거 결합물, 리벳 조인트 등의 구조물에 대한 재료 보정계수는 생략할 수 있다.

KAS-VLR 619 특별계수

강도가 다음과 같은 부재에 대해서는 KAS-VLR 303절에 규정된 안전계수에 KAS-VLR 621절에서 KAS-VLR 625절까지의 적절한 특별안전계수 중 가장 큰 특별계수를 곱해야 한다.

(a) 실제 강도가 불확실한 부재.

(b) 운용 중 정상적인 교환시기 이전에 강도가 저하될 우려가 있는 부재.

(c) 습기의 흡수와 온도의 영향, 재료의 변동성이 고려된 특별시험계수와 복합재에 대한 제조과정 또는 검사방법의 불확실성 때문에 강도에 상당한 변동이 발생하는 부재.

KAS-VLR 621 주물계수

최소 1회 정적시험과 육안검사로 입증된 강도는 주물계수 2.0을 적용한다. 이 계수는 승인된 육안검사, 방사선 검사 또는 이것과 동등하다고 승인된 비파괴검사 같은 시험에 의해 1.25보다 작지 않은 주물 계수가 적용되었음을 입증해야 한다.

KAS-VLR 623 베어링(bearing) 계수

(a) (b)항에서 규정하는 경우를 제외하고 진동이나 충격을 받는 유격이 있는 부품은 정상적인 상대 운동의 영향을 고려하여 충분히 큰 베어링(bearing) 계수를 사용하여야 한다.

(b) 베어링(bearing) 계수보다 큰 다른 특별계수가 적용되는 부품의 경우에는 면압계수를 사용하지 않아도 된다.

KAS-VLR 625 피팅계수

각각의 피팅(구조부재를 서로 결합하기 위한 부품 또는 터미널)은 다음의 요건을 적용한다.

(a) 피팅 및 그 주위 구조에 있어서 실제의 응력상태를 가정한 제한하중시험 및 극한하중시험에 의하여 그 강도가 입증되지 않은 경우 다음의 각 부분에 1.15 이상의 피팅계수를 적용해야 한다.

(1) 피팅.

(2) 연결(접합) 수단.

(3) 연결 부위에 대한 면압.

(b) 승인된 방법에 의하여 제작되며, 또한 충분한 시험자료에 바탕을 둔 금속판의 연속 연결, 용접접합, 목재의 스카프 접합 등의 접합부 같은 경우에는 피팅계수를 사용하지 않아도 된다.

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

(d) 각 좌석 및 어깨 끈이 딸린 안전 벨트, 해당 구조부에 대한 체결부는 KAS-VLR 561절에 규정된 관성력의 1.33배를 견딜 수 있음을 해석, 시험, 또는 해석과 시험의 조합으로 입증해야 한다.

KAS-VLR 629 플러터

예상되는 모든 속도 및 출력상태에서 경회전익기의 각각의 공기역학적 표면에서 플러터가 발생하지 않아야 한다.

로터

KAS-VLR 653 로터 블레이드 통기 및 배수

(a) 로터 블레이드는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 블레이드의 내부압력을 통기하는 방법을 강구하여야 한다.

(2) 배수구를 설치하여야 한다.

(3) 블레이드의 내부에 물이 고이지 않도록 설계하여야 한다.

(b) (a)(1)항 (2)항은 운용 중 예상되는 최대 압력 차이에 견딜 수 있는 밀봉식 로터 블레이드에는 적용하지 않는다.

KAS-VLR 659 질량 밸런스

(a) 로터 및 블레이드는 다음에 필요한 질량 밸런스가 되어야 한다.

(1) 과도한 진동을 방지하고, 또한

(2) 최대전진속도까지의 모든 속도영역에서 플러터를 방지하여야 한다.

(b) 질량 밸런스의 장착부에 대하여 구조적 건전성을 입증하여야 한다.

KAS-VLR 661 로터 블레이드 간격

로터 블레이드와 구조부분과의 사이에는 모든 운용 상태에서 블레이드가 구조의 어떤 부분에도 부딪히지 않도록 충분한 간격이 주어져야 한다.

KAS-VLR 663 지상공진 방지수단

(a) 지상공진 방지수단의 신뢰성을 해석 및 시험 또는 신뢰할 수 있는 운용경험을 통하여 입증하거나 또는 지상공진 방지수단의 단일 고장으로 인하여 지상공진이 발생하지 않음을 시험 또는 해석을 통하여 입증하여야 한다.

(b) 운용 중 발생할 수 있는 지상공진 방지수단의 감쇄작용 변동 범위를 설정하고, KAS-VLR 241절에서 요구된 시험 중 조사되어야 한다.

조종시스템

KAS-VLR 671 일반

(a) 조종장치 및 조종시스템은 그 기능을 수행함에 있어서 쉽고 원활하며, 확실하게 조작될 수 있는 것이어야 한다.

(b) 비행조종시스템의 각 부품은 시스템의 오작동을 발생할 수 있는 부정확한 조립의 가능성이 최소화 되도록 설계되어야 하며, 확실하며 영구적인 표시가 되어야 한다.

KAS-VLR 673 주 비행조종장치

주 비행조종장치는 조종사가 경회전익기의 피치, 롤, 요 및 수직기동을 직접 조종하기 위해 사용하는 것을 의미한다.

KAS-VLR 674 상호 연결된 조종장치

각각의 주 비행조종시스템은 보조적으로 상호 연결된 조종장치에 오작동, 파손 또는 걸림이 발생한 후에도 독립적으로 작동이 가능하며, 안전한 비행 및 착륙이 가능해야 한다.

KAS-VLR 675 정지장치

(a) 각각의 조종시스템에는 조종사의 조종간 조작범위를 확실하게 제한하는 정지장치(stops)를 설치하여야 한다.

(b) 각각의 정지장치는 다음과 같은 원인에 의해서 조종장치의 작동범위에 변화가 발생하지 않도록 설치되어야 한다.

(1) 마모.

(2) 헐거움, 또는

(3) 지나친 조임 조정.

(c) 각각의 정지장치는 해당 시스템의 설계조건에 대응하는 하중을 견딜 수 있어야 한다.

(d) 각각의 메인로터 블레이드는 다음과 같아야 한다.

(1) 힌지점에서 블레이드의 작동범위를 제한할 수 있는 적절한 정지장치를 설치해야 한다. 또한

(2) 로터의 시동 및 정지 상태를 제외하고, 모든 응용상태에서 블레이드가 드루우프 정지장치에 부딪치지 않도록 설계되어야 한다.

KAS-VLR 679 조종시스템 잠금장치

지상 또는 수상에 있는 동안 조종시스템을 고정해 두는 장치(locks)가 구비되어 있는 경회전익기의 경우에는 다음과 같은 장치가 강구되어 있어야 한다.

(a) 조종시스템이 고정되어 있는 경우에 조종사에게 명확한 경보를 주는 장치.

(b) 비행 중 고정장치가 작동하는 것을 방지하는 장치.

KAS-VLR 681 정적 제한하중 시험

(a) 이 Part의 제한하중 요건에 대한 적합성은 다음과 같은 조건 하에서 시험을 통하여 입증되어야 한다.

(1) 시험하중의 방향은 조종시스템에서 가장 가혹한 하중을 발생시키는 방향으로 작용시킬 것.

(2) 시험은 시스템과 주구조물의 부착에 사용되는 모든 피팅, 풀리 및 브라켓을 포함하여 실시할 것.

(b) 각운동을 하는 조종시스템 연결부에 대하여는 특별계수요건에 적합함을 해석 또는 개별적인 하중시험을 통하여 입증하여야 한다.

KAS-VLR 683 작동시험

조종시스템에 설정된 하중이 부과된 상태에서 조종석에서 조종간을 작동시킬 때 다음과 같은 현상이 발생하지 않음을 작동시험을 통하여 입증하여야 한다.

(a) 재밍.

(b) 과도한 마찰.

(c) 과도한 변형.

KAS-VLR 685 조정시스템 세부구성

(a) 조정시스템의 모든 부분은 화물, 승객 기타 고정되지 않은 물체와의 간섭이 없어야 하며, 수분의 결빙이나 재밍, 마모 등이 없어야 한다.

(b) 조종실에는 조정시스템에 고장을 발생시킬 수 있는 곳에 이물질이 들어가지 않도록 방지하는 수단을 강구해야 한다.

(c) 조정시스템의 케이블 및 튜브는 경회전익기의 다른 부분에 부딪치는 것을 방지하는 수단이 강구되어야 한다.

(d) 케이블 시스템은 다음의 조건에 적합하도록 설계하여야 한다.

(1) 케이블, 케이블 피팅, 턴버클, 케이블 연결구 및 도르래는 승인된 것이어야 한다.

(2) 케이블 시스템은 당해 경회전익기의 운용조건 및 예상되는 온도변화에서 그 전체 작동범위에 걸쳐서 케이블 장력에 유해한 변화가 생기지 않도록 설계하여야 한다.

(3) 주 조정시스템에는 직경 2.4mm(3/32in)보다 작은 케이블을 사용하지 않아야 한다.

(4) 도르래의 종류 및 치수는 사용되는 케이블에 적합한 것이어야 한다.

(5) 모든 도르래에는 케이블이 이탈되거나 꼬이는 것을 방지하기 위한 적절한 보호용 덮개를 붙여야 한다.

(6) 도르래의 면은 도르래의 플랜지에 케이블이 마찰되지 않도록 케이블의 통과면과 일치되어야 한다.

(7) 케이블 안내는 케이블의 방향을 3도(°) 이상 변경시키지 않도록 설계해야 한다.

(8) 조정시스템 내의 하중을 받거나 운동을 하는 곳에는 코터핀만으로 구속되는 클레비스 핀을 사용하지 않아야 한다.

(9) 각운동을 하는 부분과 연결된 턴버클은 전체 가동범위에 걸쳐서 케이블의 운동을 방해하지 않도록 장착되어야 한다.

(10) 조정시스템 내의 모든 케이블 안내부, 도르래, 케이블의 단말 및 턴버클 부는 육안검사가 가능하도록 설계되어야 한다.

(e) 각운동을 하는 조정시스템 연결부에는 베어링에 사용되는 가장 연한 재료의 극한 면압 강도에 관하여 다음의 특별계수를 적용하여야 한다.

(1) 볼 베어링 및 롤러 베어링 이외의 푸쉬풀 시스템에서는 3.33.

(2) 케이블 시스템에서는 2.0.

(f) 조정시스템 연결부에 있어서는 볼 베어링 및 롤러 베어링에 대하여 제작자가 설정한 정적 논브린넬(Non-Brinell) 정격치를 초과하지 않아야 한다.

KAS-VLR 687 스프링 장치

(a) 조정시스템에 사용되는 스프링 장치 중에 그 고장이 플러터나 기타 불안전한 특성을 발생시킬 수 있는 것은 신뢰성이 있어야 한다.

(b) (a)의 규정에 대한 적합성은 실제의 운용 상태를 모사한 시험에 의하여 입증되어야 한다.

KAS-VLR 691 자동회전 조정기구

메인로터 블레이드 피치 조정기구는 엔진이 고장 난 이후 신속히 자동회전비행으로 전환이 가능해야 한다.

착륙장치

KAS-VLR 723 완충시험

착륙장치의 착륙관성 하중계수 및 여유에너지 흡수 능력은 각각 KAS-VLR 725, KAS-VLR 727절에서 명시하는 시험 또는 해석에 의하여 입증되어야한다. 본 시험들은 완전한 경회전익기에서 수행되거나, 휠, 타이어 및 완충장치로 구성된 구조물로 입증되어야 한다.

KAS-VLR 725 제한낙하시험

제한낙하시험은 아래의 방법에 따라서 실시하여야 한다.

(a) 낙하높이는 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(1) 착륙장치의 가장 낮은 점으로부터 지면까지 330mm(13in)로 하여야 한다.

(2) 다만, 해당 경회전익기의 통상적인 동력차단(power-off) 상태로 착륙할 때 최대 침하속도와 동등한 속도를 낙하시험에 있어서의 접지속도로 한 경우에는 낙하높이를 330mm(13in)보다 낮게 하여도 무방하지만 어떠한 경우에 있어서도 203mm(8in) 이상으로 하여야 한다.

(b) KAS-VLR 473(a)항에 규정한 로터에 의하여 생기는 양력을 고려하는 경우에는 낙하시험에 있어서 적절한 에너지흡수장치를 조합하거나 또는 등가의 중량을 사용하여야 한다.

(c) 착륙장치를 시험하는 자세는 각 장치의 에너지 흡수의 관점으로부터 가장 불리한 착륙상태를 모의한 것이어야 한다.

(d) (b)항의 규정에 적합함을 입증함에 있어서 등가중량을 사용한 경우에는 보다 합리적인 계산을 하는 대신 다음의 식을 사용하여도 무방하다.

여기서,

: 낙하시험에 사용되는 등가중량, ㎏

: 경회전익기의 자세가 가장 가혹한 경우의 하부구조에 걸리는 정적지면반력, ㎏. 하부구조에 걸리는 정적 지면반력을 계산하는 경우에는 하부구조와 경회전익기무게중심과의 사이의 모멘트 암을 고려하여 합리적인 방법을 사용하여도 무방하다.

h : 규정된 자유 낙하 높이, mm

L : 경회전익기중량에 대한 가정된 로터 양력의 비.

d : 착륙장치축의 수직이동량을 낙하질량에 관계되는 양, mm

n : 제한관성하중배수.

nj : 낙하시험에 사용한 질량에 대하여 충격 중에 얻어지는 하중배수(즉, 낙하시험에서 기록된 가속도 dv/dt를 g로 나타낸 값에 1.0을 합한 수치).

KAS-VLR 727 예비에너지 흡수 낙하시험

예비에너지 흡수 능력에 대한 낙하시험은 다음의 방법에 따라 수행하여야 한다.

(a) 낙하높이는 KAS-VLR 725(a)항에 규정한 낙하높이의 1.5배로 하여야 한다.

(b) KAS-VLR 725(b)항의 요건과 같이 로터의 양력을 고려할 경우에는 KAS-VLR 725(b)항에서 허용된 양력의 1.5배를 초과하지 않아도 된다.

(c) 이 시험에 있어서 착륙장치가 파괴되지 않아야 한다. 착륙장치의 파괴는 전방 착륙장치, 후방 착륙장치 또는 주착륙장치의 부재가 적절한 자세로 경회전익기를 지탱할 수 없거나 착륙장치와 외부 액세서리 이외의 경회전익기구조가 지면에 충돌할 때를 의미한다. 각 스키의 정격 최대 제한하중은 해당되는 지면하중 요구조건에 따라 결정되는 최대제한하중과 같거나 그 이상이어야 한다.

KAS-VLR 737 스키

각 스키의 정격 최대 제한하중은 해당되는 지면하중 요구조건에 따라 결정되는 최대하중과 같거나 그 이상이어야 한다.

플로트 및 정체

KAS-VLR 751 주 플로트 부력

(a) 주 플로트 부력은 경회전익기의 최대중량을 수주에서 받치는데 필요한 부력에 더하여 다음 값 이상의 여유부력을 가져야 한다.

(1) 단일 플로트의 경우 50%.

(2) 이중 플로트의 경우 60%.

(b) 각 주 플로트는 충분한 방수구획을 갖고 플로트의 일부가 침수되어도 경회전익기가 전복되지 않도록 충분한 여유의 안정성이 있도록 설계되어야 한다.

KAS-VLR 753 주 플로트 설계

(a) 연식 플로트. 연식 플로트는 다음에 제시하는 하중에 견디도록 설계하여야 한다.

(1) 해당 플로트에 있어서 승인을 받으려고 하는 최대고도에서의 최대 압력차이.

(2) 해당 플로트의 길이 방향으로 투영 면적의 3/4에 KAS-VLR 521(a)항에서 명시하는 수직하중이 분포된 경우의 하중.

(b) 경식 플로트. 경식 플로트는 KAS-VLR 521절에서 명시하는 수직, 수평 및 측방의 하중을 견딜 수 있어야 한다. 이 경우에 있어서 하중은 해당 플로트의 길이에 따라 분포시킬 수 있다.

인원 및 화물 수용실

KAS-VLR 771 조종실

조종실은 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(a) 조종실 및 조종실 내부의 장비는 조종사가 피로하거나 또는 과도한 집중을 요하지 않으며 임무를 수행할 수 있도록 설계되어야 한다.

(b) 부조종사 좌석이 구비되어 있는 경회전익기의 경우에는 조종석과 동일한 안전도로 조종이 가능해야 한다.

(c) 조종실 내의 부속물은 경회전익기의 안전한 운용을 방해하는 진동특성 및 소음특성이 없도록 설계되어야 한다.

KAS-VLR 773 조종실 시계

조종실은 조종사의 시계에 방해가 되는 직접광 및 간접광을 받지 않아야 한다. 또한, 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(a) 조종실은 경회전익기의 안전운용상 충분히 넓고 명료하며, 바른 시계를 갖어야 한다.

(b) 조종사가 보통의 강하상태에 있어서 보통의 비행시 및 착륙시에 비행경로의 시계를 부당하게 방해하는 원인으로부터 보호되도록 설계하여야 한다.

KAS-VLR 775 윈드쉴드 및 창문

윈드쉴드(windshields) 및 창문(windows)은 위험한 파편으로 깨지지 않는 재료를 사용하여야 한다.

KAS-VLR 777 조종실 조정장치

조종실 내의 조정장치는 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(a) 조종실 내의 조정장치는 조작에 편리하고 또한 혼동하거나 잘못 조종하는 일이 없도록 배치하여야 한다.

(b) 조종실 내의 조정장치는 조종석에 신장 157cm로부터 180cm까지의 조종사가 착석했을 때 승무원실의 구조 또는 조종사의 피복에 닿지 않고 조작범위 전체에 걸쳐 자유로운 조작이 가능하도록 위치되고 배치되어야 한다.

KAS-VLR 779 조종실 조정장치 조작 및 영향

조종실 조정장치는 다음과 같이 조작하고 작동하도록 설계하여야 한다.

(a) 콜렉티브 피치 조정을 포함하여 비행조정장치의 조작시 경회전익기는 이에 상응하게 동작하여야 한다.

(b) 트위스트-그립 형태의 엔진출력 조정장치는 조종사의 좌측에 있는 경우에는, 집게손가락 쪽에서 바라보았을 때 시계방향으로 조작하면 출력이 증가되는 방식이어야 한다. 콜렉티브 조정장치를 제외하고 다른 엔진출력 조정장치는 앞쪽으로 작동함으로 출력이 증가하는 방식이어야 한다.

KAS-VLR 783 출입구의 문

(a) 닫혀진 승무원실 및 객실에는 적절하고, 또한 용이하게 열릴 수 있는 한 개 이상의 출입구 문을 설치하여야 한다.

(b) 모든 출입구 문은 적절한 운용절차가 적용될 때 그 문을 사용하는 사람이 로우터, 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.

KAS-VLR 785 좌석, 안전벨트 및 어깨 끈

(a) 각 좌석 및 이에 대한 지지구조는 KAS-VLR 561절에서 규정하는 비상착륙조건을 포함하여 비행 및 지상하중 조건에서 발생할 수 있는 최대 하중배수가 가해졌을 때 몸무게가 최소 86kg인 탑승자를 지탱할 수 있도록 설계되어야 한다.

(b) 모든 어깨 끈이 있는 안전벨트는 승인된 것이어야 한다. 어깨 끈이 있는 안전벨트는 금속으로 된 잠금장치를 갖추고 있어야 한다.

(c) 각 조종사 좌석은 이 기준의 KAS-VLR 397절에서 규정한 바와 같이 주 비행조종 장치에 가하는 조종력으로부터 발생하는 반력에 대하여 설계되어야 한다.

(d) 형식설계의 일부로 승인된 좌석과 좌석의 장착에 대해서 이 절에서 규정된 강도 및 변형에 대한 요건에 적합함을 다음사항에 의하여 입증하여야 한다.

(1) 기존 방식으로 신뢰성 있게 해석할 수 있다고 이미 알려진 통상의 경회전익기 형태에 부합되는 구조인 경우 구조해석.

(2) 구조해석과 제한하중까지의 정적하중 시험을 병용.

(3) 극한하중까지의 정적하중 시험.

(e) 모든 승객은 KAS-VLR 561(b)(2)항에서 명시된 관성력이 작용할 때, 상해를 입힐 수 있는 물체와 머리와의 접촉을 방지하도록 설계된 안전벨트와 어깨 끈에 의해 심각한 머리 상해가 생기지 않도록 보호되어야 한다.

(f) 비행승무원 좌석에 장착된 어깨 끈은 승무원이 착석하여 안전벨트 및 어깨 끈을 착용하고서도 비행운항에 필요한 모든 임무를 수행할 수 있어야 한다.

(g) 각 안전벨트 및 어깨 끈을 사용하지 않을 때, 경회전익기의 운영 및 승객의 비상 탈출에 방해가 되지 않도록 고정하는 수단이 있어야 한다.

(h) 각 좌석 트랙은 좌석이 트랙으로부터 미끄러지는 것을 방지하도록 고정되어야 한다.

(i) 결속시스템을 체결한 상태에서 탑승자의 머리와 상반신에 닿을 수 있는 거리 안에 있는 구조물, 내벽, 계기판, 조종간, 페달, 좌석을 포함한 좌석 주위의 객실 영역에는 위험한 물체, 날카로운 모서리, 돌출부 그리고 단단한 면이 없어야 한다. 에너지흡수 설계나 장치가 이러한 요구조건을 만족시키기 위하여 사용된다면 탑승자가 KAS-VLR 561(b)(3)항에 기술된 극한 관성력을 받을 때 부상을 입지 않도록 보호할 수 있는 것이어야 하고 신속히 탈출하는데 방해하지 않아야 한다.

KAS-VLR 787 화물 및 수하물실

(a) 각 화물 및 수하물실은 표시된 최대적재중량과 규정된 비행하중 및 지상하중 상태에 대응하는 최대하중계수에서의 임계하중분포 및 내용물의 최대 중량에 대하여 설계하여야 한다. 다만, KAS-VLR 561절에서 규정하는 비상착륙상태는 적용하지 않아도 된다.

(b) KAS-VLR 561절의 비상착륙조건에서 화물 및 수하물실은 (b)항에서 요구하는 결속기구와 그 부착부를 포함하여 화물 및 수하물실은 KAS-VLR 561절에서 규정된 상태를 견딜 수 있도록 충분한 강도를 지녀야 한다. 가장 불리한 적재 분포 조건에서의 최대 인가 화물 및 수하물의 중량을 지지할 수 있도록 충분한 강도를 지녀야 한다.

KAS-VLR 807 비상탈출구

(a) 조종실은 탑승자들이 비상상황에서 방해받지 않고 신속하게 탈출할 있도록 설계되어야 한다.

(b) 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.

KAS-VLR 831 환기

(a) 승무원실 및 객실의 환기시스템은 연료의 수증기 및 일산화탄소의 양이 과대하지 않도록 설계하여야 한다.

(b) 일산화탄소의 농도는 전진비행 중 또는 무풍상태의 제자리 비행 중 1/20,000(용적) 이하가 되어야 한다. 기타의 운용 상태에 있어서 농도가 상기의 값을 초과할 경우에는 적절한 운용제한을 하여야 한다.

화재보호

KAS-VLR 853 객실 및 승무원실 내부

승무원실 또는 객실은 다음에 적합한 것이어야 한다.

(a) 최소한 내화성(flame-resistant) 재료를 사용해야 한다.

(b) 흡연을 금지하는 경우, 이를 나타내는 플래카드가 있어야 하고, 흡연을 허용하는 경우에는 적당한 수의 분리 가능한 재떨이가 있어야 한다.

(c) 라인, 탱크, 또는 연료, 오일, 또는 그 밖의 가연성 유체가 담긴 장비는 적절히 보호되고 격리되지 않거나 그러한 품목의 파손이 위험을 초래하지 않도록 보호되지 않는 한, 승무원실 또는 객실 내부에 설치하지 않아야 한다.

(d) 방화벽의 객실측의 면에 사용되는 소재는 자체 소화성이거나 방화벽으로 충분한 거리를 두거나 다른 방법으로 보호책을 강구하여 방화벽이 15분 이상 지속적으로 화염온도 1,100℃(2012℉) 이상의 상태 하에 있더라도 발화되지 않아야 한다. 이것은 시험 또는 해석으로 입증할 수 있다. 자체 소화성 소재(화염전파에 대해 별 영향을 미치지 않는다고 감항당국이 판단한 전선, 케이블 절연체 및 작은 단품요소 등의 경우는 제외한다.)에 대해서는 부록 VLR.C 또는 감항당국이 승인한 동등한 방법에 따라 수직 자기소화 시험(vertical self-extinguishing test)을 수행해야 한다. 재료의 평균 연소길이는 17cm(6.7inches)를 초과하지 않고 화염원을 제거한 후 평균 화염 연소시간 15초를 초과하지 않아야 한다. 이 시험 물질의 시편으로부터 흘러 떨어지는 것이 낙하 후 평균 3초 이상 계속 화염을 내면서 타지 않아야 한다.

KAS-VLR 855 화물실 및 수하물실

(a) 각각의 화물실 및 수하물실은 적어도 다음의 조건에 적합한 재료로 구성하거나 또는 내장한 것이어야 한다.

(1) 비행 중 승무원이 용이하게 접근할 수 있는 화물실 및 수하물실에 있어서는 내염성 재료로 제작되어야 한다.

(2) 상기 이외의 격실에 있어서는 내화성 재료로 제작되어야 한다.

(b) 조정장치, 배선, 배관, 장비 또는 부속장치 등은 다음과 같이 보호되지 않은 한 화물실 및 수하물실 내에 두지 않아야 한다.

(1) 상기에 명시된 부분은 화물실 및 수하물실 내에서 화물의 움직임으로 인하여 손상을 받지 않아야 한다.

(2) 그 파손 또는 손상으로 인하여 화재발생의 위험을 일으키지 않도록 보호되어야 한다.

KAS-VLR 857 전기적 본딩

(a) 전기적 연결은 연료, 탱크를 포함한 동력장치와 전기적으로 전도되는 경회전익기의 특정 부품 사이에서의 잠재적인 문제를 예방하여야 한다.

(b) 지상에서의 연료공급 장비에 대한 경회전익기의 전기적 본딩에 대한 규정이 있어야 한다.

KAS-VLR 859 난방시스템

(a) 일반. 난방용 공기가 배기시스템 위를 통과하던가 또는 건조한 장소를 통과하는 난방시스템에 있어서는 객실 및 승무원실에 일산화탄소가 들어가지 않도록 설치되어야 한다.

(b) 열교환기는 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(1) 열교환기는 적당한 재료로 만들어진 것이어야 한다.

(2) 모든 운용상태 하에서 충분한 냉각이 이루어질 수 있어야 한다.

(3) 검사를 위해서 분해가 용이한 것이어야 한다.

KAS-VLR 861 구조물 및 조정장치 화재방지

동력장치의 화재로 인하여 영향을 받을 수 있는 통제된 착륙(controlled landing)에 필수적인 모든 구조물, 조정장치, 로터기구 및 기타의 부품은 불연성이거나 예상되는 동력장치 화재 상태에서 최소한 5분 동안 필수적인 기능을 수행할 수 있도록 보호하여야 한다.

KAS-VLR 863 가연성 유체 화재방지

가연성 유체 또는 증기가 유체시스템의 누설에 의하여 새어나오는 부분에는 분리, 환기, 배수의 형태로 액체나 증기의 발화가능성을 최소화하기 위한 방법이 있어야 하며, 발화가 발생한다면 위해한 결과를 초래하지 않도록 하여야 한다.

기타

KAS-VLR 871 수평 측정 방법

지상에서 경회전익기의 수평위치를 결정할 수 있는 방법이 있어야 한다.

KAS-VLR 873 밸러스트 장치

밸러스트에 대한 장치는 비행 중에 밸러스트가 임의로 이동하지 않도록 설계하고 구성하여야 한다.

Subpart E 동력장치

일반

KAS-VLR 901 장착

(a) 이 Part에서 동력장치 장착이라 함은 메인로터 및 보조로터 구조물 외에 다음에 해당하는 경회전익기의 각 부분을 포함한다.

(1) 추진에 필요한 부분.

(2) 주 추진장치의 조정에 영향을 미치는 부분.

(3) 일상적인 검사 주기 또는 오버홀 주기 내에 주요 추진장치의 안전성에 영향을 미치는 부분.

(b) 각 동력장치 및 장착은 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 동력장치 구성품 및 장착은 일상적인 검사 주기 또는 오버홀 주기 내에서 인증을 받고자 하는 고도 및 온도 범위에서 지속적으로 안전하게 운용될 수 있도록 제작, 배치, 장착되어야 한다.

(2) 감항성유지에 필요한 검사 및 정비를 위한 접근이 용이하여야 한다.

(3) 장착 주요 구성품과 항공기의 다른 부분은 상호간에 전위차를 방지할 수 있도록 전기적으로 서로 연결되어야 한다.

(4) 경회전익기의 안전한 운용에 중요한 구성품 및 장비 조립시 실수가 발생할 가능성이 최소화되도록 동력장치 장착 설계시 예방책을 고려하여야 한다. 단 잘못된 조립 상태로 운용이 극히 불가능함을 입증할 수 있는 경우는 예외로 한다.

(c) 장착은 다음의 요건에 적합하여야 한다.

(1) KAS-VLR 903절에서 정의한 관련 기준에서 요구하는 엔진 장착 지시서.

(2) 이 Subpart의 해당 요건.

KAS-VLR 903 엔진

(a) 엔진은 부록 VLR.B의 해당 요건을 만족하여야 한다.

(b) 엔진 또는 구동시스템의 냉각 팬 블레이드는 다음과 같이 보호하여야 한다.

(1) 엔진 또는 로터 구동시스템 냉각 팬이 장착되어 있는 경우, 냉각 팬이 파손되어도 경회전익기를 보호하고 안전하게 착륙할 수 있도록 하는 수단을 구비하여야 한다. 이는 다음과 같은 요건에 대해 적합성을 입증하여야 한다.

(i) 팬 블레이드가 파손되더라도 파편은 내포되어야 한다.

(ii) 팬은 파손되더라도 안전에 해로운 영향을 미치지 않도록 위치하여야 한다.

(iii) 팬 블레이드는 다음에 의해 제한받고 있는 운용 중에 발생하는 원심력의 1.5배에 해당하는 극한하중을 견딜 수 있어야 한다.

(A) 엔진에 의해 직접 구동되는 팬의 경우

(1) 조정상태에 있지 않은 엔진의 종극 회전속도, 또는

(2) 과속제한장치

(B) 로터 구동시스템에 의해 구동되는 팬의 경우, 과도현상을 포함한 사용 중 예상되는 최대 로터 구동시스템 회전속도

(2) 피로 평가를 수행하지 않은 경우에는, 냉각 팬 블레이드가 경회전익기의 운용 한계 내의 공진 조건에서 운용되지 않음을 입증하여야 한다.

KAS-VLR 907 엔진 진동

(a) 엔진은 엔진 또는 경회전익기의 어떠한 부분에도 유해한 진동을 일으키지 않도록 장착하여야 한다.

(b) 엔진과 연결된 로터과 로터 구동시스템의 부속품은 엔진의 주요 회전부분에 과도한 진동응력을 유발하지 않아야 한다.

(c) 로터 구동시스템의 어떠한 부분도 과도한 진동을 받지 않도록 하여야 한다.

로터 구동시스템

KAS-VLR 917 로터 구동시스템 설계

(a) 로터 구동시스템은 엔진이 고장 난 경우, 고장 난 엔진을 메인로터와 보조로터로부터 자동적으로 분리시키는 장치를 장치하여야 한다.

(b) 로터 구동시스템은 메인로터 및 보조로터로부터 엔진이 분리된 이후에도 자동회전비행 상태의 조정에 필요한 각 로터가 메인로터에 의해서 계속적으로 구동되도록 장치하여야 한다.

(c) 로터 구동시스템에 토크제한장치가 장착되어 있는 경우, 토크제한장치가 작동 중인 때에도 경회전익기가 계속적으로 조종 가능하도록 토크제한장치를 배치시켜야 한다.

(d) 로터 구동시스템은 엔진에서 로터 허브로 동력을 전달하는데 필요한 부품을 포함한다. 여기에는 로터 구동시스템의 일부이거나 로터 구동시스템에 부착 또는 장착된 기어박스, 축, 유니버설 조인트, 커플링, 로터 브레이크, 클러치, 축 지지 베어링, 보기장치 패드 또는 구동장치 및 냉각 팬 등을 포함한다.

KAS-VLR 921 로터 브레이크

엔진에 독립적으로 로터 구동시스템의 회전을 조정하기 위한 장치를 사용하는 경우, 그 장치의 사용에 관한 제한사항을 규정하고, 그 장치가 부주의에 의해 작동되지 않도록 조작장치를 보호하여야 한다.

KAS-VLR 923 로터 구동시스템 및 조정기구 시험

(a) 이 요건에 따라 시험한 모든 부품은 시험 완료 후에도 사용가능 상태이어야 한다. 시험결과에 영향을 미칠 수 있는 분해는 시험 도중에 수행하지 않아야 한다.

(b) 로터 구동시스템 및 조정기구는 최소한 100시간 이상의 시험을 수행하여야 한다. 시험은 경회전익기에서 수행하여야 하고, 토크는 장착된 로터에 의해서 흡수되어야 한다. 단, 지지부의 상태와 진동을 경회전익기에서 시험하는 조건과 매우 유사하게 모사하는 경우에는 적절한 방법으로 토크를 흡수할 수 있는 기타의 지상시험 또는 비행시험 시설을 사용할 수 있다.

(c) (b)항에 규정된 시험 중에 60시간은 최대연속토크 및 이 토크에 대응하는 최대속도 이상에서 수행하여야 한다. 이 시험을 수행할 때 메인로터 조정장치는 세로방향 사이클릭 피치의 변화가 최대가 되는 위치로 설정하여 전진 비행 조건을 모사하도록 하여야 한다. 보조로터의 조정장치는 이 시험 조건에서 정상적인 작동 위치에 있어야 한다.

(d) (b)항에 규정된 시험 중에 30시간은 75% 최대연속토크 및 이 토크에 대응하는 최소속도 이상에서 수행하여야 한다. 메인로터 및 보조로터의 조정장치는 이 시험 조건에서 정상적인 작동 위치에 있어야 한다.

(e) (b)항에 규정된 시험 중에 10시간은 이륙 토크 및 이 토크에 대응하는 최대속도 이상에서 수행하여야 한다. 메인로터 및 보조로터 조정장치는 정상적인 수직상승 위치에 있어야 한다.

(f) (c)항 및 (d)항의 시험은 최소한 30분 간격으로 수행하여야 하며 지상 또는 비행 중에 어느 경우로든 시험을 수행할 수 있다. (e)항의 시험은 최소한 5분 간격으로 수행하여야 한다.

(g) (c)항, (d)항 및 (e)항의 시험 중에 5시간 이하의 간격으로, 엔진과 로터 구동시스템이 로터로부터 자동으로 분리될 수 있을 정도로 충분히 갑작스럽게 엔진을 정지시켜야 한다.

(h) (c)항에서 규정하는 작동상태에서 메인로터에 대한 500사이클의 가로 조정, 500사이클의 세로 조정 및 각 보조로터에 대한 500사이클의 조정을 수행하여야 한다. 사이클이란 중립위치에서 조정장치의 움직임을 말한다. 단, 이러한 조정장치의 움직임이 비행 중에 받는 최대하중 또는 운동을 초과하는 하중이나 플래핑 운동을 일으킬 필요는 없다. 이러한 사이클 조작은 (c)항에 규정된 시험 동안 수행하여야 한다.

(i) 다음의 조건으로 클러치를 연결한 상태로 적어도 200회의 시동을 수행하여야 한다.

(1) 클러치의 구동면에 연결된 축이 가속되도록 하여야 한다.

(2) 신청자가 선정한 속도와 방법을 사용하여야 한다.

KAS-VLR 927 추가시험

(a) 로터 구동시스템의 안전성을 입증하기 위해 필요한 추가적인 동적시험, 내구성 시험, 작동시험 및 진동조사를 수행하여야 한다.

(b) 로터 구동시스템은 로터 구동시스템의 주 윤활유 시스템의 압력 손실 이후에도 15분 동안 자동회전상태로 작동할 수 있음을 시험을 통해 입증하여야 한다.

KAS-VLR 931 축의 위험회전속도

(a) 모든 축의 위험회전속도는 실증을 통해 결정하여야 한다. 단, 특정 설계에 대해 신뢰할 수 있는 해석 방법이 존재하는 경우 그 해석방법을 이용하여 위험회전속도를 결정할 수 있다.

(b) 위험회전속도가 공회전 운전, 동력연결(power-on) 운전 및 자동회전비행 상태의 운용범위 내에 있거나 또는 운용범위 부근에 있는 경우에는, 위험회전속도에서 발생하는 응력이 안전한계 내에 있음을 시험을 통해 입증하여야 한다.

(c) 해석적 방법을 이용하여 위험회전속도가 허용 운용범위 내에 존재하지 않는 것을 입증하는 경우, 해석에 의해 계산된 위험회전속도와 허용 운용범위 사이에는 계산된 위험회전속도와 실제 위험회전속도간의 가능한 변동을 고려한 충분한 여유가 있어야 한다.

CS VLR.935 축 조인트

운용을 위하여 윤활이 필요한 유니버설 조인트, 슬립 조인트, 및 기타 축 조인트들은 윤활을 하기 위한 장치가 구비되어야 한다.

연료시스템

KAS-VLR 951 일반

(a) 각 연료시스템은 인증이 요구되는 모든 기동을 포함하고 엔진 또는 보조동력장치가 작동하는 동안에 예상되는 운용조건에서 엔진 및 보조동력장치의 적정한 기능을 위해 설정된 유량 및 압력으로 연료가 공급될 수 있도록 구성 및 배치하여야 한다.

(b) 각 연료시스템은 하나의 연료펌프로 동시에 두 개 이상의 탱크에서 연료를 인출하지 않도록 배치하여야 한다. 상호연결된 모든 탱크에 동일하게 공급되는 것을 보장하지 않는 한 중력을 이용한 연료시스템은 동시에 한 곳 이상의 연료 탱크에 연료를 공급하지 않아야 한다.

(c) 압축점화 엔진의 연료시스템은 포화수분을 포함한 27℃(80℉)의 연료에 리터당 자유수(free water)의 0.198cc(US gallon당 0.75 cc 또는 Imperial gallon당 0.899 cc)의 수분을 가해 다시 이 연료를 운용 중 예상되는 가장 가혹한 결빙상태로 냉각하여도 그 유량 및 압력의 범위 내에서 계속 운용이 가능하여야 한다.

KAS-VLR 955 연료흐름

(a) 일반. 기화기 작동을 위한 충분한 압력에서 규정에서 제시한 비율로 연료를 제공하는 연료시스템은 사용불능 연료(unusable fuel)의 양과 연료 공급에 가장 치명적인 자세에 대해 입증하여야 한다. 이 조건은 적당한 실험 모형으로 모사할 수 있다. 추가적으로-

(1) 탱크 내부의 연료량은 KAS-VLR 959절의 요건에 따른 해당 연료탱크의 사용불능 연료(unusable fuel)에 이 절의 적합성을 입증하기 위해 필요한 연료를 더하여 설정된 양을 초과하지 않아야 한다.

(2) 연료유량계를 갖춘 경우, 유량계가 막혔을 때 유량계의 바이패스 경로를 통해서 연료가 흐를 수 있어야 한다.

(3) KAS-VLR 997절에 의해 요구되는 연료필터는 필터를 지나 예상되는 가장 높은 압력을 제공하는데 필요한 정도까지 막혀 있어야 한다.

(b) 중력식 시스템. 중력식 시스템(주 및 보조공급용)의 연료유량은 이륙 시, 엔진 연료 소비량의 150%이상이어야 한다.

(c) 펌프식 시스템. 펌프식 시스템(주 및 보조공급용)의 연료유량은 이륙 시, 최대연속출력에서 엔진 연료 소비량의 125%이상이어야 한다. 모든 주요 엔진 구동 펌프와 비상용 펌프는 이륙동안 펌프가 작동할 때 이용할 수 있어야 한다.

(d) 연료탱크가 두 개 이상인 경우. 엔진에 두 개 이상의 연료탱크로부터 연료를 공급받을 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 엔진의 최대출력 및 전 연료압력을 회복할 수 있어야 한다.

KAS-VLR 959 사용불능 연료량

각 탱크에 대한 사용불능 연료(unusable fuel)량은 당해 탱크에 관련되는 각각의 예상되는 운용 및 경회전익기동에서 그 탱크에 가장 불리한 연료공급 상태에서 최초의 기능상실 징후가 나타나는 양보다 적지 않은 양으로 설정하여야 한다.

KAS-VLR 961 연료시스템 고온환경 운용

흡입식 연료시스템 및 증기 발생을 유발하는 특징을 가진 기타의 연료시스템은 온도 43℃(110℉)의 연료를 사용할 때 만족스럽게 작동(인증한계 내에서) 하는지를 입증하여야 한다.

KAS-VLR 963 연료탱크 일반

(a) 각 연료탱크는 운용 중에 받을 수 있는 진동, 관성력, 유체, 그리고 구조적인 하중에 파손되지 않고 견딜 수 있어야 한다.

(b) 유연성 있는 연료탱크 라이너는 해당되는 용도에 적절한 것으로 입증된 것이어야 한다.

(c) 통합형(integral) 연료탱크는 내부의 검사 및 수리를 위한 적정한 설비를 구비하여야 한다.

(d) 연료 탱크 내 구성품의 외부 노출부 온도는 연료탱크내의 연료 또는 연료 증기의 가장 낮은 예상 자연발화 온도보다 안전 여유만큼 낮아야 한다. 이 요건에 대한 적합성은 모든 운용 조건 및 연료탱크 내부 구성품의 파손 또는 기능불량 상태에서 입증하여야 한다.

KAS-VLR 965 연료탱크 시험

연료탱크는 파손 또는 누출되지 않고 다음의 압력에 견딜 수 있어야 한다.

(a) 전통적인 금속재 탱크 그리고 탱크의 벽이 경회전익기 구조물에 의해 지지되지 않는 비금속재 탱크의 경우, 24kPa의 압력에 견딜 수 있어야 한다.

(b) 통합형 탱크의 경우, 치명한계 구조하중이 동시에 작용하는 상태에서 해당 경회전익기의 최대 극한 가속도에 의해 만재된 연료탱크에 발생하는 압력에 견딜 수 있어야 한다.

(c) 탱크의 벽이 경회전익기구조물에 의해 지지되고 인정받을 수 있는 기존적인 탱크 소재를 사용하여 인정 가능한 방법으로 제작되는 비금속재 탱크의 경우, 특정한 설계의 첫 번째 탱크에 대하여 실제 또는 모사된 지지 조건에서 14kPa의 압력을 견딜 수 있어야 한다. 지지 구조물은 비행 중 또는 착륙 조건에서 발생하는 임계하중과 이에 상응하는 가속도로 인한 연료의 압력하중을 조합시킨 하중에 견딜 수 있어야 한다.

KAS-VLR 967 연료탱크 장착

(a) 연료탱크는 탱크하중이 집중되지 않도록 지지되어야 하고, 또한 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 탱크와 그 지지대 사이에 마찰(chafing)를 방지하기 위하여 필요한 경우 패드를 설치해야 한다.

(2) 패드는 비흡수성 재료 또는 연료의 흡수를 방지하도록 처리된 것이어야 한다.

(3) 유연성 있는 탱크 라이너를 사용하는 경우, 라이너 자체가 유체하중을 받지 않도록 지지되어야 한다.

(4) 라이너에 인접한 내부 표면은 부드럽게 처리되고 마모를 유발할 수 있는 돌기가 없어야 한다. 단, 다음의 경우에는 예외로 한다.

(i) 해당되는 부분에 라이너 보호를 위한 수단(provision)을 구비한다.

(ii) 마모로부터 자체적으로 보호될 수 있는 라이너를 사용한다.

(5) 모든 운용조건에서 각 블래더 셀(bladder cell)의 증기 공간에 정(+) 압력을 유지할 수 있어야 한다. 단, 0 또는 부(-) 압력에서 블래더 셀이 찌그러지지 않는 것이 입증된 특정한 조건에 대해서는 예외로 한다.

(6) 연료 주입구 캡의 부적절한 잠금이나 캡의 이탈로 인하여 연료의 사이펀 현상(경미한 넘침이 아닌) 또는 블래더 연료셀의 찌그러짐이 발생하지 않아야 한다.

(b) 각 탱크 장착실은 가연성 유체 또는 증기의 축적을 방지하기 위하여 통기구 및 배출구를 구비하여야 한다. 경회전익기구조물의 일부로 통합된 탱크에 인접한 각 장착실도 통기구 및 배출구를 구비하여야 한다.

(c) 방화벽의 엔진 쪽에는 연료탱크를 설치하지 않아야 한다. 연료탱크와 방화벽 사이에는 최소한 13mm 이상의 거리를 두어야 한다. 엔진 장착실에 연결되어 있는 주 공기흡입구 바로 후방에 위치한 엔진 나셀 스킨의 어느 부분도 통합형 탱크의 벽면으로 사용하지 않아야 한다.

(d) 객실 내에 장착된 연료탱크는 경회전익기외부로 통기 및 배출되고 연료 및 가스(fume)에 견디는 인클로저를 사용하여 격리하여야 한다. 블래더 형식의 연료 셀을 사용한 경우, 연료 셀의 지지용 외벽(retaining shell)는 최소한 금속재 연료탱크의 구조적 건전성과 동등한 수준이어야 한다.

(e) KAS-VLR 561절에 제시된 비상착륙조건에서의 관성력을 받는 조건에서 탱크 내부의 연료가 유지될 수 있도록 연료탱크와 연료시스템 구성품을 설계, 배치 및 장착하여야 한다.

KAS-VLR 969 연료탱크 팽창공간

각 연료탱크는 탱크 용량의 2% 이상을 팽창공간으로 구비해야 한다. 단, 탱크 통기구가 경회전익기로부터 완전하게 배출시킬 수 있는 경우에는 팽창공간이 요구되지 않는다. 경회전익기가 정상 지상 자세로 있을 때 의도하지 않게 연료탱크의 팽창공간이 연료로 채워지지 않도록 하여야 한다.

KAS-VLR 971 연료탱크 섬프

(a) 각 연료탱크는 정상 지상 및 비행 자세로 있을 때 탱크 용량의 0.10%, 또는 120cm3 중에서 더 큰 유효 용량을 가지는 섬프(sump)를 구비하여야 한다.

(1) 연료시스템은 25cm3을 배출할 수 있는 침전통 또는 챔버를 갖추고 있어야 한다.

(2) 각 연료탱크 출구는 정상 지상자세에서 물이 모든 탱크의 모든 부분으로부터 침전통으로 물이 흐르도록 장착해야 한다.

(b) 이 절의 (a)항에서 요구되는 섬프, 침전통 및 침전챔버는 KAS-VLR 999(b)(1), (b)(2) 및 (b)(3)항의 배출 요건에 적합해야 한다.

KAS-VLR 973 연료탱크 주입구 연결부

(a) 각 연료탱크의 주입구 연결부는 객실 밖에 위치하여야 한다. 연료 주입 시에 흘러내린 연료는 탱크 자체 이외에 경회전익기의 다른 부분 또는 연료탱크 장착실로 들어가지 않도록 해야 한다.

(b) 각 연료주입구 캡(filler cap)은 주 연료주입구의 개구(opening)로부터 연료누출을 방지할 수 있는 시일을 구비하여야 한다. 그러나, 연료탱크 캡에 있는 작은 개구를 통기의 목적 또는 연료량 게이지를 통과시키는 목적으로 사용할 수 있다.

KAS-VLR 975 연료탱크 통기구 및 기화기 증기 통기구

(a) 연료탱크는 모든 정상적인 비행 상태에서 효과적으로 환기되도록 팽창공간의 윗부분에서 환기되어야 한다. 각 환기구는 얼음 또는 이물질에 의해 막힐 가능성이 적어야 한다.

(b) 환기시스템은 착륙, 지상 운용 또는 생존이 가능한 충격 시 경회전익기가 전복되는 경우에도 연료가 환기구를 통해 점화원으로 누설되는 것을 최소화할 수 있도록 설계되어야 한다.

KAS-VLR 977 연료 스트레이너 또는 필터

(a) 탱크 출구(outlet)와 기화기 입구 또는 연료 주입기 사이에는 다음의 요건을 충족하는 연료 필터가 있어야 한다.

(1) 연료필터는 엔진 승인 시 설정된 엔진의 연료 오염정도(크기, 밀도)보다 높은 정도에서 연료시스템 기능을 손상시키지 않는다는 것을 보장하는 수용력(엔진 운용제한에 따른)을 가지고 있어야 한다.

(2) 검사 및 세척을 위해 접근 가능해야 한다.

(3) 침전물 트랩(trap)과 배출구를 가지고 있어야 한다. 단, 스트레이너 또는 필터가 배출 목적으로 쉽게 제거가능한 경우 배출구는 필요하지 않다.

(b) 연료탱크 출구(outlet)에는 다음의 요건을 충족하는 연료 스트레이너가 있어야 한다.

(1) 3∼6 mesh/cm를 사용해야 한다.

(2) 길이는 연료탱크 출구 직경의 최소 2배가 되어야 한다.

(3) 직경은 최소한 연료탱크 출구의 직경만큼 되어야 한다.

(4) 검사 및 세척을 위해 접근 가능해야 한다.

연료시스템 구성품

KAS-VLR 991 연료펌프

(a) 다음의 부품이 고장나는 경우에도 KAS-VLR 955절의 요건에 대한 적합성을 충족하여야 한다.

(1) 형식증명을 받은 엔진의 부품으로 장착되어 승인받은 펌프를 제외한 하나의 펌프.

(2) 펌프의 작동에 필요한 임의의 구성품. 단, 엔진 구동형 펌프에 의해 작동되는 엔진은 예외로 한다.

(3) 엔진의 출력 또는 추력 설정, 또는 다른 연료펌프의 기능상태와 관계없이, 임의의 연료펌프 작동으로 인하여 엔진의 작동에 위험한 영향을 주지 않아야 한다.

KAS-VLR 993 연료시스템 라인 및 피팅

(a) 각 연료 라인은 과도한 진동을 방지하고, 연료압력 및 가속비행 조건에 따라 발생하는 하중에 견딜 수 있도록 장착 및 지지되어야 한다.

(b) 상대운동을 하는 경회전익기구성품에 연결되어 있는 연료 라인은 유연성이 있어야 한다.

(c) 압력이 작용하면서 축방향 하중을 받는 연료 라인에 있는 유연성 연결부는 유연성 호스 조립체를 사용해야 한다.

(d) 유연성 호스는 특정한 용도에 적절한 것으로 입증되어야 한다.

(e) 부주의한 밸브 차단 작동을 방지할 수 있는 수단이 있어야 하며, 차단된 후에는 비행 중에 승무원이 재개할 수 있어야 한다.

(f) 엔진화재로 인한 어떠한 경우에 대해서도 차단밸브와 조종장치는 제대로 기능하도록 설계, 배치되고 보호되어야 한다.

KAS-VLR 995 연료밸브

(a) 각 엔진에 공급되는 연료를 개별적으로 확실하고 신속하게 차단시키는 밸브를 장착하여야 한다.

(b) 이 밸브의 조작장치는 해당 승무원이 쉽게 조작할 수 있는 위치 내에 있어야 한다.

(c) 연료 공급원이 하나 이상인 경우에는 각 연료 공급원으로부터 독립적으로 연료를 공급할 수 있는 수단이 있어야 한다.

(d) 연료밸브는 방화벽의 엔진 측에 장착하지 않아야 한다.

(e) 연료탱크 선택밸브는 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 선택핸들을 “닫힘” 위치에 놓기 위해서는 별도의 명확한 조작이 요구되어야 한다.

(2) 하나의 탱크에서 다른 탱크로 전환할 때 선택기(selector)가 “닫힘” 위치를 지나 통과하지 않도록 연료탱크 선택위치를 배열해야 한다.

KAS-VLR 999 연료시스템 배출구

(a) 운용 중에 예상되는 경회전익기의 모든 지상 자세에서 시스템으로부터 연료를 완전히 배출할 수 있도록 각 연료시스템의 가장 낮은 부분에 최소한 하나의 접근하기 쉬운 배출구를 장치하여야 한다.

(b) (a)항에서 요구하는 각 배출구는 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 경회전익기의 어떠한 부분에도 연료가 닿지 않게 배출하여야 한다.

(2) 차단위치에서 확실하게 닫히는 수동 또는 자동 수단을 구비하여야 한다.

(3) 쉽게 열고 닫을 수 있도록 접근이 쉬운 배출밸브를 구비하여야 한다.

오일시스템

KAS-VLR 1011 일반

(a) 엔진은 오일의 최고온도를 초과하지 않는 범위에서 적당한 양의 오일을 공급할 수 있는 오일시스템을 구비하여야 한다.

(b) 모든 오일시스템은 경회전익기의 내구성을 위해 충분히 사용할 수 있는 양을 갖고 있어야 한다.

(c) 엔진 윤활이 연료와 오일의 혼합에 의존하는 경우, 신뢰 할 수 있는 혼합 방법이 수립되어야한다.

KAS-VLR 1013 오일 탱크

(a) 모든 오일 탱크는 탱크하중이 집중하지 못하도록 지지되어야 한다. 또 다음의 규정에 적합해야 한다.

(1) 필요한 경우, 탱크와 그 지지대와의 사이에는 마모를 방지하기 위해서 패드를 사용해야 한다.

(2) 패드의 재료는 비 흡습성 또는 오일의 흡수를 방지하도록 처리한 것이어야 한다.

(3) 유연성 탱크를 사용하는 경우에는 탱크자체가 오일하중을 받지 않도록 지지되어야 한다.

(4) 다음의 요건을 만족하지 못하는 경우, 탱크실의 각 내부 면은 라이너의 마모를 유발할 수 있는 돌출부이 없이 매끄러워야 한다.

(i) 돌출부로부터 라이너를 보호할 수 있는 수단이 있어야 한다.

(ii) 라이너는 그 자체로 돌출부로부터 보호될 수 있는 구조이어야 한다.

(5) 모든 운용조건에서 각 블래더 셀(bladder cell)의 증기 공간에 정(+) 압력을 유지할 수 있어야 한다. 단, 0 또는 부(-) 압력에서 블래더 셀이 찌그러지지 않는 것이 입증된 특정한 조건에 대해서는 예외로 한다.

(6) 오일 필터 캡의 부적절한 잠금이나 캡의 이탈로 인하여 오일의 사이펀 현상(경미한 넘침이 아닌) 또는 블래더 오일셀의 찌그러짐이 발생하지 않아야 한다.

(7) 운용 중에 예상되는 진동, 관성력, 그리고 유체하중에 견디어야 한다.

(b) 각 탱크 장착실은 가연성 유체 또는 증기의 축적을 방지하기 위하여 통기구 및 배출구를 구비하여야 한다. 경회전익기구조물의 일부로 통합된 탱크에 인접한 각 장착실도 통기구 및 배출구를 구비하여야 한다.

(c) 오일량은 카울의 어떠한 부분(오일탱크 덮개 제외)도 분해하지 않거나 어떠한 도구를 사용하지 않고 쉽게 확인할 수 있어야 한다.

(d) 객실 또는 승무원실내에에 장착된 오일탱크는 경회전익기외부로 통기 및 배출되고 연료 및 가스(fume)에 견디는 인클로저를 사용하여 격리하여야 한다. 블래더 형식의 오일셀은 최소한 금속재 연료탱크의 구조적 건전성과 동등한 수준이어야 한다.

(e) 오일 탱크가 엔진실에 장착되는 경우, 탱크는 불연성 재료로 제작되어야한다. 단, 탱크, 라인, 섬프를 포함한 오일시스템의 총 오일 수용량이 5리터 이하의 경우에는 예외로 내화성 재료로 제작하여야 한다.

KAS-VLR 1015 오일 탱크 시험

오일 탱크는 누설이 발생되지 않도록 다음의 압력을 견딜 수 있어야 한다.

(a) 탱크벽이 경회전익기구조부재로 지지되지 않는 일반적인 금속재 탱크, 비금속재 탱크인 경우에는 35 kPa의 압력을 가한다.

(b) 일체형 연료탱크는 경회전익기가 연료 만재의 상태로 최대제한가속도 및 임계제한구조하중을 동시에 받을 때의 압력을 가한다.

(c) 탱크벽이 경회전익기구조부재로 지지되지 않고 허용가능한 기본재료와 방식으로 제작된, 실제 또는 해석된 지지조건을 갖는 비금속재 탱크는 특정한 설계의 시제품에 대해서 14 kPa의 압력을 가한다. 지지 구조는 비행 중 발생하는 임계하중 또는 가속에 대응하여 작용하는 오일 압력하중이 결합된 착륙강도를 견디도록 설계하여야 한다.

KAS-VLR 1017 오일 라인 및 피팅

(a) 오일 라인은 KAS-VLR 993절의 요건을 만족하여야 한다.

(b) 브리더 라인. 브리더 라인은 다음의 요건을 충족하도록 배치하여야 한다.

(1) 얼어서 라인을 막히게 할 수 있는 응축된 수증기 또는 오일이 축적되지 않아야 한다.

(2) 브리더 방출은 거품이 형성(forming)되는 경우에도 화재 위험을 유발하지 않아야 한다.

(3) 브리더는 엔진의 공기흡입시스템에 방출되지 않아야 한다.

(4) 브리더의 출구는 얼음이나 외부물질에 의해 폐쇄되지 않도록 보호되어야 한다.

KAS-VLR 1019 오일 스트레이너 또는 필터

동력장치의 오일 스트레이너 또는 필터는 해당 스트레이너 또는 필터가 완전히 막힌 상태에서 시스템의 나머지 부분에 정상적인 유량의 오일이 흐를 수 있도록 구성 및 장착하여야 한다.

KAS-VLR 1021 오일시스템 배출구

오일시스템을 안전하게 배출할 수 있는 배출구를 갖추어야 한다. 각 배출구는 다음에 적합하여야 한다.

(a) 접근이 용이할 것.

(b) 배출구를 닫는 상태로 확실하게 잠굴 수 있는 수동 또는 자동 장치가 구비되어 있을 것.

KAS-VLR 1027 트랜스미션 및 기어박스 일반

(a) 트랜스미션 및 기어박스를 위한 가압식 윤활시스템은 KAS-VLR 1013, -1015, -1017, -1021절과 KAS-VLR 1337(d)항의 요건에 적합하여야 한다.

(b) 가압식 윤활시스템은 모든 윤활유가 지나는 곳에 오일 스트레이너 또는 필터를 장착하여야 하며, 다음 사항을 충족하여야 한다.

(1) 윤활유로부터 트랜스미션 및 구동시스템 구성품에 손상을 입히거나 윤활유 흐름을 위태로운 정도까지 방해하는 모든 오염물질을 제거할 수 있도록 설계하여야 한다.

(2) 다음의 (b)(3)항에서 요구하는 바이패스의 입구 또는 그 앞에서 필터 또는 스트레이너의 오염물질 축적을 알려주는 수단을 구비하여야 한다.

(3) 다음의 요건을 충족하도록 구성된 바이패스를 장착하여야 한다.

(i) 윤활유는 스트레이너 또는 필터가 완전히 막혔을 때도 나머지 시스템에 정상적으로 흘러야 한다.

(ii) 모여진 오염물질이 방출되어 바이패스 흐름 통로에 쌓이지 않도록 바이패스를 적정히 배치하여야 한다.

(c) 로터 구동시스템 및 구성품에 윤활유를 공급해 주는 각 윤활 탱크 또는 섬프 출구의 경우, 출구에서부터 (b)항에 의해 요구되는 필터 쪽으로의 윤활유 흐름을 방해할 수 있는 임의의 물질이 윤활시스템 쪽으로 들어가지 않도록 하는 스크린이 있어야 한다. 단, (b)항의 요건은 윤활 탱크 또는 섬프 출구에 장착된 스크린에는 적용되지 않는다.

(d) 로터 구동시스템 기어박스를 위한 스플레쉬 형식의 윤활시스템은 KAS-VLR 1021절 및 KAS-VLR 1337(d)항에 적합하여야 한다.

냉각특성

KAS-VLR 1041 일반

(a) 동력장치의 냉각시스템은 인증이 요구되는 치명적인 운용조건과 정상적인 정지 후의 조건에서 설정된 한계 이내로 동력장치 구성품의 온도를 유지시킬 수 있어야 한다. 여기서, 동력장치 구성품은 엔진, 로터 구동시스템 구성품, 보조동력장치, 그리고 이와 같은 구성품에 사용되는 냉각 또는 윤활용 유체를 포함하지만 이에 국한하지는 않는다.

(b) (a)항의 요건에 대한 적합성은 해당 요건에 명시된 조건 하에서 수행되는 시험으로 입증하여야 한다.

KAS-VLR 1043 냉각시험

(a) 일반. KAS-VLR 1041(b)항에 규정하는 시험은 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(1) 이 시험을 (b)항에서 규정하는 최대 대기온도와 다른 조건에서 수행하는 경우, 동력장치의 측정온도를 (c)항 및 (d)항에 규정된 방법으로 보정해야 한다. 단, 본 항에서 제시하는 보정방법보다 정확한 다른 보정방법을 적용할 수 있다.

(2) (a)(1)항에 의해 결정하는 보정온도는 설정된 한계 값을 초과할 수 없다.

(3) 냉각시험에 사용하는 연료는 해당 엔진에 승인된 최소등급의 것으로 하고, 그 혼합비는 냉각시험이 수행되는 해당 비행단계에서 정상적으로 사용되는 값으로 설정하여야 한다.

(4) 시험방법은 KAS-VLR 1045절의 규정에 의한다.

(b) 최대 대기온도. 최소한 38℃(100℉)의 해면고도조건에 해당하는 최대 대기온도가 설정되어야 한다. 고도에 따른 온도 감소율은 해면고도 305m(1,000ft)당 1.98℃(3.6℉)로 가정한다. 이 온도 감소율은 대기온도가 -56.5℃(-69.7℉)일 때까지 적용하고, 그 이상의 고도에서는 -56.5℃(-69.7℉)로 일정한 것으로 한다. 그러나 방한장치가 구비되어 있는 경우에, 신청자는 해면고도조건에 해당하는 최대 대기온도를 38℃(100℉) 미만으로 선택할 수 있다.

(c) 온도보정 계수(실린더배럴 제외). 온도한계가 설정된 엔진의 유체 및 동력장치 구성품(실린더배럴 제외)의 온도는 최대 대기온도와 냉각시험 중에 구성품 또는 유체의 최대온도가 처음으로 기록된 때의 주위 대기온도와의 차이를 포함하여 보정한다. 단, 본 항에서 제시하는 보정방법보다 정확한 다른 보정방법을 적용할 수 있다.

(d) 실린더배럴의 온도보정 계수. 실린더배럴의 온도는 최대 대기온도와 냉각시험 중에 실린더배럴의 최대온도가 처음으로 기록된 때의 주위 대기온도와의 차이에 0.7을 곱한 값을 포함하여 보정한다.

KAS-VLR 1045 냉각시험 절차

(a) 일반. 각 비행단계에서 경회전익기의 냉각시험은 다음의 조건에서 수행하여야 한다.

(1) 냉각에 가장 치명적인 형상에서 실시한다.

(2) 냉각에 가장 치명적인 조건에서 실시한다.

(b) 온도 안정화. 냉각시험 중에 온도가 분당 1℃(1.8℉) 미만의 변화율을 나타낼 때 “안정화”된 것으로 본다. 구성품과 엔진의 유체 온도 안정은 다음의 규정을 따른다.

(1) 경회전익기의 각 비행단계에서는 다음과 같이 온도를 안정화시켜야 한다.

(i) 온도는 비행시험 단계가 시작되는 조건 하에서 안정화되어야 한다.

(ii) 비행시험 시작조건이 통상적으로 온도를 안정화시킬 수 없는 조건인 경우, 비행시험을 착수하기 전에 완전한 시작조건에서 작동을 수행하여 시험을 시작할 때는 온도가 자연스런 수준에 도달하도록 하여야 한다.

(2) 경회전익기의 이륙비행 단계에서는 이륙출력으로 상승하기 전에 온도가 안정화될 때까지 제자리비행을 하여야 한다.

(c) 시험시간. 각 비행단계에서 다음의 상태에 이를 때까지 시험을 계속하여야 한다.

(1) 온도가 안정화되거나 최고 온도에 도달 후 5분이 경과될 때.

(2) 해당 비행단계가 완료될 때.

(3) 운용한계에 도달할 때.

액체냉각

KAS-VLR 1061 장착

(a) 일반. 각 액랭식(liquid-cooled) 엔진은 다음의 요건을 충족하는 독립된 냉각시스템(냉각액 탱크를 포함)을 구비하여야 한다.

(1) 각 냉각액 탱크는 탱크의 하중이 탱크 표면의 넓은 부분에 고루 분포되도록 지지하여야 한다.

(2) 탱크와 그 지지대 사이의 마찰(chafing)을 방지하기 위한 패드가 있어야 한다. 패딩은 비흡습성이거나 가연성 액체의 흡수를 막을 수 있도록 처리된 것이어야 한다.

(3) 팽창 탱크를 제외하고, 냉각액 주입 또는 작동 중에 냉각시스템의 어느 부분에도공기 또는 증기가 축적(trapped)되지 않아야 한다.

(b) 냉각액 탱크.

(1) 각 냉각액 탱크는 운용 중에 받을 수 있는 진동, 관성력, 그리고 유체 하중에 견딜 수 있어야 한다.

(2) 경회전익기의 정상 지상 자세에서 각 냉각액 탱크는 전체 냉각시스템 용량의 10% 이상의 팽창공간을 구비해야 한다.

(3) 경회전익기의 정상 지상 자세에서 의도하지 않게 팽창공간이 채워지지 않도록 해야 한다.

(c) 주입구 연결부. 각 냉각액 탱크의 주입구 연결부는 KAS-VLR 1557(c)항에 규정된 바와 같이 표시되고, 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 냉각액 주입 시에 흘러내린 냉각액이 탱크 자체 이외에 경회전익기의 다른 부분 또는 냉각액 탱크 장착실로 흘러 들어가지 않도록 해야 한다.

(2) 오목한(recessed) 냉각액 주입구 연결부에는 해당 경회전익기의 어떤 부분에도 접촉되지 않도록 방출할 수 있는 배출구를 구비해야 한다.

(d) 라인 및 피팅. 각 냉각액 시스템의 라인 및 피팅은 KAS-VLR 993절의 요건을 만족하여야 한다. 단, 엔진 냉각액 입구와 출구 라인의 내경이 이에 대응하는 엔진 입구와 출구 연결부의 직경보다 작지 않은 경우는 예외로 한다.

(e) 방열기. 각 냉각액 방열기는 운용 중에 통상적으로 받을 수 있는 진동, 관성력, 그리고 냉각액 압력하중을 견딜 수 있어야 한다. 또한, 다음의 요건을 충족해야 한다.

(1) 각 방열기는 운용 온도에 의한 팽창을 허용할 수 있고, 방열기에 유해한 진동이 전달되지 않도록 지지되어야 한다.

(2) 가연성 냉각액을 사용하는 경우, 냉각액 방열기의 공기 흡입 덕트는 (화재가 발생한 경우) 나셀로부터의 화염이 방열기에 닿을 수 없도록 위치시켜야 한다.

(f) 배출구. 접근 가능한 위치에 다음과 같은 배출구가 있어야 한다.

(1) 경회전익기가 정상 지상 자세에 있을 때, 냉각액 탱크, 방열기 및 엔진을 포함하는 전체 냉각시스템의 냉각액을 배출할 수 있어야 한다.

(2) 전체 경회전익기에 접촉되지 않도록 방출하여야 한다.

(3) 배출구 닫힘 상태로 확실하게 고정할 수 있어야 한다.

KAS-VLR 1063 냉각액 탱크 시험

각각의 냉각액 탱크는 KAS-VLR 965절의 시험 요건에 따라 수행되어야 한다. 단, KAS-VLR 965(a)항에서 요구하는 시험은 연료가 최대극한가속도 동안 만재된 탱크에 작용하는 압력이나 24kPa 압력 중 더 큰 값에 시스템의 최대작동압력을 더한 합을 이용하여 유사시험으로 대체하여야 한다.

공기유입시스템

KAS-VLR 1091 공기유입구

(a) 엔진의 공기유입시스템은 인증이 요구되는 운용조건 및 기동비행 상태에서 엔진에 필요한 공기를 공급할 수 있는 것이어야 한다.

(b) 공기유입시스템의 입구는 역화가 일어날 수도 있기 때문에 카울링의 바깥에 배치하여야 한다.

(c) 공기유입시스템 내부에 연료가 축적되는 경우, 다음과 같이 연료를 방출할 수 있는 배출구를 갖추어야 한다.

(1) 연료가 기체에 닿지 않도록 배출하여야 한다.

(2) 배기화염의 부근에 배출되지 않도록 하여야 한다.

KAS-VLR 1093 공기유입시스템 결빙방지

(a) 왕복 및 로터리엔진. 엔진의 공기유입시스템은 결빙을 방지하거나 제거할 수 있는 장치를 갖추어야 한다. 다른 방법에 의하지 않는 경우, 온도 -1℃(30℉)의 눈에 보이는 수분이 없는 대기 중에서 엔진을 최대 연속출력의 75%로 운전하는 상태에서 다음의 규정에 적합하다는 것을 입증하여야 한다.

(1) 보통 벤츄리식 기화기를 사용하는 과급기가 없는 엔진을 장착한 경회전익기는 Δ50℃(90℉)의 온도상승이 가능한 예열기를 구비하여야 한다.

(2) 결빙방지 기능이 있는 기화기를 사용하는 과급기가 없는 엔진을 장착한 경회전익기는 보호되어 있는 대체용 공기흡입구를 갖추어야 한다. 이 대체 공기흡입구로 공급되는 공기의 온도는 엔진 실린더 냉각 후의 공기온도보다 낮지 않아야 한다.

(3) 보통 벤츄리식 기화기를 사용하는 과급기가 있는 엔진을 장착한 경회전익기에는 Δ67℃(120℉)의 온도상승이 가능한 예열기를 구비하여야 한다.

(4) 결빙방지 기능이 있는 기화기를 사용하는 과급기가 있는 엔진을 장착한 경회전익기는 다음의 온도상승 능력이 있는 예열기를 구비하여야 한다.

(i) Δ56℃(100℉).

(ii) 유체식 제빙시스템을 사용하는 경우에는 최소한 Δ22℃(40℉).

(b) 과급기를 사용하는 왕복 및 로터리엔진. 공기를 압축하여 기화기로 들어가도록 하는 과급기를 장착한 엔진은 과급에서 발생하는 온도상승이 해당 고도 및 운용조건에서 자동적으로 사용될 수 있는 경우에는 본 절의 (a)항에 적합함을 결정하는데 이 과급에 의한 공기의 온도상승을 고려할 수 있다.

배기시스템

KAS-VLR 1121 일반

경회전익기의 배기시스템은 다음의 규정에 적합하여야 한다.

(a) 다기관과 파이프의 열팽창에 대한 대책이 있어야 한다.

(b) 국부적인 열점을 방지할 수 있는 대책이 있어야 한다.

(c) 배기가스는 엔진 공기흡입구, 연료시스템 구성품 및 배출구에 닿지 않도록 방출하여야 한다.

(d) 가연성 유체 또는 증기가 점화될 정도로 표면이 고온인 배기시스템 부품은 누출된 가연성 유체 또는 증기가 배기시스템 및 차폐재에 접촉될 경우 화재가 발생하지 않도록 배치하거나 차폐되어야 한다.

(e) 배기 열교환기는 내부파손이 될 경우 배기포트의 막힘을 방지할 수 있는 대책이 있어야 한다.

KAS-VLR 1123 배기관

(a) 배기관은 내열 및 내식성이 있어야 하고, 운용온도까지 팽창으로 인한 파손을 방지할 수 있어야 한다.

(b) 배기관은 운용 중에 받는 모든 진동 및 관성 하중에 견딜 수 있어야 한다.

(c) 상대운동을 하는 구성품에 연결된 배기관은 유연성이 있어야 한다.

동력조정장치 및 보기류

KAS-VLR 1141 동력조정장치: 일반

(a) 동력조정장치의 위치 및 배치는 KAS-VLR 777절의 요건을 충족하고, 표식에 관한 사항은 KAS-VLR 1555절의 요건을 충족하여야 한다.

(b) 유연케이블식 동력조정장치는 승인받은 것을 사용하여야 한다.

(c) 조정장치는 다음 사항에 영향을 받지 않고 설정 위치를 유지할 수 있어야 한다.

(1) 계속적인 주의.

(2) 조작하중 또는 진동에 의하여 서서히 움직이는 경향.

(d) 안전을 위해 필요한 동력장치 밸브의 조정장치는 다음의 조건을 충족하여야 한다.

(1) 수동밸브에는 열림 및 닫힘 위치에 확실한 정지기구가 있거나 연료밸브의 경우에는 적정한 위치표식이 있어야 한다.

(2) 동력작동밸브의 경우, 밸브가 다음의 상태에 있을 때 이를 비행승무원에게 지시하는 장치가 있어야 한다.

(i) 완전히 열림 또는 닫힘 위치에 있을 때.

(ii) 완전히 열림 및 닫힘 위치 사이를 이동하고 있을 때.

KAS-VLR 1143 엔진 조정장치

(a) 출력, 또는 수퍼과급기 조정장치는 해당 엔진 및 수퍼과급기를 조정하기 위한 확실하고 신속히 반응하는 수단이 있어야 한다.

(b) 출력 조정장치에 연료차단기구가 통합되어 있는 경우, 해당 조정장치는 의도하지 않게 연료차단기구가 닫힘 위치로 움직이는 것을 방지하기 위한 수단이 있어야 한다. 이와 같은 수단은 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 공회전 위치에 확실한 고정기구(positive lock) 또는 정지기구(stop)를 구비하고 있어야 한다.

(2) 개별적이고 명확한 조작에 의해서 해당 조정장치를 차단 위치로 움직이게 해야 한다.

KAS-VLR 1145 점화 스위치

(a) 모든 점화 회로는 독립적이어야 하며, 점화를 위해서는 점화스위치 이외의 다른 스위치는 필요하지 않다.

(b) 점화스위치는 부주위로인해 운용되지 않도록 설계되어야 한다.

(c) 점화스위치를 다른 회로를 위한 마스터스위치로 사용되어서는 안 된다.

KAS-VLR 1147 혼합기 조절장치

조절장치는 독립적이고 명확한 조작에 의해서 희박 또는 차단 위치로 움직일 수 있도록 해야 한다.

KAS-VLR 1151 로터 브레이크 조정장치

(a) 로터 브레이크 조정장치는 비행 중에 의도하지 않은 작동이 일어나지 않아야 한다.

(b) 이륙 전에 로터 브레이크가 완전히 해제되지 않는 경우에는 그 상태를 승무원에게 경보하는 장치를 설치하여야 한다.

KAS-VLR 1163 동력장치 보기류

(a) 엔진에 장착된 각 보기는 다음의 요건을 충족해야 한다.

(1) 해당 엔진 마운팅에 대한 요건에 충족해야 한다.

(2) 엔진에 있는 장착기구를 사용하여 장착해야 한다.

(3) 엔진에 장착된 보기는 엔진의 오일시스템 및 보기시스템의 오염을 방지할 수 있도록 밀봉되어야 한다.

(b) 아크 또는 스파크를 발생하는 전기장치는 자유로운 상태로 존재할 수 있는 가연성 유체 또는 증기와 접촉 가능성을 최소화할 수 있도록 장착해야 한다.

(c) 특별히 규정된 경우가 아니라면, 과도한 액세서리 부하로 인하여 트랜스미션과 로터 구동시스템의 구성품들의 손상을 방지하기 위하여 트랜스미션과 로터 구동시스템의 모든 구성품들에 위치하는 액세서리 구동품들을 위한 토크 제한 장치가 마련되어야 한다.

KAS-VLR 1165 엔진 점화시스템

(a) 각 배터리 점화시스템은 배터리가 완전히 방전된 경우에도 엔진의 연속적인 운전이 가능하도록 자동적으로 대체 전원을 공급할 수 있는 발전기를 추가로 구비해야 한다.

(b) 배터리 및 발전기의 용량은 엔진 점화시스템에 필요한 요구량과 동일한 전원에 연결된 전기시스템 구성품의 최고 요구량을 동시에 공급할 수 있는 충분한 용량이어야 한다.

(c) 엔진 점화시스템은 다음의 상태를 고려하여 설계하여야 한다.

(1) 하나의 발전기가 부작동(inoperative)하는 상태.

(2) 발전기가 정상 속도로 회전하고 있으며 하나의 배터리가 완전히 방전된 상태.

(3) 하나의 배터리만 장착되는 경우, 발전기가 공회전으로 작동하며 배터리가 완전히 방전된 상태.

(d) 전기시스템의 부분적인 오작동으로 인하여 엔진 점화에 필요한 배터리가 연속적인 방전을 일으키는 경우, 이를 해당 승무원에게 경고할 수 있는 수단을 구비해야 한다.

동력장치 화재보호

KAS-VLR 1183 라인, 피팅 및 구성품

(a) 다음의 (b)에 규정하는 것을 제외하고, 항공기에서 엔진화재조건을 적용하여야 하는 가연성 유체용 모든 배관, 피팅 및 기타의 구성품은 내화성을 가지고 있어야 한다. 다만, 엔진의 일부로 엔진에 부착된 가연성 유체 탱크와 그 지지대가 불연성이 있거나 불연성 차폐재료로 감싸져 있어서 화재가 발생하여도 비불연성 부품의 손상으로 가연성 유체가 누설 및 유출되지 않는 경우는 예외로 한다. 구성품은 누설된 가연성 유체의 발화에 대하여 안전하게 차폐 또는 배치되어야 한다. 왕복엔진에 사용되는 용량 23.7리터(5.2 Imperial gallons, 25 US quart) 미만의 통합형 오일섬프는 불연성을 갖거나 불연성 차폐재료로 둘러싸지 않아도 된다.

(b) 다음의 부품에는 이 절의 (a)항을 적용하지 않는다.

(1) 형식증명을 받은 엔진의 일부로 이미 승인된 라인, 피팅, 그리고 구성품.

(2) 파손되어도 화재 위험을 유발하거나 촉진시키지 않는 통기구 및 배출구 라인, 그리고 이에 대한 피팅.

(c) 가연성 유체의 배출구 및 통기구는 유입시스템 공기흡입구로부터 떨어진 위치에 배출하여야 한다.

AS-VLR 1185 가연성 유체

(a) 연료탱크는 방화벽 또는 슈라우드에 의해 엔진과 격리하여야 한다.

(b) 연료탱크를 제외한 가연성 유체 또는 가스를 포함하는 시스템의 일부를 이루는 탱크 또는 리저버는 방화벽 또는 슈라우드에 의해서 엔진과 격리하여야 한다. 다만, 시스템의 설계, 탱크 및 지지대의 재료, 차단장치, 연결부, 배관 및 조정장치가 엔진으로부터 격리된 상태와 동등한 수준의 안전도를 가진 경우에는 예외로 한다.

(c) 각 탱크와 해당 탱크를 격리하는 방화벽 또는 슈라우드 사이에는 최소한 13mm 이상의 간격이 있어야 한다. 다만, 엔진 장착실로부터 가연성 유체에 전달되는 열을 차단하는 경우에는 예외로 한다.

KAS-VLR 1187 환기 및 배유

동력장치 관련 부품이 장착되는 모든 장착실에는 환기하는 장치가 구비되어야 한다.

KAS-VLR 1191 방화벽

(a) 엔진은 방화벽, 슈라우드 또는 이와 동등한 방법으로 객실 및 승무원실, 기체구조, 조정장치, 로터기구, 그리고 다음과 같은 기타의 부분으로부터 격리되어야 한다.

(1) 비행 및 착륙을 조정하는데 필수적인 부분.

(2) KAS-VLR 861절의 규정에 의해 보호되지 않은 부분.

(b) (예비)

(c) (a)항과 (b)항의 규정을 적용함에 있어서, 정상 비행 및 자동회전비행일 때의 공기흐름에 의해서 영향을 받는 화염의 전파경로를 고려하여야 한다.

(d) 방화벽 및 슈라우드는 엔진 장착실에서 경회전익기의 다른 부분으로 위험한 양의 공기, 유체, 또는 화염이 전달되지 않는 구조를 가져야 한다.

(e) 방화벽 또는 슈라우드의 개구부는 불연성의 그로밋(grommet), 부싱, 또는 방화벽 피팅으로 밀봉하여야 한다.

(f) 방화벽 및 슈라우드는 불연성과 내식성이 있어야 한다.

KAS-VLR 1193 카울링 및 나셀

(a) 각 카울링은 운용 중에 받을 수 있는 진동, 관성력 및 공기 하중에 견딜 수 있도록 구성 및 지지되어야 한다.

(b) 정상 지상 자세 및 비행 자세에서 카울링의 각 부분에는 신속하고 완전하게 배출할 수 있는 수단이 있어야 한다. 배출구는 화재 위험을 초래할 수 있는 곳에 방출되지 않도록 해야 한다.

(c) 카울링은 최소한 내화성(fire resistant)이 있어야 한다.

(d) 엔진 장착실 카울링의 개구(opening) 후방 부분은 개구부 뒤쪽으로 최소한 60cm 거리까지 내화성이 있어야 한다.

(e) 배기시스템 부분에 근접해 있거나 배기가스에 노출되어 고온이 되는 카울링의 각 부분은 불연성(fireproof)이 있어야 한다.

KAS-VLR 1194 기타의 표면

엔진실에서 발생하는 열, 화염, 또는 불꽃에 노출되지 않는 꼬리날개면을 제외한 엔진실 부근 및 후방의 모든 표면은 내화성이 있어야 한다.

Subpart F 항공장비

일반

KAS-VLR 1301 기능 및 장착

각 장비품는 다음의 요건에 적합하게 장착하여야 한다.

(a) 의도된 기능을 발휘하는 종류 및 설계이어야 한다.

(b) 각각의 식별, 기능 또는 운용상의 한계 또는 이들 요소의 적절한 결합에 대하여 표지를 하여야 한다.

(c) 당해 장비품에 규정된 한계에 따라서 장착하여야 한다.

(d) 장착되었을 때 적절하게 작동하여야 한다.

KAS-VLR 1303 비행 및 항법 계기

다음의 비행 및 항법 계기가 요구된다.

(a) 대기속도지시기.

(b) 고도계.

(c) 자기방향지시기.

KAS-VLR 1305 동력장치계기

다음의 동력장치계기가 요구된다.

(a) 기화기 공기온도지시기. 온도상승 Δ33℃(60℉) 이상의 예열능력이 있는 예열기를 구비한 각 엔진에 대한 것이다.

(b) 실린더헤드 온도지시기. 단, 다음의 경우에 한한다.

(1) 공냉식 엔진.

(2) 냉각 셔터를 구비한 경회전익기.

(3) 냉각에 가장 치명적인 비행조건이 아닌 상태에서 KAS-VLR 1043절의 규정에 대한 적합성을 입증한 경회전익기.

(c) 연료중력시스템을 제외한 저 연료압력 경고장치

(d) 각 연료탱크에 대한 연료량지시기.

(e) 과급기를 구비한 각 엔진에 대한 흡기압력지시기.

(f) 엔진 오일시스템이 아닌 독립된 오일시스템을 가진 각 메인로터 구동 기어박스 내부의 오일온도가 안전치를 초과할 때 이를 지시하기 위한 오일온도 경고장치

(g) 압력식 윤활을 하는 각 메인로터 구동 기어박스 내부의 오일압력이 안전치 이하로 떨어질 때 이를 지시하기 위한 오일압력 경고장치

(h) 각 엔진에 대한 오일압력지시기.

(i) 각 오일탱크에 대한 오일량지시기.

(j) 각 엔진에 대한 오일온도지시기.

(k) 각 엔진의 회전속도(rpm)와 단일 메인로터의 회전속도를 지시하는 하나 이상의 회전속도계.

(l) 하나의 엔진에 연료를 공급하는 각 연료탱크에 대한 저연료 경고 기구. 이 기구는 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 각 탱크의 연료잔량이 약 10분 동안 사용할 수 있는 양일 때 비행승무원에게 이를 경고하여야 한다.

(2) 정상적인 연료량 지시 시스템과 독립적이어야 한다.

(m) KAS-VLR 955절에 대한 적합성을 입증하기 위하여 설치된 연료펌프의 고장 상태를 비행승무원에게 지시하는 수단.

(n) 각 수냉식 엔진에 대하여 냉각온도계

(o) 연료시스템 구성품의 결빙폐쇄를 방지하기 위하여 사용되는 선택식 또는 조정식 히터의 작동상태를 지시하는 지시기.

KAS-VLR 1307 기타 장비품

다음의 기타 장비품이 요구된다.

(a) 각 탑승자를 위한 좌석.

(b) 각 탑승자를 위한 안전벨트.

(c) 마스터 스위치 배치.

(d) 경회전익기운용에 전기에너지가 필요한 경우, 적절한 전기에너지 전원.

(e) 전기회로의 안전장치.

KAS-VLR 1309 장비품, 시스템 및 장착

(a) 기술기준이 요구하는 기능을 가진 장비품, 시스템 및 장착은 예상되는 모든 운용조건에서 의도된 기능을 충분히 발휘할 수 있도록 설계하고 장착하여야 한다.

(b) 장비품, 시스템 및 장착은 예상되는 고장 또는 오작동 발생 시에 경회전익기에 위험을 최소화하도록 설계하여야 한다.

계기 : 장착

KAS-VLR 1321 계기 배열 및 가시성

(a) 모든 비행계기, 항법계기 및 동력장치 계기는 조종사가 쉽게 인식할 수 있도록 명확하게 배열되어야 한다.

(b) 계기판의 진동은 계기를 손상시키거나, 계기의 신뢰성 또는 정밀도를 감소시키지 않아야 한다.

KAS-VLR 1322 경고등, 주의등 및 권고등

경고등, 주의등 및 권고등을 조종실에 장착하는 경우에는 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(a) 경고등(즉시 수정조작을 요하는 긴급 상태를 표시하는 등)은 적색으로 한다.

(b) 주의등(수정조작을 요하는 상태를 표시하는 등)은 백색으로 한다.

(c) 안전한 상태를 표시하는 등은 녹색으로 한다.

(d) 이 절의 (a)항에서 (c)항까지의 요건에 정해진 것 이외의 등은 승무원의 판단 잘못을 방지하기 위하여 (a)항에서 (c)항까지 규정하는 색과 명백히 다른 색(백색을 포함)을 사용하여야 한다.

KAS-VLR 1323 대기속도 지시시스템

(a) 각 대기속도 지시기는 승인된 것이어야 하며 해당하는 전압 및 정압을 작용시켰을 때 최소의 계기오차로 진대기속도(표준대기 해면고도)를 지시하도록 교정하여야 한다.

(b) 대기속도 지시시스템은 37km/h(20노트) 이상의 전진비행 상태에서 교정하여야 한다.

(c) 대기속도지시기는 표준대기 해면고도 조건에서 다음 중 큰 값 이하의 허용장착오차 이내로 진대기속도를 지시하여야 한다.

(1) 교정대기속도의 ±5%.

(2) 9.3km/h(5노트).

KAS-VLR 1325 정압시스템

(a) 정압 케이스 연결부를 가진 각 계기는 경회전익기의 속도, 창문의 개폐, 습기 또는 그 정확도에 심각하게 영향을 주지 않도록 하여야 한다.

(b) 정압시스템의 설계 및 장착은 다음과 같아야 한다.

(1) 배수공을 설치하여야 한다.

(2) 배관의 찰상, 배관의 만곡 부분에서의 심한 변형 또는 이로 인한 배관의 막힘이 없어야 한다.

(3) 재료는 내구성이 있어야 하고 목적에 적합한 것이어야 하며 내식 처리가 되어 있어야 한다.

KAS-VLR 1327 자기방향지시기

(a) 요구된 자기방향지시기는 그 정밀도가 기체의 진동 또는 자장에 의해 과도하게 영향을 받지 않아야 한다.

(b) 편차를 보상하여 장착한 자기방향지시기는 수평비행에서 모든 방향에 대하여 편차가 ±10° 이하이어야 한다. 라디오로 인해 발생되는 자기에 의해서는 10°이상 틀려질 수 있으나 15°를 초과해서는 안 된다.

KAS-VLR 1331 전원을 사용하는 계기

(a) 각 자이로스코프 계기는 최적 상승률에서의 속도를 초과하는 어떤 속도에서도 계기의 요구되는 정밀도를 유지하기에 적합한 전원으로부터 에너지를 얻어야 한다.

(b) 각 자이로스코프 계기는 강우, 오일 및 기타 유해 요소로 인한 작동불량을 방지하도록 장착되어야 한다.

(c) 계기에 공급되는 전력이 적절한가를 지시하기 위한 수단이 있어야 한다.

KAS-VLR 1337 동력장치 계기

(a) 계기 및 계기 라인은 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 각 동력장치의 계기 라인은 KAS-VLR 993절의 요건을 만족하여야 한다

(2) 가압된 가연성 유체가 흐르는 계기 라인은 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(i) 라인이 손상될 경우, 과량의 유체 유출을 막기 위하여 압력원에 유출을 제한하는 오리피스 또는 기타의 안전기구를 설치하여야 한다.

(ii) 유체의 유출에 의해 위험이 발생 하지 않는 위치에 장착하여야 한다.

(3) 가연성 유체를 사용하는 각 동력장치 계기는 유체의 유출에 의해 위험이 발생하지 않는 위치에 장착하여야 한다.

(b) 연료량 지시. 비행 중에 각 연료탱크 내에 있는 연료의 양을 비행승무원에게 지시하는 수단이 있어야 한다. 추가적으로,

(1) 각 연료량 지시기는 탱크 내에 잔류 연료량이 KAS-VLR 959절에 따라 연료의 사용 불능량과 같을 때 수평비행 동안 눈금이 “0”을 가리키도록 하여야 한다.

(2) 2개 이상의 연료탱크가 중력식 공급장치에 의해 근접하여 연결되어 통기가 되고, 각 연료탱크에서 독자적으로 공급할 수 없는 경우에는 최소한 한 개의 연료량 지시기를 갖추어야 한다.

(3) 연료량 지시기로 사용되는 노출된 시각 게이지는 손상의 우려가 없도록 보호하여야 한다.

(c) 연료유량계 시스템. 연료유량계 시스템을 구비한 경우, 각 계량 구성품의 오작동으로 인하여 연료흐름이 현저히 제한될 때 연료를 바이패스시키는 수단을 갖추어야 한다.

(d) 오일량 지시기. 지상에 있는 상태. (각 탱크에 주입하는 동안의 표시를 포함)에서 각 탱크 내의 오일 양을 지시하는 수단을 갖추어야 한다.

(e) 강자성 재질을 사용하는 로터 구동시스템 변속기 및 기어박스는 손상 또는 과도한 마모에 의한 강자성 물질의 존재 여부를 지시하기 위해 설계된 칩 검출기를 구비하여야 한다. 각 칩 검출기는 다음 요건을 만족하여 한다.

전기시스템 및 장치

KAS-VLR 1351 일반

(a) 전기시스템 용량. 각 전기시스템은 필요한 용도에 적합하고, 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(1) 전기시스템의 전원, 송전용 전선 및 관련된 조정장치 그리고 보호기구는 안전한 운용에 필수적인 각 부하회로에 적합한 전압으로 소요 전력을 공급할 수 있어야 한다.

(2) 이 절의 (a)(1)항의 요건에 대한 적합성은 가능한 조합 상태에서의 기간 동안 전기시스템에 작용하는 전기부하에 대하여 해석 또는 측정에 의하여 입증하여야 한다.

(b) 기능. 각 전기시스템은 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(1) 각 전기시스템은 다음과 같이 장착되어야 한다.

(i) 전기시스템 자체, 작동방법, 그리고 경회전익기의 다른 부분에 미치는 영향에 위험하지 않아야 한다.

(ii) 연료, 오일, 물, 기타 해로운 물질 및 기계적 손상에 대해서 보호되어야 한다.

(2) 전원은 조합된 작동 또는 단독으로 작동하는 경우에도 적절히 작동하여야 한다. 단, 축전지를 사용하는 교류발전기의 작동이 축전지의 고장에 의해 정지되는 경우는 제외한다.

(3) 전원의 고장 또는 오작동 시에 다른 전원이 안전한 운항에 필요한 부하회로에 전력을 공급하는 것을 방해하지 않아야 한다. 단, 초기 여자(excitation) 또는 안정 상태를 위하여 축전지를 사용하는 교류발전기의 작동이 축전지의 고장에 의해 정지되는 경우는 제외한다.

(4) 전원조정장치는 각 전원을 독립적으로 작동시킬 수 있어야 한다. 단, 초기 여자 또는 안정을 위해 축전지를 사용하는 교류발전기에 관련된 조정장치에 있어서 교류발전기와 축전지간의 연결을 분리시킬 필요는 없다.

(c) 발전시스템. 안전한 운용에 필수적인 부하회로에는 전력을 공급하는 경우에는 최소한 1개의 발전기를 구비하고, 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(1) 각 발전기는 정격출력을 연속적으로 공급할 수 있어야 한다.

(2) 발전기/교류발전기 전압조정장치는 발전기/교류발전기의 출력을 정격범위 내에서 조절할 수 있어야 한다.

(3) 발전기에 손상을 주기에 충분한 역전류가 흐를 때에는 축전지 및 다른 발전기로부터 각 발전기의 연결을 차단할 수 있는 방법이 있어야 한다.

(4) 각 발전기/교류발전기에는 발전기/교류발전기가 과전압상태로 되는 경우에 전기시스템 또는 전기시스템에 접속한 장비에 손상을 주지 않도록 설계하여야 하고, 과전압 조정장비를 갖추어야 한다.

(5) 어떤 발전기/교류발전기의 고장을 비행승무원에게 즉각적인 경보를 할 수단이 있어야 한다.

(d) 계기. 전기시스템의 안전운용에 필수적인 전기시스템 용량을 비행승무원에게 지시하는 수단이 있어야 한다. 직류시스템을 사용하는 경우, 전류계는 축전지 배전선 내에 있을 수 있다.

(e) 내화성. 전기장비는 엔진 장착실 내에 화재가 발생하였을 경우에 화재 주위 방화벽의 표면이 5분 동안 1,100℃ 또는 신청자에 의해 구체화된 보다 낮은 온도)로 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 해석으로 입증되어야 한다.

(f) 외부 전원. 경회전익기에 외부 전원을 연결하는 장치가 있고 외부전원이 엔진 시동 이외의 장비에 전기적으로 연결될 수 있다면, 역극성 또는 역 위상 순서를 가진 외부 전원 공급원이 경회전익기의 전기시스템에 전원을 공급할 수 없도록 하는 장치가 구비되어야 한다.

KAS-VLR 1353 축전지 설계 및 장착

(a) 축전지는 다음의 요건에 따라 설계하고 장착하여야 한다.

(b) 모든 충전 및 방전상태에서 축전지 셀의 온도 및 압력은 안전한 값 이내로 유지되어야 한다. 축전지는 완전방전 후 다음의 상태에서 재충전하는 경우, 축전지 셀의 온도가 조절불능 상태까지 상승하지 않아야 한다.

(1) 최대 조정 전압 또는 전력 상태.

(2) 최장시간의 비행 상태.

(3) 운용 중에 생길 수 있는 가장 최악의 냉각 상태.

(c) 이 절의 (b)항에 대한 적합성은 유사한 축전지 및 장착상태에 대한 운용 경험이나 시험에 의해서 입증하여야 한다.

(d) 정상 운용 중에 충전시스템 또는 축전지 장착에 발생할 수 있는 오작동으로 인하여 축전지에서 폭발성 또는 유해 가스가 위험을 초래할 정도로 방출되어 경회전익기내부에 축적되지 않아야 한다.

(e) 축전지로부터 방출 또는 유출되는 부식성의 유체가 그 주위의 구조물 또는 필수 장치품을 손상시키지 않아야 한다.

(f) 엔진 또는 보조동력장치의 시동에 사용되는 각각의 니켈-카드뮴 축전지 장착은 축전지나 각 셀의 합선으로 생성되는 축전지의 최대 열에 의하여 구조물 또는 필수 시스템에 위험한 영향을 미치지 않도록 하는 장치가 있어야 한다.

(g) 엔진 또는 보조동력장치의 시동에 사용되는 니켈-카드뮴 축전지를 장착할 때 다음 사항을 갖추어야 한다.

(1) 축전지의 과열을 방지하기 위하여 자동적으로 축전지의 충전율을 조정하는 시스템.

(2) 온도초과 상태가 되었을 때, 충전원으로부터 충전지를 분리시키는 수단을 구비한 축전지 온도감지 및 초과온도 경고시스템.

(3) 축전지에 고장이 발생했을 때, 충전원으로부터 축전지를 분리시키는 수단을 구비한 축전지 고장 감지 및 경고시스템.

KAS-VLR 1357 회로보호기구

(a) 다음의 전기회로를 제외한 각 회로에는 퓨즈 또는 회로차단기와 같은 보호기구를 갖추어야 한다.

(1) 엔진 시동 전동기의 주회로.

(2) 보호장치를 갖추지 않아도 위험하지 않은 회로.

(b) 안전한 비행에 필수적인 회로에 대한 보호기구는 기타의 다른 회로를 보호하는데 사용하지 않아야 한다.

(c) 리셋 가능한 회로보호기구(작동조정에 의해서 트립기구가 오버라이드되지 않는 “트립프리(trip free)형” 기구)는 다음과 같이 설계하여야 한다.

(1) 트립한 후 사용가능하도록 하기 위해서는 수동으로 조작하여야 한다.

(2) 과부하 또는 회로고장 상태인 경우에는 그 작동위치에 관계없이 다시 트립하여야 한다.

(d) 회로차단기의 리셋 또는 퓨즈의 교환이 비행안전에 필수적인 경우에는 이 같은 회로차단기 또는 퓨즈는 비행 중에 신속하게 리셋 또는 교환할 수 있도록 배치하고 표시하여야 한다.

(e) 비행 중 교환할 수 있는 퓨즈는 정격마다 1개 또는 정격마다 사용 숫자의 반수 이상의 예비 퓨즈를 비행 중에 사용할 수 있도록 비치하여야 한다.

KAS-VLR 1361 마스터 스위치 배치

(a) 마스터 스위치 또는 스위치는 배전시스템에서 각 전원을 쉽게 차단할 수 있도록 배치하여야 한다. 차단하는 곳은 스위치로 조정되는 전원에서 가까운 곳이어야 한다.

(b) 마스터 스위치는 비행 중에 승무원이 쉽게 식별하고 조작할 수 있도록 장착하여야 한다.

KAS-VLR 1365 전기 케이블

(a) 회로단락 및 화재위험 가능성을 최소화 하기위하여 모든 전기 케이블은 충분한 용량을 갖는 것이어야 한다.

(b) 회로의 과부하 또는 고장 시에 과열될 수 있는 케이블 및 관련 장치품은 내염성(flame resistant)이 있어야 하고, 위험한 양의 유독성 가스를 발생하지 않아야 한다.

KAS-VLR 1367 스위치

각 스위치는 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(a) 스위치는 정격전류가 흐를 수 있는 것이어야 한다.

(b) 스위치는 비행승무원과 가까운 곳에 있어야 한다.

(c) 스위치에는 조작법 및 조정회로에 대한 표지를 하여야 한다.

조명등

KAS-VLR 1384 외부등

외부등이 장착된 경우, 외부등은 KAS Part-27의 27.1385에서 27.1401까지 기술된 요건을 충족하여야 한다.

안전장비

KAS-VLR 1411 일반

(a) 안전장비가 장착된 경우, 안전장비는 쉽게 접근할 수 있어야 한다.

(b) 안전장비를 탑재하기 위하여 다음의 요건을 충족하는 적재설비(stowage provisions)를 갖추어야 한다.

(1) 안전장비에 직접 접근할 수 있고 명확히 인식할 수 있는 위치에 배치하여야 한다.

(2) KAS-VLR 561절에서 규정하는 극한 정적 하중배수의 관성하중에 의한 손상으로부터 안전장비를 보호하여야 한다.

기타 장비품

KAS-VLR 1431 전자장비

전자 장비 및 장착은, 그 자체 조작방법 및 타 부품에 미치는 영향 등이 위험하지 않은 것이어야 한다.

KAS-VLR 1461 고에너지 로터를 포함한 장비품

(a) 고에너지 로터를 포함하는 장비품은 이 절의 (b), (c) 또는 (d)항에서 규정하는 요건을 충족하여야 한다.

(b) 장비품에 포함된 고에너지 로터는 오작동, 진동, 비정상 속도 및 비정상 온도로 인한 손상에 견딜 수 있어야 한다. 또한 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(1) 로터의 보조케이스는 고에너지 로터 블레이드의 파손으로 인한 손상을 봉쇄할 수 있어야 한다.

(2) 장비품의 조정장치, 시스템 및 계기장치는 운용 중에 고에너지 로터의 강건성에 영향을 미치는 운용한계를 초과하지 않음을 합리적으로 보장하여야 한다.

(c) 고에너지 로터를 포함한 장비품은 보통의 속도조정장치가 부작동하는 상태로 도달할 수 있는 최고속도에서 일어나는 고에너지 로터의 파손을 봉쇄할 수 있음을 시험에 의해서 입증하여야 한다.

(d) 고에너지 로터를 포함한 장비품은 로터의 파손에 의하여 탑승자를 위험하게 하거나 계속적인 안전한 비행에 불리한 영향을 미치지 않는 위치에 장착하여야 한다.

Subpart G 운용한계 및 정보

일 반

KAS-VLR 1501 일반

(a) 이 기준의 KAS-VLR1503절에서 KAS-VLR 1525절까지 규정된 운용한계와 그 외의 한계, 지시사항이 안전한 운항을 위해서 설정되어야 한다.

(b) 안전한 운항을 위해 필요한 운용한계, 지시사항은 KAS-VLR 1541절에서 KAS-VLR 1589절까지 규정된 것처럼 승무원이 이용하기 쉽게 세워져야 한다.

운용한계

KAS-VLR 1503 대기속도한계 일반

(a) 경회전익기에 있어서 그 운용속도 범위를 설정하여야 한다.

(b) 대기속도한계가 중량, 중량분포, 고도, 로터의 회전속도, 출력 또는 기타 요소의 함수로 설정된 경우에는 이들 함수의 가장 불리한 조합에 대한 대기속도한계를 설정하여야 한다.

KAS-VLR 1505 초과금지속도

(a) 초과금지속도 VNE는 다음의 값을 갖도록 설정하여야 한다.

(1) 교정대기속도(CAS)로 74km/h(40노트)보다 커야 한다. 그리고,

(2) 다음의 어느 값보다도 작아야 한다.

(i) KAS-VLR 309절의 요건에 따라 설정된 최대전진속도의 0.9배.

(ii) KAS-VLR 251절 및 KAS-VLR 629절의 요건에 따라 입증된 최대속도의 0.9배.

(iii) 임계 고도조건에서 전진 블레이드 팁 부의 마하수에 대해 입증된 최고 속도의 0.9배.

(b) 다음과 같은 경우에 있어 초과금지속도 VNE는 고도, 회전수, 온도 및 중량에 따라 변할 수 있다.

(1) 이들 변수 중에 두 개 이하의 변수(또는 이들 변수의 두 개 이상을 합하여 지시하는 계기가 하나 이상의 변수와 통합된 경우)가 동시에 사용되는 경우.

(2) 이들 변수의 범위(또는 이러한 변수가 하나 이상 통합된 계기 상에 지시된 범위)가 초과금지속도 VNE의 운용상 실용적이며, 안전한 변화를 충분히 가능하게 할 정도로 큰 경우.

(c) 다음에 적합한 헬리콥터의 경우, 안정 상태의 동력차단 상태의 초과금지속도 VNE (power-off)는 (a)항에 따라 설정된 초과금지속도 VNE보다 낮은 속도에서 설정될 수 있다.

(1) 동력차단 상태의 초과금지속도 VNE(power-off)는 KAS-VLR 65(b)항의 요건을 만족할 수 있는 속도와 동력연결 상태의 초과금지속도 VNE(power-on)의 중간 속도보다 커야 한다.

(2) 동력차단 상태의 VNE(power-off)는 다음과 같아야 한다.

(i) 일정한 대기속도.

(ii) 동력연결(power-on) 상태의 VNE보다 작은 일정한 속도.

(iii) 인증을 받으려는 고도 범위에서의 일정한 속도 및 나머지 고도 범위에서의 동력연결 상태의 초과금지속도 VNE(power-on)보다 작은 일정한 속도.

KAS-VLR 1509 로터 회전속도

(a) 동력차단(power-off) 상태의 최대 회전속도(자동회전비행). 동력차단 상태의 최대 로터 회전속도는 다음의 어느 경우이든 작은 쪽 값의 95%의 값을 초과하지 않도록 설정되어야 한다.

(1) KAS-VLR 309(b)항의 요건에 의해서 결정된 최대설계회전속도.

(2) 형식시험에서 입증된 최대 회전속도.

(b) 동력차단(power-off) 상태의 최소 회전속도. 동력차단 상태의 최소 로터 회전속도는 다음의 어느 경우이든 큰 쪽 값의 105% 이상의 값이 되도록 설정되어야 한다.

(1) 형식시험에서 입증된 최소 회전속도.

(2) 설계 입증에 의하여 결정된 최소 회전속도.

(c) 동력연결(power-on) 상태의 최소 회전속도. 동력연결 상태의 최소 로터 회전속도는 다음에 적합하도록 설정되어야 한다.

(1) 다음의 어느 경우이든 큰 쪽의 값 이상의 값이어야 한다.

(i) 형식시험에서 입증된 최소 회전속도.

(ii) 설계 입증에 의해서 결정된 최소 회전속도.

(2) KAS-VLR 33(a)(1)항과 KAS-VLR 33(b)(1)항의 요건에 의해서 결정된 값 이하이어야 한다.

KAS-VLR 1519 중량 및 무게중심

KAS-VLR 25절 및 KAS-VLR 27절의 요건에 따라 결정된 중량 및 무게중심의 한계를 각각 운용한계로 설정하여야 한다.

KAS-VLR 1521 동력장치 한계

(a) 일반. 본 절에서 요구하는 동력장치의 운용한계는 엔진의 형식증명 시 설정된 각 한계를 초과하지 않도록 설정하여야 한다.

(b) 이륙운용상태. 동력장치의 이륙운용상태에 대하여 다음의 제한사항이 설정되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 어느 경우의 값보다도 크지 않아야 한다.

(i) 로터의 설계에 의해서 결정된 최대치.

(ii) 형식시험에서 입증된 최대치.

(2) 최대 허용 흡기압력(왕복엔진의 경우).

(3) 본 절의 (b)(1) 및 (2)항에서 설정된 제한사항에 해당하는 출력의 사용제한시간.

(4) 상기의 (b)(6)항에서 설정된 제한시간이 2분을 초과하는 경우 최대 허용 실린더 온도, 최대 허용 냉각액 출구온도 또는 최대 허용 엔진 윤활유 온도.

(c) 연속운용상태. 연속운용상태는 다음의 제한사항이 설정되어야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 어느 경우의 값보다도 크지 않아야 한다.

(i) 로터의 설계에 의해서 결정된 최대치.

(ii) 형식시험에서 입증된 최대치.

(2) KAS-VLR 1509(c)항의 로터 회전속도 요건에서 입증된 최소회전속도.

(d) 연료의 등급 및 규격. 최소연료등급(왕복엔진의 경우) 또는 최소연료의 규격(터빈엔진의 경우)은 (b)항과 (c)항에서 요구하는 제한사항 내에서 엔진의 운용에 필요한 등급 또는 규격 이상이 되도록 설정되어야 한다.

KAS-VLR 1525 운용 방식

경회전익기로 제한된 운용 방식은 장착되는 장비 및 증명서에 적합한 카테고리에 의해 설정되어야 한다.

KAS-VLR 1527 최대 운용고도

비행, 구조, 동력장치, 기능 또는 장비특성에 의한 한계 범위 내에서 운용이 허용되는 최대 고도를 설정하여야 한다.

KAS-VLR 1529 감항성유지지시서

감항성유지지시서는 부록 VLR.A에 제시되어 있다.

표시 및 플래카드

KAS-VLR 1541 일반

(a) 경회전익기는 다음 사항을 갖추어야 한다.

(1) KAS-VLR 1545절부터 KAS-VLR 1565절에 규정된 표시와 플래카드.

(2) 경회전익기가 특수한 설계, 운용, 조종특성을 가진 경우 안전운항에 필요한 표시나 플래카드 등의 부가적인 지시사항.

(b) 이 절의 (a)항에 제시된 표시 및 플래카드는 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(1) 눈에 잘 뜨일 수 있는 곳에 있어야 한다.

(2) 쉽게 지워지거나 희미해지거나 손상되지 말아야 한다.

(c) 플래카드에 사용된 측정 단위는 지시기에 사용된 것과 동일한 것이어야 한다.

KAS-VLR 1543 계기표시: 일반

각 계기는 다음의 요건을 만족하여야 한다.

(a) 표시가 계기의 유리 덮개 위에 되어 있을 때는 유리 덮개와 눈금 면이 정확하게 제자리에서 정렬되도록 유지시키는 수단이 필요하다.

(b) 각 원호와 방사선은 조종사가 확실히 볼 수 있도록 위치하고 충분히 넓어야 한다.

KAS-VLR 1545 대기속도지시기

(a) 각 대기속도지시기는 (b)항에서 명시하는 방법으로 해당하는 지시대기속도를 나타내는 위치를 지시할 수 있어야 한다.

(b) 대기속도지시기에는 다음과 같이 표시하여야 한다.

(1) 다음의 위치에 적색방사선으로 표시하여야 한다.

(i) 헬리콥터 형식이 아닌 다른 형식의 경회전익기에서는 초과금지속도(VNE)에 표시한다.

(ii) 헬리콥터 형식의 항공기에서는 동력연결 상태의 초과금지속도 VNE(power-on)에 표시한다.

(2) 헬리콥터 형식의 경회전익기의 동력차단 상태의 VNE(power-off)가 동력연결 상태의 VNE(power-on)보다 작은 경우, 동력차단 상태의 VNE(power-off)에서 적색의 음영방사선으로 표시하여야 한다.

(3) 경계범위에서는 황색 호선으로 표시하여야 한다.

(4) 안전 운용범위에서는 녹색 호선으로 표시하여야 한다.

KAS-VLR 1547 자기방향지시기

(a) 자기방향지시기 위 또는 부근에 다음에 열거된 사항이 기록된 플래카드가 위치해야 한다.

(b) 플래카드에는 엔진이 작동하는 수평비행상태에서 계기의 교정을 나타내야 한다.

(c) 플래카드에는 교정이 라디오 수신기를 킨 상태에서 된 것인지 끈 상태에서 된 것인지를 나타내야 한다.

(d) 각각의 교정 지시값은 45°를 넘지 않은 자침방향으로 나타내야 한다.

KAS-VLR 1549 동력장치 계기

동력장치 계기는 다음과 같은 계기형식에 적합하여야 한다.

(a) 안전작동을 위한 최대 및 최소한계(만일 적용할 수 있으면)는 적색호선이나 적색방사선으로 표시되어야 한다.

(b) 정상작동 범위는 안전면에서의 최대 및 최소한계점을 넘지 않는 범위로 하여 녹색호선이나 녹색방사선으로 표시한다.

(c) 이륙 및 경계범위에 있어서는 황색호선이나 황색방사선으로 표시한다.

(d) 진동응력 때문에 제한되는 엔진이나 프로펠러의 작동범위는 적색호선이나 적색방사선으로 표시되어야 한다.

KAS-VLR 1551 오일량 지시기

오일량 지시기는 오일의 양을 명확하고 정확하게 나타낼 수 있도록 충분한 간격으로 표시하여야 한다.

KAS-VLR 1553 연료량 지시기

연료탱크의 사용불가 연료의 양이 3.8ℓ(1 US gallon, 0.8 Imperial gallon)를 초과하거나 또는 연료탱크 용량의 5%를 초과하는 경우, 둘 중 많은 양에 해당하는 연료량 지시기 위치에서 부터 수평비행자세에서 주어지는 최저 판독 위치까지 적색호선을 연장하여 적색호선으로 표시하여야 한다.

KAS-VLR 1555 조정장치 표식

(a) 조종실의 각 조정장치 중 그 기능이 명확하거나 주 비행조정장치인 경우를 제외하고 그 기능 및 조작방법에 대해서 명확하게 표시하여야 한다.

(b) 동력장치용 연료조절장치는 다음과 같이 표시하여야 한다.

(1) 연료탱크 절환밸브의 조정장치에는 각 탱크 및 크로스피드 위치에 대응하는 위치를 나타내도록 표시하여야 한다.

(2) 항공기의 안전한 운용을 위하여 순차적인 연료탱크의 사용이 필요한 경우, 연료탱크 선택밸브 근처에 탱크의 사용 순서를 나타내도록 표시하여야 한다.

(c) 사용가능 연료의 용량은 다음에 따라 표시하여야 한다.

(1) 연료시스템에 전환 조정장치가 없는 경우 연료량 지시기에 사용 가능 연료량이 지시되어야 한다.

(2) 연료시스템에 전환 조정장치가 있는 경우, 각 전환 조정장치의 위치에 사용 연료량이 지시되어야 한다.

(d) 보기류 조정장치, 보조 조정장치 및 비상 조정장치는 다음과 같이 표시하여야 한다.

(1) 로터의 피치의 위치를 나타내는 지시기와 같은 각각의 필수 육안 위치 지시기에는 승무원이 항상 그 위치를 확인할 수 있도록 표시하여야 한다.

(2) 각각의 비상 조정장치는 적색으로 도색되어야 하며, 조작방법을 표식하여야 한다.

KAS-VLR 1557 기타 표시 및 플래카드

(a) 수하물실, 화물실 및 밸러스트 위치. 화물 적재사항에 필요한 무게 및 내용물의 제한사항을 기재한 표시판이 화물실과 수하물실, 밸러스트 적재 장소에 있어야 한다.

(b) 연료와 오일 주입구에는 다음과 같은 사항이 적용되어야 한다.

(1) 연료 주입구는 주입구 마개나 그 주위에 연료최소등급, 연료 규격, 탱크의 연료 수용량, 분리되는 오일시스템이 없는 2-행정 엔진에 대한 사항, 연료/오일 혼합비를 표시하여야 한다.

(2) 오일 주입구는 주입구 마개나 그 주위에 다음을 표시하여야 한다.

(i) 오일 등급

(ii) 오일이 청정제(detergent) 또는 비청정제( nondetergent)인지를 표시

(c) 연료 탱크. 모든 탱크의 사용가능한 연료 양은 연료유량지시기와 연료 선택 밸브에 표시되어야 한다.

(d) KAS-VLR 807절을 만족하는 비상탈출구가 구비된 경우, 비상구 표시와 작동설명을 위한 플래카드는 반드시 붉은색이어야 한다. 플래카드는 비상구 작동장치 주변에 위치해야 하며 작동 방법을 명백하게 나타내 주어야 한다.

(e) 각 직류 전기시스템에는 사용전압을 외부 전력 접속부분에 분명하게 표시하여야 한다.

KAS-VLR 1559 운용한계 플래카드

경회전익기에 대하여 승인된 운용방식(VFR 주간, 결빙운행금지)을 명시하는 플래카드를 조종사가 명확히 인식할 수 있는 곳에 부착하여야 한다.

KAS-VLR 1561 안전 장비

(a) 안정장비가 장착된 경우, 안전장비에는 조작방법을 분명하게 표시해야 한다.

(b) 탑승자의 편리를 위해서 필수 안전장비 적재설비(stowage provisions)에 표시를 해야 한다.

KAS-VLR 1565 테일로터

각 테일로터에는 주간의 정상적인 지상 조건에서 그 회전 디스크 면이 명확하게 식별될 수 있도록 표시하여야 한다.

경회전익기 및 승인된 비행 매뉴얼

KAS-VLR 1581 일반

(a) 비치정보. 경회전익기의 비행 매뉴얼은 각 경회전익기에 비치되어야 하며, 다음의 사항을 포함하여야 한다.

(1) KAS-VLR 1583절부터 KAS-VLR 1589절에서 요구된 정보.

(2) 설계, 운용 또는 조종특성으로 인한 안전운용에 필요한 기타의 정보.

(b) 승인된 정보. KAS-VLR 1583절에서 KAS-VLR 1589절까지에 나열된 비행 매뉴얼 내용은 해당 경회전익기에 적정한 것으로 기재, 확인, 승인된 것이어야 한다. 또한, 해당 비행 매뉴얼에서 승인되지 않은 기타의 부분과 분리, 식별, 명확하게 구분되어야 한다.

(c) 승인되지 않은 정보. 승인되지 않은 정보는 감항당국에 제출되어야 한다.

(d) 단위. 비행교범에 사용된 측정 단위는 사용되는 계기의 단위와 같아야 한다.

(e) 목차. 경회전익기비행 매뉴얼의 내용이 복잡하여 목차가 필요한 경우, 비행 매뉴얼에 목차를 포함하여야 한다.

KAS-VLR 1583 운용한계

(a) 대기속도 및 로터 운용한계. 대기속도 및 로터의 운용한계를 각 계기의 위에 또는 근처에 표시하는데 필요한 정보를 비행 매뉴얼에 기재하여야 한다. 또한, 각 운용한계 및 색의 의미에 대한 설명을 기재하여야 한다.

(b) 동력장치 운용한계. 다음의 정보를 기재하여야 한다.

(1) KAS-VLR 1521절에서 요구된 한계.

(2) 해당되는 경우, 한계에 대한 설명.

(3) KAS-VLR 1549절부터 KAS-VLR 1553절에서 요구된 계기의 표식에 필요한 정보.

(4) 2행정 엔진의 경우, 연료/오일비

(c) 중량 및 하중분포. KAS-VLR 25절 및 KAS-VLR 27절에서 요구된 중량 및 무게중심 한계를 각각 비행 매뉴얼에 기재하여야 한다. 예상되는 여러 가지의 하중분포가 보증되는 경우, 각각의 한계를 쉽게 준수하도록 지시내용을 비행 매뉴얼에 기재하여야 한다.

(d) 운용방식. 경회전익기및 이에 장착되는 장비에 대하여 승인받은 운용방식을 비행 매뉴얼에 기재하여야 한다.

(e) 고도. KAS-VLR 1527절에 따라 설정된 고도 및 제한요소에 대한 설명을 기재하여야 한다.

KAS-VLR 1585 작동절차

(a) 비행 매뉴얼의 작동절차를 기재하는 장에는 정상 및 비정상절차와 관련된 정보 및 이착륙 절차와 해당 속도를 포함한 안전 운용에 필요한 기타의 정보를 포함시켜야 한다. 비행 매뉴얼에는 다음을 포함한 관련 정보가 기재되어야 한다.

(1) 시험에 사용한 이륙 표면의 종류 및 해당 상승비행(climbout) 속도.

(2) 시험에 사용한 착륙 표면의 종류 및 해당 접근 및 활공 속도.

(b) KAS-VLR 1505(c)항에 따라 동력차단 상태의 초과금지속도, VNE(power-off)가 설정된 헬리콥터의 경우, VNE(power-off)를 설명하는 정보와 모든 엔진의 부작동 이후 헬리콥터의 속도를 VNE(power-off) 이하로 감속할 수 있는 절차를 제공해야 한다.

(c) KAS-VLR 1353(g)(2)항 또는 (g)(3)항에 대한 적합성을 입증한 경회전익기의 경우, 배터리를 충전 전원으로 부터 분리할 수 있는 작동 절차가 제공되어야 한다.

(d) 연료탱크의 사용불가 연료가 탱크용량의 5% 또는 3.8ℓ(1 US gallon, 0.8 Imperial gallon) 중에 큰 값을 초과하는 경우, 수평비행 중 연료량 지시기가 “0”을 지시할 때 연료 탱크 내의 잔여 연료로 안전한 비행을 유지할 수 없음을 알리는 정보가 제공되어야 한다.

(e) 각 연료탱크의 총 사용가능 연료의 양에 대한 정보가 제공되어야 한다.

(f) KAS-VLR 71절에 기술된 바와 같이 최소 하강률을 위한 경회전익기의 속도 및 로터 회전속도와 최대 활공각에 대한 정보가 제공되어야 한다.

KAS-VLR 1587 성능 정보

(a) 경회전익기에는 KAS-VLR 51절부터 KAS-VLR 79절 및 KAS-VLR 143(c)항에 따라 설정된 다음의 성능자료가 제공되어야 한다.

(1) 제한 고도-속도 선도를 결정하기 위한 충분한 자료.

(2) 다음과 관련된 성능자료.

(i) 대기속도, 온도 및 고도와 같은 관련 요인에 의하여 영향을 받는 제자리비행 한계고도, 정상 상승률 및 정상 하강률.

(ii) 지면 근처에서의 운용에 대한 최대 안전 풍속. 지면 근처에서 경회전익기의 안전한 이륙 및 착륙이 불가능한 풍속이 존재하는 경우, 중량, 고도 및 대기온도의 조합에 따른 안전 풍속 조건이 설정되어 비행 매뉴얼에 포함되어야 한다.

(iii) KAS-VLR 1041절에서 KAS-VLR 1045절까지의 냉각요건에 적합성이 입증된 최대 대기 온도

(iv) KAS-VLR 71절에 따라 설정된 최소 하강률 및 최대 활공조건과 속도에서 오토로테이션 시 고도에 따른 활공 거리.

(b) 비행 매뉴얼에는 KAS-VLR 51절에 대한 적합성 입증을 위하여 사용한 이륙중량 및 고도 관련 성능자료가 포함되어야 한다.

KAS-VLR 1589 적재 정보

승객의 중량을 가정하여 KAS-VLR 25절의 요건에 의해서 설정된 최대 중량에서 최소 중량까지의 중량조건에 대하여 KAS-VLR 27절에 따라 설정된 무게중심 한계치를 초과할 가능성이 있는 각 적재상태에 대한 정보를 비행 매뉴얼에 기재하여야 한다.

부록

VLR.A 감항성 유지 지시서

VLR.A.1 일반

(a) 이 부록은 KAS-VLR 1529절에서 요구하는 감항성유지 지시서를 준비하는데 필요한 요건을 규정한다.

(b) 경회전익기에 대한 감항성유지 지시서는 엔진 및 로터(이하 ‘제품’이라 함)와 이 기준에서 요구되는 장비품에 관한 감항성유지 지시서, 그리고 해당 장비품 및 제품을 경회전익기에 인터페이스 하는데 필요한 정보를 포함하여야 한다. 경회전익기에 장착되는 장비품 또는 제품의 제작자가 이에 관한 감항성유지 지시서를 제공하지 않는 경우, 경회전익기에 대한 감항성유지 지시서에 경회전익기의 감항성 유지에 필수적인 정보를 포함시켜야 한다.

VLR.A.2 형식

(a) 감항성유지 지시서는 한 권의 매뉴얼 또는 자료의 분량에 따라 여러 권의 매뉴얼 형식으로 구성되어야 한다.

(b) 매뉴얼의 형식은 실용적으로 배열되어야 한다.

VLR.A.3 내용

매뉴얼의 내용은 한글로 작성하는 것을 원칙으로 한다. 단, 국토교통부가 인정하는 경우에 영문 또는 영문과 한글을 병기하여 작성할 수 있다. 감항성유지 지시서에는 다음의 해당되는 매뉴얼 또는 절(sections), 그리고 관련정보를 포함하여야 한다.

(a) 경회전익기정비 매뉴얼 또는 해당 절에 기재할 정보.

(1) 정비 또는 예방정비에 필요한 정도의 경회전익기특징 및 데이터에 대한 설명을 포함하고 있는 소개정보.

(2) 경회전익기와 이에 대한 시스템, 그리고 엔진, 로터 및 장비품을 포함하는 장착에 대한 설명.

(3) 적용되는 특별한 절차 및 한계를 포함하여 경회전익기구성품 및 시스템의 조정원리와 이에 대한 작동방법을 설명하는 기본적인 조정 및 작동 정보.

(4) 급유 위치, 탱크 및 리저버의 용량, 사용되는 유체의 형식, 각 시스템별 작용 압력, 검사 및 유지보수를 위한 접근패널의 위치, 윤활 부분의 위치, 사용되는 윤활유, 유지보수에 필요한 장비, 견인 지시 및 한계, 계류, 재킹, 그리고 수평조절에 관한 세부사항을 포함하는 유지보수 정보.

(b) 정비 지시서에 기재할 정보.

(1) 경회전익기의 각 부품과 엔진, 보조동력장치, 로터, 보기장치, 계기 및 장비품에 대한 세척, 검사, 조절, 시험 및 윤활을 위한 권고 주기, 그리고 검사의 정도, 적용 가능한 마모 공차와 이 주기에 권고되는 작업을 계획하는데 필요한 정보. 그러나, 해당 품목이 예외적으로 고도의 복잡한 수준이어서 특별한 정비기술, 시험장비, 또는 전문적인 기술을 필요로 한다는 것을 입증하는 경우, 신청자는 이러한 보기장치, 계기, 또는 장비품 제작자의 원천 정보를 인용할 수 있다. 권고되는 오버홀 주기와 매뉴얼의 감항성 한계 부분(section)에 필요한 상호참조 자료를 포함하여야 한다. 이에 추가하여, 신청자는 경회전익기의 감항성 유지를 위해 필요한 검사주기와 범위를 명시하는 검사 프로그램을 포함하여야 한다.

(2) 발생 가능한 오작동, 이러한 오작동을 인지하는 방법, 그리고 이에 대한 조치 방법을 설명하는 고장탐구에 관한 정보.

(3) 제품과 부품을 장탈 및 교환하는 순서와 방법, 그리고 이를 위한 주의사항을 설명하는 정보.

(4) 지상 운전 중의 시스템 시험, 대칭성 검사, 중량 및 무게중심의 결정, 인양(lifting) 및 받힘(shoring), 그리고 보관에 관한 한계를 포함하는 기타의 일반 절차적 지시서.

(c) 구조부 점검 판넬에 대한 그림(diagrams), 그리고 점검 판넬이 없는 경우에는 검사를 위해 접근하는데 필요한 정보.

(d) 해당 부분에 대한 방사선 및 초음파 검사를 포함하여 특수검사 기술을 적용하는데 필요한 상세 정보.

(e) 검사 후 구조물의 보호 처리에 필요한 정보.

(f) 구조적 패스너의 식별, 폐기 권고, 토크 값 등에 관련된 모든 데이터.

(g) 필요한 특수공구에 대한 목록.

VLR.A.4 감항성 한계

감항성유지 지시서에는 감항성 한계라는 제목의 절(section)을 설정하고, 문서의 다른 부분과 분리하여 명확하게 구별되도록 작성하여야 한다. 이 감항성 한계 부분에는 필수 교환주기, 구조부 검사주기, 그리고 KAS-VLR 571절에 의거 승인된 구조부 검사절차를 제시하여야 한다. 감항성유지 지시서가 여러 문서로 구성되는 경우, 이 감항성 한계 부분은 주 매뉴얼에 포함되어야 한다. 이 감항성 한계 부분 중의 잘 보이는 위치에 읽기 쉬운 글자로 다음의 문구를 명기하여야 한다. “여기에 기재된 감항성 한계 부분은 승인을 받은 것이고, 변경사항 또한 승인 받은 것이다.”

부록 VLR.B 엔진

VLR.B.1 적용

본 부록 VLR.B는 경회전익기(소형 헬리콥터)의 엔진에 적용한다.

VLR.B.3 지침서

엔진 운용 및 장착을 위한 지침서는 특히, 다음을 포함하여 작성하여야 한다.

(a) 실린더헤드, 냉각액 출구, 오일의 온도에 대한 관련 제한사항을 포함한 운용한계

(b) 정격 출력과 비표준대기에서의 교정 절차

(c) 정상 및 극한 환경조건에서 다음에 대해 권고되는 절차

(1) 엔진 시동

(2) 지상 운용

(3) 비행 운용

(d) 4-행정 엔진, 연료/오일 비

VLR.B.5 엔진 정격 및 운용한계

부록 VLR.B에 제시된 시험에서 입증한 운용 조건을 기반으로 엔진의 정격과 운용한계를 설정한다. 신청자가 엔진 안전 운용에 필요하다고 보는 속도, 온도, 압력, 연료 및 오일과 관련된 운용한계를 포함한다.

VLR.B.7 엔진 출력 정격 선정

(a) 신청자는 인증을 받고자 하는 엔진의 출력 정격을 선정하여야 한다.

(b) 엔진의 정격은 동일한 형식의 모든 엔진이 그 정격을 결정하는 조건 하에서 예상되는 최소 출력으로 선정하여야 한다.

VLR.B.9 엔진 치명 부품

(a) 치명 부품(critical parts)은 경회전익기에 파국적인 영향을 미칠 수 있고 치명 특성으로 식별되어야 하는 고장을 유발하는 것으로서 요구되는 수준의 건전성을 보장할 수 있도록 관리되어야 하는 부품을 말한다.

(b) 형식설계에 치명 부품을 포함하는 경우, 치명 부품 목록을 설정하여야 한다. 치명설계특성을 정의하는 절차, 이 치명설계특성에 영향을 미치는 공정을 식별하는 절차, 그리고 해당 규정에 따른 품질보증 요건에 대한 적합성을 입증하는데 필요한 설계변경 및 공정변경 사항을 식별하기 위한 절차를 수립하여야 한다.

VLR.B.11 재료

경회전익기의 구조 및 부품에 사용되는 모든 재료의 적합성 및 내구성은 안전에 위험이 없도록 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(a) 운용경험 또는 시험에 의하여 입증하여야 한다.

(b) 설계 시에 설정한 강도 및 기타의 물성치를 가지고 있음을 보장하는 승인된 규격에 적합하여야 한다.

(c) 운항 중에 예상되는 온도 및 습도 등의 환경 조건에 따른 영향을 고려하여야 한다.

VLR.B.13 제작방법

(a) 구조물의 제작에 사용되는 방법은 안전한 구조물을 일관성 있게 제작할 수 있는 것이어야 한다. 이를 위하여 엄밀한 공정 관리를 필요로 하는 접착, 용접, 열처리 등의 제작공정은 승인된 규격에 따라 수행하여야 한다.

(b) 새로운 제작방법의 경우, 시험에 의하여 입증되어야 한다.

VLR.B.15 패스너

(a) 경회전익기의 안전한 운항을 해칠 우려가 있는 볼트, 너트, 스크류, 핀 또는 기타의 패스너의 경우에는 풀림 방지를 위한 두 가지의 독립적인 고정 기구가 구비되어야 한다. 패스너 및 그 고정 기구는 특정한 장착에 있어서 환경조건에 따라 악영향을 받지 않도록 해야 한다.

(b) 셀프 락킹 너트의 경우, 회전부에 사용하지 않아야 한다. 다만,셀프 락킹 장치에 비 마찰식 잠금 장치가 추가되는 경우는 제외한다.

VLR.B.17 구조 보호

모든 구조는 풍화, 부식, 마모를 포함한 모든 원인에 의하여 운용중의 열화 또는 강도저하가 발생하지 않도록 적절히 보호되어야 한다.

VLR.B.19 검사 수단

정기적 검사, 적절한 정렬 및 작동을 위한 조정, 윤활 및 장착과 탈착에 대해 충분히 검사할 수 있는 수단을 구비하여야 한다.

VLR.B.21 엔진 조정시스템

엔진 조정시스템은 그것의 기능에 적합하도록 쉽고, 매끄럽고, 명백하게 운영하여야 한다.

VLR.B.23 엔진 마운팅시스템

엔진이 엔진 마운팅 구조물에 의해 적절하게 지지되는 경우, 엔진 마운팅 부품 및 엔진에 치명적인 영향을 줄 수 있는 기타 다른 부품으로 구성되는 엔진 구성품은 다음을 만족하여야 한다.

(a) 영구변형 없이 제한하중을 견딜 수 있어야 한다. 제한하중이 작용될 때까지 그 어떤 하중으로 인한 변형은 안전 운용을 방해하지 않아야 한다.

(b) 파손 없이 극한 하중을 견딜 수 있어야 한다. 이것은 다음으로 입증되어야 한다.

(1) 최소 3초동안 극한하중을 작용하는 정적시험

(2) 실제 하중을 모사한 동적시험

VLR.B.25 화재보호

(a) 엔진과 엔진에 사용된 재료의 설계와 구성은 정상 운용과 결함 조건에서 화재 발생 및 확산 가능성을 최소화하여야 한다.

(b) (c)항에서 규정된 사항을 제외하고, 엔진 운용동안 가연성 액체를 운반하는 외부 라인, 피팅 및 다른 구성품은 최소한 내화성 재료를 사용하여야 한다. 다만, 가연성 유체 탱크 및 엔진에 부착된 부품인 지지대가 불연성이 있거나 불연성 차폐재료로 감싸져 있어서 화재가 발생하여도 비불연성 부품의 손상으로 가연성 유체가 누설 및 유출되지 않는 경우는 예외로 한다. 구성품은 누출된 가연성 유체가 발화해도 보호될 수 있도록 차폐되거나 배치되어야 한다. 엔진에 사용되는 용량 23.7ℓ미만의 통합형 오일섬프는 불연성을 갖거나 불연성 차폐 재료로 둘러싸지 않아도 된다.

(c) 파손되어도 화재가 발생하거나 불길을 강하게 하지 않는 환기구 및 배출구 배관과 이에 사용되는 피팅에는 위의 (b)항을 적용하지 않는다.

(d) 엔진 구성품은 다음을 충족하는 방화벽을 설계, 제작 및 장착하여야 한다.

(1) 내화성

(2) 방화벽 또는 그 주변에 위험한 양의 공기, 유체, 또는 화염이 전달되지 않는 구조

(3) 내부식성

(e) (a),(b)항 요건에 추가적으로, 지정방화구역에 위치한 엔진조정시스템 구성품은 내화성을 가지고 있어야 한다.

(f) 전기결함 또는 방전의 잠재원인이 있거나 그러기 쉬운 구성품, 모듈, 장비품 및 보기류는 가연성 액체 또는 증기가 있는 외부지역에서의 점화 위험을 최소화하기 위해서 엔진 기준점으로 접지하도록 설계 및 제작되어야 한다.

(g) 엔진 부착점 또는 마운팅 구조물의 부품으로 구성되는 엔진은 예견되는 동력장치 화재 조건에서 최소 5분 동안 필수 기능을 수행할 수 있도록 보호되거나 내화성을 가져야 한다.

VLR.B.27 내구성

엔진의 설계 및 구성은 창정비(overhaul) 주기가 도래하기 전에 엔진이 불안전한 상태로 진전되는 것을 최소화할 수 있는 방식이어야 한다.

VLR.B.29 엔진냉각

엔진의 설계 및 구성은 경회전익기운용이 예상되는 조건 하에서 필요한 냉각을 할 수 있도록 하여야 한다.

VLR.B.31 보기장치 체결기구

엔진의 보기류 구동장치 및 마운팅 체결기구는 엔진이 체결된 보기장치와 함께 적절하게 운용할 수 있도록 설계 및 구성되어야 한다. 필수적인 엔진의 각 보기장치의 검사, 조절, 또는 장탈이 가능하도록 엔진을 설계하여야 한다.

VLR.B.33 진동

(a) 엔진은 최대이륙조건에서 부품 및 조립품의 강건성에 영향을 미치는 정도의 진동 없이 공회전부터 크랭크축 회전속도 103%까지 기능을 수행하도록 설계 및 제작되어야 한다.

(b) 엔진은 이륙 출력과 동등한 엔진 속도에 경회전익기로터 속도 3%를 더한 회전속도와 출력 운용 전 범위에서 진동관측(vibration survey)을 견뎌야 한다. 모든 보기류 구동 및 마운팅 체결부는 운용 중에 예상되는 임계하중을 견뎌야 한다.

VLR.B.35 점화

압축 점화 엔진을 제외하고, 엔진은 자기 및 전기 회로 전체가 독립적인 이중점화시스템이나 이중시스템과 같은 신뢰성을 가진 단일점화시스템을 장착하여야 한다. 점화시스템은 모든 시동 및 비행조건하에서의 엔진 운용 전 범위에서 기능을 수행하여야 한다.

VLR.B.37 연료 및 흡입시스템

(a) 연료 규격은 모든 의도된 운용조건 하에서 엔진이 적절한 기능을 수행하는지 입증된 연료, 온도 및 압력의 제한사항을 포함하여 승인된 것이어야 한다.

(b) 엔진의 연료시스템은 모든 비행 및 대기조건 하에서 엔진의 운용범위 전체에 걸쳐서 적정한 연료 혼합기를 연소실에 공급할 수 있도록 설계 및 구성하여야 한다.

(c) 연소에 사용되는 공기 또는 공기와 혼합된 연료가 흐르는 엔진의 흡입통로는 빙결과 증기 응축의 위험을 최소화하도록 설계 및 구성하여야 한다. 엔진은 결빙보호 수단을 사용할 수 있도록 설계 및 구성하여야 한다.

(d) 연료에 있는 이물질로부터 엔진 연료시스템을 보호하는데 필요한 연료여과 형식과 등급을 규정하여야 한다. 신청자는 규정된 여과장치를 통과하는 이물질이 엔진 연료시스템의 기능을 치명적으로 약화시키지 않음(VLR.B.47(a)항의 50시간이내 운용)을 입증하여야 한다.

(e) 압축점화 엔진의 연료시스템은 27℃에서 수분과 함께 최초로 포화된 연료와 운용 중에 발생할 수 있는 결빙에 가장 치명적인 조건까지 첨가되어 냉각된 0.198cm3의 자유수분(free water)이 포함된 연료를 사용하여 전체 유량 및 압력 범위에서 작동을 유지하는 능력이 있어야 한다.

(f) 연료가 축적될 수 있는 연료와 공기 혼합기가 흐르는 흡입시스템의 각 통로는 연소실에서 액체폐색(liquid lock)을 방지하기 위하여 자체적인 배출구가 있어야 한다. 신청자가 설정한 엔진의 모든 자세에서 배출이 가능하여야 한다.

VLR.B.39 윤활시스템

(a) 엔진의 윤활시스템은 경회전익기가 운용될 수 있는 모든 비행조건 및 대기조건에서 엔진이 적절하게 기능을 발휘할 수 있도록 설계 및 구성하여야 한다. 습식 섬프 방식의 엔진에 있어서는 최대 오일양의 반보다 작은 최소 오일양이 공급된 상태에서 이 요건을 만족하여야 한다.

(b) 엔진의 윤활시스템은 오일 냉각 수단을 설치할 수 있도록 설계 및 구성하여야 한다.

(c) 크랭크케이스는 과도한 압력으로 인한 오일의 누출을 방지하기 위하여 배기할 수 있어야 한다.

(d) 연료/오일 혼합비에 따라 엔진의 윤활 성능이 달라지는 경우, 적절한 혼합비를 제공하는 신뢰적인 수단은 입증되어야 한다.

(e) 고정된 백분율로 연료가 미리 혼합된 오일에 따라 엔진의 윤활 성능이 달라지는 경우, 신청자는 이 백분율이 경회전익기운용 중에 예상되는 의도적인 조건의 전 범위, 또한 연료 소비가 감소하는 조건에서 적절하게 엔진을 윤활시키는지 입증하여야 한다.

VLR.B.41 고에너지 로터

고에너지 로터를 포함하는 장비품은 다음을 충족하여야 한다.

(a) 파손으로 인하여 고에너지 파손물질의 미봉쇄(non-containment) 상태가 되지 않아야 한다.

(b) 고에너지 로터 부품을 포함하여 입증된 설계 강건성의 수락가능한 수준

(c) (b)와 (c)의 조합

VLR.B.43 교정시험

엔진은 출력특성과 G49(a)~(c)항에 규정된 내구성 시험 조건을 설정하는데 필요한 교정시험(calibration tests)을 수행하여야 한다. 출력특성 교정시험의 결과는 크랭크축 회전속도, 다지관(manifold) 압력, 연료/공기 혼합조정, 고도에 대한 전체 작동범위에서 엔진의 특성을 설정하기 위한 기준(basis)이 된다. 출력정격은 해면에서의 표준 대기조건을 기준으로 한다.

VLR.B.45 디토네이션 시험(스파크 점화에만 해당)

시험은 이중점화시스템으로 수행하여야 하며, 각 분리된 점화시스템은 엔진이 운용하고자 하는 작동범위 내에서 디토네이션(detonation)이 발생하지 않으면서 주어진 기능을 발휘하는지 확인하기 위한 시험을 반복하여 수행하여야 한다.

VLR.B.47 내구성시험

(a) 엔진은 부록 VLR.B.47(c)항에 규정된 사이클과 총 50시간의 운용시간을 포함하여 내구성 시험을 수행하여야 한다.

(b) 피로에 의한 고장 없이 엔진이 운용됨을 입증하는 부록 VLR.B.33절의 시험결과에 따라 특정 회전 속도에서 추가적인 내구성 시험을 수행하여야 한다.

(c) 각 사이클은 다음에 따라 수행되어야 한다.

시퀀스 | 기간(분) | 운용 조건

1 | 5 | 시작-공회전

2 | 5 | 이륙 출력

3 | 5 | 냉각 운용(공회전)

4 | 5 | 이륙 출력

5 | 5 | 냉각 운용(공회전)

6 | 5 | 이륙 출력

7 | 5 | 냉각 운용(공회전)

8 | 15 | 최대연속출력의 75%

9 | 5 | 냉각 운용(공회전)

10 | 60 | 최대연속출력

11 | 5 | 냉각 운용과 정지

합 | 120 |

(d) 내구성 시험 동안 연료 및 오일 소비량을 결정하여야 한다.

VLR.B.49 운용시험

운용시험(operation test)은 역화특성(backfire), 시동-공회전, 가속, 단일점화시스템의 운용, 초과속도 그리고 기타의 엔진 운용특성을 실증하는 시험을 포함하여야 한다.

VLR.B.51 엔진 구성품 시험

(a) VLR.B.47(a)항~(c)항의 내구성 시험에 따라 적정하게 실증될 수 없는 해당 시스템 또는 구성품에 대하여, 시스템 또는 구성품이 선언된 모든 환경 및 운용조건에서 목적하는 기능을 수행할 수 있음을 실연하기 위한 추가적인 시험 또는 해석을 수행하여야 한다.

(b) 구성품의 만족할 만한 기능, 신뢰도 및 내구성을 보증하기 위하여 항공기에 온도조정장치 장착을 필요로 하는 해당 구성품은 그에 대한 온도한계를 설정하여야 한다.

VLR.B.53 완전분해검사

내구성 시험과 엔진 구성품 시험을 완료한 후, 다음의 요건을 충족하여야 한다.

(a) 엔진을 완전히 분해(teardown)해야 한다.

(b) 엔진에 장착하지 않은 상태에서 독립적으로 설정할 수 있는 조절장치와 기능특성을 갖는 각 구성품은 시험을 시작하는 단계에서 설정 및 기록한 한계 내에서 각 조절상태 및 기능특성을 유지하여야 한다.

(c) 각 엔진부품은 형식설계에 합치하여야 하고, 계속적인 운용을 위하여 엔진에 적격하게 장착될 수 있어야 한다.

VLR.B.55 엔진 조절 및 부품교체

(a) 신청자는 진동, 교정, 디토네이션, 내구성 및 운용시험에서 동일한 설계로 동일하게 제작된 각각의 엔진으로 벤치시험을 수행하여야 한다. 단, 내구성시험에 사용된 엔진이 B.VLR.43에서 요구하는 교정시험을 수행하여야 하는 경우는 제외한다.

(b) 신청자는 엔진 벤치 시험 중, 정비지침서에 따라 경미한 수리 및 정비를 할 수 있다. 정비 주기가 과도하거나 엔진 결함으로 인해 자주 멈추거나 시험 중 또는 완전분해검사 결과로 중대한 수리 또는 부품의 교체가 필요하다고 판단되는 경우, 엔진 또는 부품에 대해서 국토교통본부가 필요하다고 요구하는 추가 시험을 하여야 한다.

부록 VLR.C 자체 소화성 재료에 대한 시험절차

VLR.C.1 시료상태

시료(specimens)는 온도 21±2.8℃(70±5℉), 그리고 상대습도 50±5%로 습도균형이 이루어질 때까지 또는 24시간 동안 보관하여야 한다. 환경 조절실에서 한 번에 하나의 시료만 불출하여 즉시 화염을 가하는 시험을 한다.

VLR.C.2 시료형상

시험재료는 해당 경회전익기에 장착되는 것으로 제작된 부품의 일부를 절단하여 추출한 것이거나 절단한 부분을 모사하는 시료이어야 한다. 이와 같은 시료는 해당 재료의 평판 또는 제작된 부품의 모델로부터 절단된 것을 사용할 수 있다. 제작된 부품의 어느 부위에서도 시료를 추출할 수 있지만, 샌드위치 패널 등과 같은 형태로 제작된 유닛은 구성 부품을 분리하여 시험하지 않아야 한다. 좌석 쿠션과 같은 두꺼운 발포부품(foam parts)은 1.3cm(0.5in) 두께로 시험하는 경우를 제외하고, 시료의 두께는 해당 경회전익기에서 사용하도록 검정될(qualified) 최소 두께보다 두껍지 않아야 한다. 직물(fabrics)의 경우에는 세로 날실(warp) 및 가로 씨실(fill) 직조방향 모두 시험하여 가장 치명적인 가연성 조건을 결정하여야 한다. 이 부록의 VLR.C.4항에 제시된 시험을 수행할 때, 시료는 다음과 같은 방법으로 금속 프레임에 설치하여야 한다.

(a) 긴 변(edges) 2곳과 위쪽 변을 고정한다.

(b) 해당 경회전익기에 사용하는 실제 크기가 규정된 시료의 크기보다 더 작지 않는 한, 시료의 노출 면적은 최소한 폭 5cm(2in)이고 길이 304.8mm(12in) 이어야 한다.

(c) 버너로 화염을 가하는 시료의 변은 마무리 처리되거나 보호되지 않은 상태이어야 하며, 해당 경회전익기에 장착되는 부품 또는 재료의 실제 단면을 대표하는 것이어야 한다.

VLR.C.3 시험장치

시험은 미연방 시험방법 표준서(Federal Test Method Standard) 191의 모델 5903(방법 5902로 개정) 또는 이와 동등하다고 승인된 기타의 방법에 따라서 틈새바람 없는(draft-fee) 캐비닛 안에서 수행하여야 한다. 캐비닛에 비해 너무 큰 시료에 대해서는 규정된 캐비닛과 유사한 틈새바람 없는 조건에서 시험해야 한다.

VLR.C.4 수직시험

최소한 3개의 시료에 대해 시험을 수행하고 그 결과를 평균하여야 한다. 직물에 대해서는 가장 치명적인 가연성 조건에 상응하는 직조방향이 가장 긴 치수에 평행해야 한다. 각 시료는 수직으로 지지되어야 한다. 시료를 화염에 노출시킬 때는 높이 38.1mm(14in)의 화염을 얻을 수 있도록 조절된 공칭내경 9.5mm(0.375in)의 분젠(Bunsen) 버너 또는 티릴(Tirrill) 버너를 사용한다. 교정된 열전대 온도측정기(thermocouple pyrometer)를 이용하여 화염 중심부에서 측정한 최소 화염온도는 843℃(1,550℉) 이어야 한다. 시료의 밑변은 버너의 상단으로부터 19mm(0.75in) 거리에 있어야 한다. 시료의 밑변 중심선에 화염을 가해야 한다. 화염을 60초 동안 가한 후 제거한다. 시료연소시간(flame time), 연소 길이(burn length), 그리고 연소시료조각(drippings)의 연소시간(있는 경우)을 기록한다. 이 부록의 VLR.C.5항에 따라 결정되는 연소 길이는 2.5mm(0.1in) 단위로 측정하여야 한다.

VLR.C.5 연소 길이

연소 길이는 최초의 시료 끝으로부터 화염에 접촉으로 인한 시험용 시료의 손상부위에서 가장 먼 곳까지의 거리이다. 이 길이는 부분 또는 전부 멸실된 영역, 까맣게 탄 영역, 또는 취성화된 영역을 포함하지만, 그을음, 얼룩, 굴곡, 또는 변색된 영역, 그리고 열원으로 인하여 수축 또는 녹은 영역은 포함하지 않는다.

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