국토해양부 고시 제2009-xx호

항공법 제24조제2항의 규정에 의한 「경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준」을 다음과 같이 제정․고시합니다.

2009년 09월 10일

국토해양부장관 정 종환

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

Technical Standards for Flight Safety of Light Sport Aircraft

국토해양부

MINISTRY OF LAND, TRANSPORT & MARITIME AFFAIRS

REPUBLIC OF KOREA

개정 기록표

(RECORD OF AMENDMENTS)

개정사항 (AMENDMENTS)
순번 (No)	개정일 (Date Applicable)	근거 (Authority)	기록자 (Entered by)	주요 개정내용 (Main Contents of Amendments)
1	2009.09.10	제정(국토해양부 고시 제2009-xx호)		제정
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목     차

제정 : 2009. 9. 10.		개정 : . . .

목 차

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제1장 총칙(General)	1

1.1 목적(Objectives)	1

1.2 범위(Scope)	1

1.3 적용(Applicability)	1

1.4 기준의 구성(Organization of Regulations)	1

1.5 용어정의	2

제2장 타면조종형비행기의 안전성인증 기술기준	5

2.1 설계 및 성능(Design and Performance)	5

2.1.1 적용범위	5

2.1.2 용어	5

2.1.3 비행	6

2.1.4 구조	11

2.1.5 설계 및 제작	21

2.1.6 동력장치	22

2.1.7 장비 요구조건	23

2.1.8 항공기 운용 지침(AOI)	24

2.2 요구장비(Required Equipment)	26

2.3 품질보증(Quality Assurance)	27

2.3.1 적용범위	27

2.3.2 약어	27

2.3.3 품질보증프로그램	27

2.3.4 기술 및 제품	28

2.3.5 품질보증 검사	28

2.3.6 제품 수락	29

2.3.7 품질보증 책임과 의무 부여	30

2.4 제품수락시험(Production Acceptance Tests)	31

2.5 항공기 운용지침 (Aircraft Operating Instructions)	32

2.6 정비, 정비매뉴얼 및 기록유지 (Maintenance and Inspection Procedures)	33

2.6.1 적용범위	33

2.6.2 용어	33

2.6.3 항공기 정비 매뉴얼	33

2.6.4 현장정비, 수리, 개조	35

2.6.5 중 정비, 수리, 개조	35

2.6.6 오버홀	36

2.6.7 대 수리 및 개조	36

2.6.8 특정 작업 교육	36

2.6.9 안전 지침	37

2.7 지속 감항성(Continued Airworthiness)	38

2.7.1 적용범위	38

2.7.2 운용자 목록 문서	38

2.7.3 제작자 책임	38

2.7.4 안전 지시	38

2.7.5 기술 회보	38

2.7.6 문서 보존 및 접근	39

2.8 키트조립지침 (Manufactures Assembly Instrunctions, Kit builders only)	40

2.8.1 적용범위	40

2.8.2 용어	40

2.8.3 필요 항목	40

2.8.4 개정판	40

2.8.5 안전 요약	41

2.8.6 적용 가능한 표준	41

2.8.7 요구되는 구매자 능력 및 책임	41

2.8.8 필수 장비 및 환경 조건	41

2.8.9 부품표	41

2.8.10 조립 작업	41

2.8.11 최종 조립 검사	42

2.8.12 비행 시험 절차	42

제3장 체중이동형비행기의 안전성인증 기술기준	43

3.1 설계 및 성능(Design and Performance)	43

3.1.1 적용범위	43

3.1.2 용어	43

3.1.3 비행 요구조건	44

3.1.4 구조 요구조건	47

3.1.5 설계 및 구조 요구조건	50

3.1.6 동력장치	51

3.1.7 장비 요구조건	52

3.1.8 운용 제한사항	53

3.2 요구장비(Requested Requirements)	54

3.3 품질보증(Quality Assurance)	55

3.3.1 적용범위	55

3.3.2 자재와 제작	55

3.3.3 검사	55

3.4 제품수락시험(Production Acceptance Tests)	56

3.4.1 적용범위	56

3.4.2 제품수락시험, 지상시험	56

3.4.3 제품수락시험, 비행시험	56

3.4.4 비행 후 수락	56

3.4.5 문서	56

3.5 항공기 운용지침 (Aircraft Operating Instructions)	57

3.5.1 적용범위	57

3.5.2 약어	57

3.5.3 정보 요구조건	57

3.5.4 항공기 운용 지침 (AOI)	57

3.5.5 정비 및 검사 절차 (MIP)	58

3.5.6 비행교범	58

3.5.7 제조사의 적합성확인서	58

3.6 정비, 정비매뉴얼 및 기록유지 (Maintenance and Inspection Procedures)	59

3.7 지속 감항성(Continued Airworthiness)	60

3.8 키트조립지침 (Manufactures Assembly Instrunctions, Kit builders only)	61

제4장 경량헬리콥터의 안전성인증 기술기준	62

4.1 설계 및 성능(Design and Performance)	62

4.1.1 적용범위	62

4.1.2 용어	62

4.1.3 비행	62

4.1.4 구조 강도	68

4.1.5 설계 및 제작	75

4.1.6 동력장치	82

4.1.7 장비 요구조건	92

4.1.8 운용한계, 표시 및 비행교범	98

4.2 요구장비(Required Equipment)	104

4.3 품질보증 (Quality Assurance)	105

4.4 제품수락시험(Production Acceptance Test)	106

4.5 항공기 운용지침 (Aircraft Operating Instructions)	107

4.6 정비, 정비매뉴얼 및 기록유지 (Maintenance and Inspection Procedures)	108

4.7 지속 감항성(Continued Airworthiness)	109

제5장 자이로플레인의 안전성인증 기술기준	110

5.1 설계 및 성능(Design and Performance)	110

5.1.1 적용범위	110

5.1.2 용어	110

5.1.3 비행	110

5.1.4 구조	116

5.1.5 설계 및 제작	120

5.1.6 동력장치	126

5.1.7 장비 요구조건	131

5.1.8 운용 제한사항, 표시 및 운용교범	133

5.1.9 변경	135

5.2 요구장비(Required Equipment)	137

5.3 품질보증(Quality Assurance)	138

5.3.1 적용범위	138

5.3.2 약어	138

5.3.3 품질보증프로그램	138

5.3.4 기술 및 제품	139

5.3.5 품질보증 검사	139

5.3.6 제품 수락	140

5.3.7 품질보증 책임과 의무 부여	141

5.4 제품수락시험(Production Acceptance Tests)	142

5.5 항공기 운용지침 (Aircraft Operating Instructions)	143

5.6 정비, 정비매뉴얼 및 기록유지 (Maintenance and Inspection Procedures)	144

5.7 지속 감항성(Continued Airworthiness)	145

5.8 키트조립지침 (Manufactures Assembly Instrunctions, Kit builders only)	146

제6장 동력패러슈트의 안전성인증 기술기준	147

6.1 설계 및 성능(Design and Performance)	147

6.1.1 적용범위	147

6.1.2 용어	147

6.1.3 비행	147

6.1.4 구조	148

6.1.5 설계 및 제작	150

6.1.6 동력장치	151

6.1.7 장비 요구조건	151

6.1.8 운용 한계	152

6.2  요구장비 (Requested Requirements)	153

6.3 품질보증 (Quality Assurance)	154

6.3.1 적용범위	154

6.3.2 자재와 제작	154

6.3.3 검사	154

6.4 제품수락시험(Production Acceptance Tests)	155

6.4.1 적용범위	155

6.4.2 제품수락시험, 지상시험	155

6.4.3 제품수락시험, 비행시험	155

6.4.4 비행 후 수락	155

6.4.5 문서	155

6.5 동력패러슈트 운영지침	156

6.5.1 적용범위	156

6.5.2 약어	156

6.5.3 정보 요구조건	156

6.5.4 항공기 운용 지침	156

6.5.5 정비 매뉴얼	157

6.5.6 제작사의 적합성확인서(Statement of Compliance)	157

6.6 정비, 정비매뉴얼 및 기록유지 (Maintenance and Inspection Procedures)	158

6.7 지속 감항성(Continued Airworthiness)	159

6.8 키트조립지침 (Manufactures Assembly Instrunctions, Kit builders only)	160

6.9 동력패러슈트 날개 인터페이스 기술기준	161

6.9.1 적용범위	161

6.9.2 인터페이스 문서	161

6.9.3 권고된 데이터 시트	162

제7장 기타 기술기준	164

7.1 경량항공기용 왕복불꽃점화엔진의 설계 및 제작 기술기준	164

7.1.1 적용범위	164

7.1.2 의미 및 사용	164

7.1.3 엔진 형식 지정	164

7.1.4 자료 요구조건	164

7.1.5 설계 기준	165

7.1.6 검증 시험	166

7.1.7 제작 요구조건	167

7.1.8 전자엔진제어 시스템	167

7.2 경량항공기용 왕복압축착화엔진의 설계 및 제작 기술기준	169

7.2.1 적용범위	169

7.2.2 의미 및 사용	169

7.2.3 엔진 형식 지정	169

7.2.4 자료 요구조건	169

7.2.5 설계 기준	170

7.2.6 검증 시험	171

7.2.7 제작 요구조건	172

7.2.8 전자엔진제어 시스템	173

7.3 고정 또는 지상 조절형 경량항공기 프로펠러의 설계 및 시험 기술기준	174

7.3.1 적용범위	174

7.3.2 용어	174

7.3.3 일반사항	174

7.3.4 설계 및 제작	175

7.3.5 시험과 검사	175

7.3.6 식별 표식	177

7.3.7 설계 관리	177

7.3.8 품질 보증	177

제8장 경량항공기 인증절차	179

8.1 일반	179

8.1.1 적용	179

8.1.2 용어의 정의	179

8.1.3 신청서, 보고서 또는 기록의 위조	180

8.1.4 전자식 자료(Electronic Data)	180

8.2 경량항공기의 제작	181

8.2.1 제작자의 자격	181

8.2.2 완제품 경량항공기	181

8.2.3 키트제작 경량항공기	181

8.2.4 경량항공기 엔진	182

8.3 경량항공기의 지속적인 감항성 유지	183

8.3.1 적용	183

8.3.2 책임	183

8.3.3 일반	183

8.3.4 경량항공기 안전지시(SD) 및 기술회보(ASB, SB)	183

8.4 경량항공기 정비 및 정비확인	185

8.4.1 적용	185

8.4.2 비행전 점검, 경미한 정비, 예방정비, 정비, 수리 및 개조를 수행하도록 인가된 자	185

8.4.3 정비확인이 인가된 자	185

8.4.4 서비스 상태 확인자	185

8.4.5 정비수행 원칙	185

8.4.6 정비확인 수행	186

8.4.7 정비 기록 및 기재	186

8.4.8 정비기록 보존	187

8.5 경량항공기 안전성인증	189

8.5.1 적용	189

8.5.2 신청자격(Eligibility)	189

8.5.3 안전성인증의 신청	189

8.5.4 안전성인증서의 유효일	190

8.5.5 적합성 확인서	190

8.5.6 경량항공기 안전성인증검사 및 인증서 교부	191

[부 록]

부록 X1. 경량비행기를 위한 단순 설계하중 기준	192

부록 X2. 날개와 동체 하중계산 방법	198

부록 X3. 돌풍 하중계수 계산 방법	200

부록 X4. 수직/수평 안정면에 작용하는 돌풍하중 계산 방법	201

부록 X5. 수상하중 계산 방법	203

부록 X6. 임페리얼 및 메트릭 단위계	210

부록 X7. 경량항공기 정비 매뉴얼의 양식 및 내용의 예	212

부록 X8. 경량항공기 정비 매뉴얼에 있는 검사 절차를 위한 양식과 내용의 예	213

부록 X9. 정적 시험 프로토콜 날개 강도 시험	215

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

(제정 2009. 9. 1, 국토해양부 고시 제2009-  호)

제정 : 2009. 9. 1.		개정 : . . .

제1장 총칙

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

총칙(General)

목적(Objectives)

이 기준은 항공법(이하 “법”이라 한다) 제24조제2항의 규정에 의하여 경량항공기의 비행안전을 위한 기술상의 기준(이하 “기술기준”이라 한다) 을 정하여 경량항공기의 안전한 운항을 확보함을 목적으로 한다.

범위 (Scope)

이 기준은 경량항공기를 사용하여 비행하고자 하는 사람이 안전성 인증을 받기 위해 충족시켜야 하는 해당 경량항공기의 설계 및 성능, 요구장비, 품질보증, 제품수락시험, 항공기운용지침, 정비․정비매뉴얼 및 기록유지, 지속감항성, 키트조립지침, 엔진, 프로펠러 등 경량항공기의 설계․제작 및 감항성 유지를 위한 기준과 안전성 인증에 관한 기준을 정한다.

적용(Applicability)

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

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

당해 경량항공기가 새로운 기술을 적용하거나 새로운 방법으로 설계하여 이 기준을 적용하기 어려운 경우, 교통안전공단 이사장은 이 기준에서 정한 안전성 등을 확보할 수 있는 범위 내에서 이 기준의 일부를 생략하거나 변경하여 적용할 수 있다. 이 경우에 교통안전공단 이사장은 사전에 국토해양부장관에게 그 내용을 통보하여야 하며, 새로이 적용되는 기준은 이 기준에서 정한 기준보다 안전성이 더 높일 수 있거나 동일하여야 한다.

기준의 구성(Organization of Regulations)

이 기준은 5단계의 번호체계로 다음과 같이 구성된다.

주 제목 : 한 자리 숫자(1)

주 제목의 부제목 : 두 자리 숫자(1.1)

부제목의 소제목 : 세 자리의 숫자(1.1.1)

소제목의 각 항목 : 네 자리의 숫자(1.1.1.1)

각 항목의 규정 : 가. (1), (가)

이 기준에서 사용되는 정의는 다음과 같이 적용한다.

2개 이상의 장에서 사용되는 정의는 제1장의 “정의”에 수록한다.

1개의 장에 해당되는 정의는 해당 장에 수록한다.

법에 수록된 정의는 본 규정의 정의에 수록하지 않는다.

그 밖에 이 규정에서 사용한 용어중 정의되지 않은 용어는 법, 동법 시행령(이하 “시행령”이라 한다), 동법 시행규칙(이하 “시행규칙”이라 한다)에서 규정된 용어의 정의를 적용한다.

용어정의

아래의 용어는 각 장에서 별도로 명시한 경우를 제외하고 이 기술기준에 적용된다.

“타면조종형비행기”라 함은 엔진으로 구동되는 공기보다 무거운 고정익 경량항공기로써 날개에 대한 공기의 반작용에 의하여 비행 중 양력을 얻는 항공기로 크게 조종면, 동체, 엔진, 착륙장치의 4가지로 구성된다.

“체중이동형비행기”라 함은 행글라이더에 엔진과 착륙장치를 부착한 항공기로 체중을 이동하여 항공기의 방향을 조종한다.

“동력패러슈트”라 함은 패러글라이더에 엔진과 조종석을 장착한 동체(Trike)를 연결하여 비행하는 항공기를 말한다.

“자이로플레인”이라 함은 시동 시는 엔진 구동으로, 비행 시에는 공기력의 작용으로 회전하는 회전익에서 양력을 얻고, 추진력은 프로펠러에서 얻는 회전익 경량항공기를 말한다.

“경량헬리콥터”라 함은 일반 항공기의 헬리콥터와 구조적으로 같지만 무게의 제한을 받는다. 엔진을 이용하여 동체위에 있는 주회전 날개를 회전시킴으로서 양력을 발생시키고, 주회전날개의 회전면을 기울여 양력이 발생하는 방향을 변화시켜 앞으로 전진하는 회전익 경량항공기를 말한다.

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

(1) 공기는 완전히 건조한 개스임

(2) 물리상수는 다음과 같은 공기;

- 해면고도에서 평균 분자의 질량

M₀= 28.964420× 10⁳kg mol

- 해면고도에서 대기압

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

- 해면고도에서 온도

t₀=15℃(59℉)

T₀=288.15K

- 해면고도에서 공기밀도

ρ₀=1.2250kg/m³

- 빙점 온도

Ti=273.15K

- 일반가스 상수

R＊=8.31432 JKmol

(3) 기온 변화도는 다음과 같은 공기;

주1) 표준중력가속도는 9,80665 ms-2이다

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

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

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

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

“하버링(Hovering)”이라 함은 회전익 경량항공기가 대기속도 영의 제자리 비행 상태를 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.

“제한하중(Limited loads)”이라 함은 예상되는 운용조건에서 일어날 수 있는 최대의 하중을 말한다.

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

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

“하중배수(Load factor)”라 함은 공기역학적 힘, 관성력, 또는 지상 반발력과 관련한 표현으로 항공기의 어떤 특정한 하중과 항공기 중량과의 비를 말한다.

“제한하중배수”라 함은 제한중량에 대응하는 하중배수를 말한다.

“극한하중배수”라 함은 극한하중에 대응하는 하중배수를 말한다.

“프로펠러(Propeller)”라 함은 항공기에 장착된 엔진의 구동축에 장착되어 회전 시 회전면에 수직인 방향으로 공기의 반작용으로 추진력을 발생시키는 장치를 의미한다.

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

“내화성(Fire resistant)”이라 함은,

(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.

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

“정비(Maintenance)”라 함은 경량항공기의 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.

"예방정비(Preventive maintenance)"라 함은 경미한 정비로서 단순하고 간단한 보수작업, 복잡한 결합을 포함하지 않은 소형 규격부품의 교환을 말한다.

“대개조(Major Alteration)"라 함은 경량항공기, 발동기, 프로펠러 및 장비품 등의 설계서에 없는 항목의 변경으로서 중량, 평형, 구조강도, 성능, 발동기 작동, 비행특성 및 기타 품질에 상당하게 작용하여 감항성에 영향을 주는 것으로 간단하고 기초적인 작업으로는 종료할 수 없는 개조를 말한다.

“소개조(Minor Alteration)" 라 함은 대개조 이외의 개조작업을 말한다.

“대수리(Major repair)”라 함은 경량항공기, 발동기, 프로펠러 및 장비품 등의 고장 또는 결함으로 중량, 평형, 구조강도, 성능, 발동기 작동, 비행특성 및 기타 품질에 상당하게 작용하여 감항성에 영향을 주는 것으로 간단하고 기초적인 작업으로는 종료할 수 없는 수리를 말한다

“소수리(Minor Repairs)" 라 함은 대수리 이외의 수리작업을 말한다.

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

“재생(Rebuild)”이라 함은 인가된 정비 방법, 기술 및 절차를 사용하여 항공제품을 복원하는 것을 말한다. 이는 새 부품 혹은 새 부품의 공차와 한계(tolerance & limitation)에 일치하는 중고부품을 사용하여 항공제품이 분해․세척․검사․수리․재조립 및 시험되는 것을 말한다.

“필수검사항목(Required Inspection Items)”이라 함은 작업 수행자 이외의 사람에 의해 검사되어져야 하는 정비 또는 개조 항목으로써 적절하게 수행되지 않거나 부적절한 부품 또는 자재가 사용될 경우, 경량항공기의 안전한 작동을 위험하게 하는 고장, 기능장애 또는 결함을 야기할 수 있는 최소한의 항목을 말한다.

“비행전 점검(Pre Flight Inspection)”이라 함은 경량항공기가 예정된 비행에 적합함을 확인하기 위하여 비행 전에 수행하는 점검을 말한다.

부록 X1. 경량비행기를 위한 단순 설계하중 기준

부 록

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009. 9. 1.		개정 : . . .

X1.1 약어

[eqn: n _{1}] = 비행기의 양(+)의 기동 제한 하중계수

[eqn: n _{2}] = 비행기의 음(-)의 기동 제한 하중계수

[eqn: n _{3}] = 속도 [eqn: V _{C}]에서 비행기의 양의 돌풍 제한 하중계수

[eqn: n _{4}] = 속도 [eqn: V _{C}]에서 비행기의 음의 돌풍 제한 하중계수

[eqn: n _{flap}] = 플랩을 완전히 내린 상태로 속도 [eqn: V _{F}]에서 비행기의 양의 제한 하중계수

[eqn: V _{F`min}] = 최소 설계 플랩속도 = 1.59[eqn: sqrt {n _{1} ․W/S}] kts

[eqn: V _{A`min}] = 최소 설계 기동속도 = 2.17[eqn: sqrt {n _{1} ․W/S}] kts, 하지만 설계시 사용된 [eqn: V _{C}]를 초과할 필요가 없다.

[eqn: V _{C``min}] = 최소 설계 순항속도 = 2.46[eqn: sqrt {n _{1} ․W/S}] kts, 하지만 0.9[eqn: V _{H}]를 초과할 필요가 없다.

[eqn: V _{D`min}] = 최소 설계 급강하속도 = 3.47[eqn: sqrt {n _{1} ․W/S}] kts, 하지만 1.4[eqn: V _{C``min}][eqn: sqrt {n _{1} /3.8}]를 초과할 필요가 없다(X1.2.5.2 참조).

[eqn: V _{C``sel}] = 설계 순항속도([eqn: V _{C``min}]보다 클 경우)

X1.2 비행 하중

X1.2.1 모든 비행하중은 고도와 관계없이 검토되어야하고 자체중량을 국부적으로 지지하는 구조물을 제외한 최대설계중량만을 검토하여야 한다.

X1.2.2 표 X1.1은 최대설계중량에 따른 [eqn: n_{ 1}], [eqn: n _{2}], [eqn: n _{3}], [eqn: n _{4}]의 값을 구하는데 사용된다.

표 X1.1 최소 설계 제한 비행 하중계수
Flaps Up 플랩 올림	[eqn: n_{ 1}] = 4.0 [eqn: n _{2}]= -0.5[eqn: n_{ 1}] 그림 X1.2로부터 [eqn: n _{3}] 결정 그림 X1.3으로부터 [eqn: n _{4}] 결정
Flaps Down 플랩 내림	[eqn: n _{f}] = 0.5[eqn: n_{ 1}] [eqn: n _{f}] = 0[eqn: {} ^{A}]
[eqn: {} ^{A}] 수직방향하중은 “0”이라 가정하고 날개의 플랩부분은 이 조건에서 검토할 필요가 있다.

X1.2.3 그림 X1.2와 X1.3은 최소 비행중량에 상응하는 [eqn: n _{3}]와 [eqn: n _{4}]의 값을 구하는데 사용되고 그리고 하중계수가 설계중량에서의 하중계수보다 크다면 자체중량에 대한 지지구조물은 결과적으로 발생한 가장 큰 하중계수에 대해 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

X1.2.4 명시된 모든 날개와 꼬리날개 하중은 무게중심 영역과는 무관하다. 그렇지만 신청자는 무게중심의 영역을 설정하여야 하고 기본적인 동체구조는 설정된 무게중심 영역에서 가장 불리한 기체중량 조건을 고려하여 검토되어야 한다.

X1.2.5 다음의 하중과 하중조건은 구조물의 강도를 최소화 하는 조건이다.

X1.2.5.1 비행기 평형조건 - 공기역학적 날개하중은 상대바람에 수직하게 나타나고 양의 비행조건에 대해 비행기의 수직하중(X1.3.2와 X1.3.3에서 구한 것과 같이)의 1.05배의 크기를 가지며 음의 비행조건에서는 비행기의 수직하중과 같은 값을 가진다. 이러한 날개하중에 대한 시위방향 및 수직분력도 고려되어야 한다.

X1.2.5.2 최소 설계 비행속도 - 최소 설계 비행속도는 표 X1.1로부터 찾을 수 있는 최소속도보다 더 작을 경우에는 증명신청자에 의해 설정되어질 수 있다. 추가적으로 [eqn: V _{C``min}]은 증명을 획득하기 위한 가장 작은 설계중량에 대해 해면상에서 얻은 [eqn: V _{H}]의 0.9배를 초과할 필요가 없다. 이러한 최소설계속도를 산출하는 과정에서 [eqn: n_{ 1}]은 4.0보다 작지 않아야 한다.

X1.2.5.3 비행 하중계수 - 표 X1.1에 명시된 제한 비행 하중계수는 공기역학적 분력(비행기의 가성 세로축에 수직인)과 비행기 중량과의 비로 나타낸다. 양의 비행 하중계수는 비행기에 대하여 위로 향하는 공기역학적 힘을 말한다.

X1.3 비행 조건

X1.3.1 일반 - X1.3.2～X1.3.4의 각 설계조건은 그림 X1.1의 그래프와 유사한 V-n선도의 경계선상이나 그 이내에서 속도와 하중계수의 조건에 대해 충분한 강도를 갖도록 사용되어져야 한다. 또한 이 선도는 비행기 구조의 운용한계를 구하는데 사용한다.

그림 X1.1 일반적인 비행포위선

그림 X1.2 속도 [eqn: V _{c}]에서 [eqn: n _{3}] 결정 도표

그림 X1.3 속도 [eqn: V _{c}]에서 [eqn: n _{4}] 결정 도표

X1.3.2 비행기는 다음과 같은 대칭비행조건을 고려하여 설계하여야 한다.

X1.3.2.1 비행기는 그림 X1.1의 비행영역에 나타나 있는 적어도 4가지 기본 비행조건 "A", "D", "E" 및 ”G"를 고려하여 설계하여야 한다. 부가하여 다음과 같은 요건을 적용하여야 한다.

(1) 그림 X1.1의 "D"의 "E"의 조건과 일치하는 설계제한 하중계수는 적어도 표 X1.1에 나타낸 크기를 가져야 하며 이들 조건에서의 설계속도는 표 X1.1에서 얻을 수 있는 [eqn: V _{D`min}] 값과 같아야 한다.

(2) 그림 X1.1의 조건 “A"와 "G"에서 하중계수는 표 X1.1에 명시된 값과 일치하여야 하고 설계속도는 신청자에 의해 결정된 최대 정적 양력계수 [eqn: C _{NA}]상태의 하중계수를 사용하여 산출하여야 한다. 그러나 정확성이 결여되었을 경우 설계속도는 [eqn: C _{NA}] = 61.35에 기초를 두고 산출할 수 있으며 "A" 조건에서의 설계속도는 [eqn: V _{A`min}]보다 작을 수 있다.

(3) 그림 A3의 조건 "C"와 "F"는 나 가 각각 본 부록Appendix의 와 보다 클 경우에만 검토할 필요가 있다.

X1.3.2.2 착륙접근 및 이․착륙 때와 같은 비교적 느린 속도에서 사용되는 플랩 또는 여타의 고양력장치가 설치되어 있을 경우 비행기는 표 X1.1에 있는 설계플랩속도 [eqn: V _{F`min}] 보다 작지 않게 플랩을 완전히 내린 상태에서 표 X1.1에 규정된 제한 플랩내림계수의 값과 일치하는 두 가지 비행조건을 고려하여 설계하여야 한다.

X1.3.3 비대칭 비행조건 - 비대칭 영향을 받는 구조물은 다음과 같은 비대칭 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

X1.3.3.1 후방동체와 날개와의 부착은 X1.4.3에 의해 결정된 임계 수직면 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

X1.3.3.2 날개와 날개접합부 구조물은 대칭면의 한쪽에는 "A" 조건하중의 100%, 다른 쪽 면은 70%로 하여 설계하여야 한다.

X1.3.3.3 날개와 날개접합부 구조물은 대칭면 양쪽에 양의 기동시 날개하중의 75%의 하중과 보조익 변형에 의한 최대날개 비틀림의 조합으로부터 야기되는 하중을 고려하여 설계하여야 한다. 속도 [eqn: V _{C}]나 [eqn: V _{A}]에서 보조익 변형이 날개 비틀림에 주는 효과는 보조익 구간의 날개 길이에 대해 수정된 기본적인 익형 모우멘트 계수를 사용하여 다음과 같이 구하여야 한다.

(1) C[eqn: {} _{m}] = C[eqn: {} _{m}] + 0.01δ[eqn: {} _{u}] (보조익 상부) 날개의 기본 익형

(2) C[eqn: {} _{m}] = C[eqn: {} _{m}] + 0.01δ[eqn: {} _{d}] (보조익 하부) 날개의 기본 익형

여기서 δ[eqn: {} _{u}]는 윗방향 보조익 변위이고 δ[eqn: {} _{d}]는 아래방향 보조익 변위임.

X1.3.3.4 [eqn: DELTA _{critical}]. 즉 δ[eqn: {} _{u}]와 δ[eqn: {} _{d}]의 합은 다음과 같이 계산한다.

(1) 공식에서 [eqn: DELTA _{a}]와 [eqn: DELTA _{b}]를 계산하면

[eqn: DELTA _{a} `=`V _{A`} `/`V _{C} `` TIMES ` DELTA p], and	(X1.1)

[eqn: DELTA _{b} `=`0.5` TIMES `V _{A`} `/`V _{D} `` TIMES ` DELTA p]

여기서, [eqn: DELTA _{p}]는 X1.2.5.2에 기술된 V[eqn: {} _{A}], V[eqn: {} _{C}] 및 V[eqn: {} _{D}]와 함께 속도 V[eqn: {} _{A}]에서 최대 총 변위(양 보조익 변위의 합)

(2) 다음 식으로부터 K를 계산하면

[eqn: K= {(C _{m} `-`0.01 delta _{b} )V _{D} ^{2}} over {(C _{m} `-`0.01 delta _{a} )V _{C} ^{2}}]	(X1.2)

여기서, δ[eqn: {} _{a}]는 X1.3.3.4(1)에서 계산된 [eqn: DELTA _{a}]와 일치하는 위로 향한 보조익 변위이고 δ[eqn: {} _{b}]는 X1.3.3.4(1)에서의 계산된 [eqn: DELTA _{b}]와 일치하는 아래로 처진 보조익 변위이다.

(3) K가 1보다 작으면 [eqn: DELTA _{a}]는 △의 임계치이며 [eqn: delta _{u}]와 [eqn: delta _{d}]를 구하는데 사용되어야 한다. 이 경우 [eqn: V _{C}]는 보조날개에 의한 날개 비틀림 하중을 계산하는데 사용되어야 하는 임계속도이다.

(4) K가 1과 같거나 클 경우, [eqn: DELTA _{b}]는 △의 임계치이고 [eqn: delta _{u}]와 [eqn: delta _{d}]를 구하는데 사용되어야 한다. 이 경우 [eqn: V _{d}]는 보조날개에 의한 날개 비틀림 하중을 계산하는데 사용되어야 하는 임계속도이다.

X1.3.4 추가조건, 후방 양력구조물, 엔진 토오크, 엔진장착대의 측방향 분력 - 다음의 추가 조건들이 각각 검토되어야 한다.

X1.3.4.1 후방 양력구조물의 설계에 있어서 다음 특수조건은 그림 X1.1의 조건 "G"를 대신하여 검토되어야 한다. 후방 양력구조물은 V=39 kts의 설계속도에서 역전된 공기흐름은 고려하여야 한다. 사용되는 특정날개 단면에 대한 공기 역학적 자료를 사용하거나 또는 뒷전에서의 최대값과 앞전에서의 영의 값 사이의 삼각형인 시위 모양의 분포를 갖고 [eqn: C _{L}]값이 -0.8인 시위방향 풍압 분포치를 사용하여야 한다.

X1.3.4.2 엔진장착대와 그 지지구조물은 예상되는 최대이륙출력과 최대 양의 기동비행하중계수 n1에 의해 야기되는 제한하중과 동시에 작용하는 프로펠러 속도에 상응하는 최대제한 토오크를 고려하여 설계하여야 한다. 제한 토오크는 5.2.9에 따라 구하여야 한다.

X1.3.4.3 엔진장착대와 그 지지구조물은 1.47 이상의 측면제한 하중계수로부터 야기되는 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

X1.4 조종면 하중

X1.4.1 일반 - 조종면 하중은 X1.4.2의 기준을 사용하여 구하여야 하고 X1.4.3의 단순화된 하중 내에 있어야 한다.

X1.4.2 제한조종력 - X1.4.3에 명시된 조종면 하중 조건에서 움직이는 면의 공기하중과 이에 상응하는 변위는 2.1.4.3.다에 규정된 최대 제한조종력의 사용에 의해 비행에서 얻을 수 있는 값들을 초과하지 않아야 한다.

X1.4.3 표면하중조건 - 모든 표면하중조건은 다음과 같이 검토되어야 한다. 단순화된 제한 표면하중과 수평꼬리날개, 수직꼬리날개, 보조날개, 날개플랩 및 트림탭의 분포는 표 X1.2와 그림 X1.4, X1.5에 명시되어 있다. 2가지 이상의 분포가 주어진다면 각각의 분포에 대해 검토하여야 한다.

표 X1.2 평균 제한조종면 하중
면	하중 방향	하중의 크기	익현방향의 분포
I. 수평꼬리 날개	a) 상/하	그림 X1.4의 곡선(2)
	b) 비대칭하중 (상/하)	기축의 한쪽면에서는 W의 100% 반대쪽 면에서는 W의 65%
II. 수직꼬리 날개	a) 좌/우	그림 X1.4의 곡선(1)	위의(A)와 같음
	b) 좌/우	그림 X1.4의 곡선(1)	위의(B)와 같음
III. 보조날개	a) 상/하	그림 X1.5의 곡선(5)
IV. 날개플랩	a) 상	그림 X1.5의 곡선(4)
	b) 하	0.25 x 상향하중
V. 트림탭	a) 상/하	그림 X1.5의 곡선(3)	위의(D)와 같음

그림 X1.4 평균 제한조종면 하중

X1.5 조종계통 하중

X1.5.1 주 비행 조종장치 및 조종계통 - 주 비행 조종장치 및 조종계통은 다음과 같이 설계하여야 한다.

X1.5.1.1 비행조종계통과 그 지지구조물은 X1.4에 규정된 조건의 움직이는 조종면에서 계산된 힌지 모멘트의 125%에 상응하는 하중으로 설계하여야 한다. 추가적으로-

(1) 계통 제한하중은 조종사와 자동조종장치의 제어작동에 의해 야기되는 하중을 초과하지 않아도 된다.

(2) 설계는 재밍(Jamming), 지상돌풍, 지상활주하강풍, 조종관성 및 마찰을 포함한 운용중의 취약한 계통을 지정하여야 한다.

X1.5.2 이중 조종계통은 2.1.4.3.다.와 2.1.4.3.라.를 만족하여야 한다.

X1.5.3 지상 돌풍조건은 2.1.4.3.사.를 만족하여야 한다.

그림 X1.5 평균 제한조종면 하중

부록 X2. 날개와 동체 하중계산 방법

주 X2.1 - 이 장은 날개와 동체에 부과되는 모든 하중을 포함하는 것은 아니다.

X2.1 대칭 날개하중

X2.1.1 최소 다음 4가지 조건이 검토되어야 한다.

조건 A	수직 상방 하중	= 4 × W
	접선 전방 하중	= W
조건 D	수직 상방 하중	= 4 × W
	접선 후방 하중	= W/5
조건 G	수직 하방 하중	= 2 × W
	접선 전방 하중(플랩 펼침 상태)	= 2 × W/5 = 0.4 × W
조건 F	수직 상방 하중	= 2 × W
	접선 전방 하중	= W

X2.2 상기 단순화된 조건을 대신하여 그림 X2.1의 양력 및 항력 분력을 사용하여 보다 합리적인 해석을 할 수 있다.

X2.3 비대칭 날개 하중

X2.3.1 날개 접합부의 전단 - 한쪽 날개는 조건 A의 100%를 가정하고, 다른 한쪽은 조건 A의 75%를 적용한다.

그림 X2.1 수직 및 접선방향 하중

주 1 - 양 분력(수직 및 접선방향)은 동시에 고려되어야 한다.

주 2 - 공력 하중은 공력 중심에 위치한다.

주 3 - 날개의 수직 및 접선방향 하중은 하중계수에 상응하는 관성에 의해 평형을 이룬다.

주 4 - 날개 플랩이 장착되었을 경우 하중은 조건 F(대칭 하중조건)상태에서 검토되어야 한다.

X2.3.2 날개의 비틀림 - 각 날개에 조건 A와 D의 75%를 가정하고 그림 X2.2에서 보는 바와 같이 보조날개 변위에 의한 비틀림 하중을 추가한다.

그림 X2.2 비대칭 날개하중

X2.3.3 날개의 비틀림 - 각 날개에 조건 A와 D의 75%를 가정하고 보조날개 변위의 1.3배에 의한 비틀림 하중을 추가한다.

X2.3.4 착륙장치가 날개에 장착되었다면 날개 구조는 지상 하중을 고려하여 검증되어야 한다.

X2.4 후방 동체하중 - 후방 동체는 다음 사항을 적용하여 입증되어야 한다.

X2.4.1 2.1.4.4.나.와 2.1.4.4.다.의 대칭 수평 꼬리날개하중

X2.4.2 2.1.4.5.가.와 2.1.4.5.나.의 수직 꼬리날개하중

X2.4.3 뒷바퀴 하중(해당시)

X2.5 전방 동체하중 - 전방 동체는 다음 사항을 적용하여 입증되어야 한다.

X2.5.1 하중계수 4와 -2의 관성력(또는 하중계수가 4와 -2보다 클 경우 [eqn: n _{3}]와 [eqn: n _{4}] 적용) ([eqn: n _{j}]가 3.33보다 클 경우 2.1.4.8 참조)

X2.5.2 엔진 제한 토오크(N×m)는 2.1.4.2.자.에 규정된 값과 동일

부록 X3. 돌풍 하중계수 계산 방법

X3.1 보다 합리적인 해석방법이 없다면, 돌풍 하중계수는 다음과 같이 계산된다.

[eqn: n`=`1`+` {{1} over {2} `․` rho `․`V`․`K _{g} `․`a`․`U _{de}} over {( {W} over {S} )}]	(X3.1)

여기서:

[eqn: K _{g}] = 0.88[eqn: mu _{g}] / 5.3 + [eqn: mu _{g}] = 돌풍 완화계수

[eqn: mu _{g}] = 2(W/S) / [eqn: rho] · C · a · g = 비행기 질량비

[eqn: U _{de}] = 2.1.4.2.다.(3)에 의거 파생된 돌풍속도, m/s

[eqn: rho] = 공기밀도, kg/m[eqn: {} ^{3}]

W/S = 날개하중, N/m[eqn: {} ^{2}]

C = 날개의 기하학적 평균시위, m

g = 중력가속도, m/s[eqn: {} ^{2}]

V = 비행기 등가 속도(경량비행기는 CAS), m/s

a = 비행기 수직력 계수 곡선의 기울기, 라디안 당 [eqn: C _{NA}]

X3.2 날개 양력곡선 기울기(라디안 당 [eqn: C _{L}])는 오직 날개에 적용되는 돌풍하중과 수평꼬리날개 돌풍하중이 분리되어 적용될 때 사용된다. 앞서 기술된 수식으로부터 계산된 하중계수 n의 값은 다음 값을 초과하지 않아도 된다.

[eqn: n`=`1.25`․`( {V} over {V _{S1}} ) ^{2}]	(X3.2)

부록 X4. 수직/수평 안정면에 작용하는 돌풍하중 계산 방법

X4.1 보다 합리적인 해석방법이 없다면, 수평안정면 돌풍하중은 다음과 같이 계산된다.

[eqn: DELTA L _{HT} `=` {K _{g} `․`U _{de} `․`V`․`a _{HT} `․`S _{HT}} over {16.3} (1- {d _{epsilon }} over {d _{alpha }} )]	(X4.1)

여기서:

[eqn: DELTA L _{HT}] = 증가된 수평면 하중, daN

[eqn: K _{g}] = 돌풍 완화계수; 2.1.4.2.바.에 사용된 값과 동일

[eqn: U _{de}] = 파생된 돌풍속도, m/s

V = 비행기 속도 (경량비행기는 CAS), m/s

[eqn: a_HT] = 라디안 당 수평면 양력 곡선의 기울기

[eqn: S_HT] = 수평안정면 면적), m[eqn: {} ^{2}]

(1-[eqn: d _{epsilon } /d _{alpha }]) = 다운워시 계수

X4.2 보다 합리적인 해석방법이 없다면, 수직안정면 돌풍하중은 다음과 같이 계산된다.

[eqn: DELTA L _{VT} `=` {K _{gt} `․`U _{de} `․`V`․`a _{VT} `․`S _{VT}} over {16.3}]	(X4.2)

[eqn: K _{gt} `=` {0.88`․` mu _{gt}} over {5.3`+ mu _{gt} `}]	(X4.3)

[eqn: mu _{gt} `=` {`2`․`M} over {` rho `․`C _{vt} `․`g`․`a _{vt} `․`S _{vt}} `( {K} over {l _{vt}} ) ^{2}]	(X4.4)

여기서

[eqn: L _{VT}] = 증가된 수직면 하중, daN

[eqn: K _{gt}] = 돌풍 완화계수

[eqn: mu _{gt}] = 측방향 질량비

[eqn: U _{de}] = 파생된 돌풍속도, m/s

M = 비행기 질량, kg

[eqn: rho] = 공기밀도, kg/m[eqn: {} ^{3}]

V = 비행기 등가 속도(경량비행기는 CAS), m/s

[eqn: a _{VT}] = 라디안 당 수직면 양력 곡선의 기울기

[eqn: S _{VT}] = 수직안정면 면적, m[eqn: {} ^{2}]

[eqn: C _{vt}] = 수직안정면의 기하학적 평균시위, m

K = 빗놀이 선회반경, m

[eqn: l _{vt}] = 무게중심(C․G)에서 수직안정면 양력중심까지의 거리, m

g = 중력가속도, m/s[eqn: {} ^{2}]

부록 X5. 수상하중 계산 방법

주 X5.1 - 보다 합리적인 해석방법이 없다면, 수상하중은 다음과 같이 계산된다.

X5.1 수상하중 조건

X5.1.1 수상기 또는 수륙양용기의 구조는 비행기가 적당한 전진 및 하강속도로 일상 운용할 때의 자세로 예상할 수 있는 가장 악조건의 수면상태에서 이륙 또는 착륙할 때 발생하는 수상하중을 고려하여 설계하여야 한다.

X5.1.2 수상 하중의 합리적인 해석 방법을 만들 수 없다면, X5.2부터 X5.9까지를 적용한다.

X5.2 설계 중량 및 무게중심 위치

X5.2.1 설계 중량 - 수상하중조건은 X5.6에 규정된 이수조건에 대하여 설계수상이륙중량(수상유도 및 이수활주에 있어서 최대중량)이 사용된 경우를 제외하고 설계착수중량까지 각각 운용중량에 적합하여야 한다.

X5.2.2 무게중심 위치 - 증명이 요구되는 한계 내에서 가장 불리한 무게중심은 수상기 구조의 각 부분이 받는 최대 설계하중에 도달하도록 고려되어야 한다.

X5.3 하중의 적용

X5.3.1 별도로 규정하지 않는다면, 수상기 전체는 X5.4에 규정된 하중계수에 부합하는 하중을 받는다고 가정한다.

X5.3.2 X5.4에 규정된 하중계수로 인해 발생하는 하중을 적용하는 경우, 수상하중은(수상하중인 적용되는 위치에서의 굽힘 모멘트와 전단하중을 초과하는 것을 피하기 위해) X5.7.3항에 규정된 값보다 큰 압력을 이용하면서 수상기 선체 또는 주 플로터에 분포되어야 한다.

X5.3.3 플로터가 두 개인 수상기에 있어서 각 플로터는 당해 수상기의 1/2 중량을 가진 가상의 수상기에 동등한 정체로 취급되어야 한다.

X5.3.4 X5.6에 규정된 이수조건을 제외하고 충격 시 당해 수상기의 공기역학적 양력은 수상기 중량의 2/3로 가정한다.

X5.4 선체 및 주 플로터의 하중계수

X5.4.1 수면반력 하중계수 [eqn: n _{w}]는 다음과 같은 방법으로 계산되어야 한다.

X5.4.1.1 계단식 착수의 경우

[eqn: n _{w} `=~ {C _{1} V _{S0} ^{~``2}} over {(tan ^{{2} over {3}} beta )( {W} over {4.448} ) ^{{1} over {3}}}]	(X5.1)

X5.4.1.2 선수착수와 선미착수의 경우

[eqn: n _{w} `=~ {C _{1} V _{S0} ^{~~2}} over {(tan ^{{2} over {3}} beta )( {W} over {4.448} ) ^{{1} over {3}}}] × [eqn: {K _{1}} over {(1+ gamma _{x} ` ^{2} ) ^{{2} over {3}}}]	(X5.2)

X5.4.2 상기 식에 대하여 다음 수치를 사용한다.

[eqn: n _{w}] = 수면반력 하중계수(수면반력을 수상기 중량으로 나눈 값)

[eqn: C_1] = 경험상의 수상기 운용계수, 0.012(단, 이 계수는 단계적 하중계수의 최소치 2.33을 얻을 수 있는 필요한 값 이상이 되어야 한다)

[eqn: V _{S0}] = 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때 수상기의 실속속도, knot(노트)

[eqn: beta] = 그림 X1.1에 따라 하중계수가 결정되는 위치(longitudinal station)의 밑바닥 배치 각도

[eqn: W] = 수상기의 설계착수중량, N

[eqn: K _{1}] = 그림2에 따른, 경험상의 선체 하중계수

[eqn: gamma_x] = 수상기의 무게중심에서 하중계수가 산출되는 점까지의 수상기 선체 기본축에 평행하게 측정된 거리와 수상기 피치의 관성반경에 대한 비율. 여기서 수상기 선체 기준축과는 대칭면내의 직선으로 주계단에 있어서 용골(Keel)접선을 말한다.

X5.4.3 플로터가 두 개인 수상기에 대해서, 수상기 플로터 접합부의 유연성 영향 때문에, 선수착수와 선미착수의 [eqn: K _{1}]값이 그림 X1.2에 나타난 값의 0.8배로 경감될 수 있다. 이 경감은 버팀대 및 수상기 구조의 설계에 대해서만 적용된다.

X5.5 선체 및 주 플로터의 착수조건

X5.5.1 대칭적인 계단식착수와 선수착수 및 선미착수 - 대칭적인 계단식착수와 선수착수 및 선미착수에 대해서 제한수면반력 하중계수는 X5.4의 기준에 따라 계산된다. 이 경우 다음 조건을 고려하여야 한다.

X5.5.1.1 대칭 계단식착수의 경우, 합성수상하중은 무게중심선 용골(Keel)에 작용하여야 하며, 용골선(Keel Line)에 수직으로 작용하여야 한다.

X5.5.1.2 대칭 선수착수의 경우, 합성수상하중은 앞부분에서 계단까지의 거리의 1/5인 용골(Keel)에 작용하여야 하며 용골선에 수직으로 작용하여야 한다.

X5.5.1.3 대칭 선미착수의 경우, 합성수상하중은 계단에서 뒷부분 끝까지 거리의 85%인 용골에 작용하여야 하며 용골선에 수직으로 작용하여야 한다.

X5.5.2 선체 및 플로터가 하나인 수상기의 비대칭 착수조건 - 비대칭적인 계단식착수와 선수착수 및 선미착수는 검토되어져야 하며, 다음 조건을 고려하여야 한다.

X5.5.2.1 각 조건에서의 하중은 상방향성분과 수평성분의 합성력으로 구성되어지며, 각각 비대칭 착수조건에 부합하는 합성하중에 0.75와 0.25 tanβ로 나타내어진다.

X5.5.2.2 하중의 상방향성분의 방향 및 작용점은 대칭착수조건의 경우와 같다. 수평성분의 작용점은 상방향성분에서와 같이 세로지지대 위치와 같은 곳에 있지만 용골선과 등골선 중간지점에서 대칭면에 수직하게 내부로 향한다.

X5.5.3 플로터가 두 개인 수상기의 비대칭 착수조건 - 비대칭하중은 각 플러터의 스텝(step)에 작용하는 0.75배의 상방향하중과, X5.4의 기준에 따라 얻어지는 계단 착수하중에 하나의 플로터에 작용하는 0.25 tanβ를 곱한 수평하중으로 구성된다. 이 경우 수평하중은 상방향하중이 작용하는 곳과 같은 세로위치(longitudinal station)에서 용골선과 등골선과의 중앙대칭면에 수직이며 내부로 작용하는 것으로 한다.

X5.6 선체 및 주 플로터의 이수조건

X5.6.1 선체 또는 주 플로터의 장착부와 주익에 대해 다음 기준을 적용하여야 한다.

X5.6.1.1 주익의 양력은 영으로 가정한다.

X5.6.1.2 다음 식으로 계산되는 하중계수에 상응하는 하방향 관성력이 작용되어야 한다.

[eqn: n~`=~ {C _{TO} V _{S1} ^{```~2}} over {(tan ^{{2} over {3}} beta )( {W} over {4.448} ) ^{{1} over {3}}}]	(X5.3)

여기서:

[eqn: n] = 관성하중계수

[eqn: C _{TO}] = 0.004 (경험상의 수상기 운용계수)

[eqn: V _{S1}] = 적절한 이수위치에서 플랩을 펼친 설계이수중량에서 실속속도, knot(노트)

[eqn: beta] = 주계단위치의 밑바닥 배치 각도

[eqn: W] = 수상기의 설계이수중량, N

X5.7 선체 및 주 플로터의 바닥압력

X5.7.1 일반 - 뼈대, 격벽, 스트링거 및 바닥판을 포함한 선체 및 주 플로터의 구조는 아래에 따라 설계되어야 한다.

X5.7.2 국부압력 - 바닥판 및 스트링거 그리고 지지구조의 접합부에 대한 설계에 있어서 다음 압력분포가 적용되어야 한다.

X5.7.2.1 플레어가 없는 밑부분의 경우, 등골에서의 압력은 용골에서의 압력의 0.75배로 하며, 용골과 등골과의 사이에 압력은 그림 X5.3에 따라 선형으로 변하는 것으로 한다. 용골에서의 압력(kPa)은 다음 식에 따라 계산된다.

[eqn: P _{k} ~=~ {rm C _{2} K _{2} V _{S1} ^{2}} over {tan` beta _{k}} ` TIMES `6.895]	(X5.4)

여기서:

[eqn: P _{k}] = 용골에서의 압력, kPa

[eqn: C _{2}] = 0.00213,

[eqn: K _{2}] = 그림 X5.2에 따른 선체하중계수

[eqn: V _{S1}] = 적절한 이수위치에서 플랩을 펼친 설계이수중량에서 실속속도, knot(노트)

[eqn: beta _{k}] = 그림 X5.1에 따른, 용골의 밑바닥 배치 각도

그림 X5.1 수상기에 대한 각도, 치수, 방향의 그림 정의

그림 X5.2 선체하중계수

X5.7.2.2 플레어가 있는 밑부분의 경우, 플레어 시작점에서의 압력은 플레어가 없는 밑부분에서의 압력과 같으며, 등골과 플레어 시작점 사이의 압력은 그림 X5.3에 따라 선형으로 변화하는 것으로 한다. 압력분포는 플레어가 없는 밑부분에 대해 X5.7.2.1에서 규정한 것과 동일하며 등골에서의 압력이 다음 식에서 계산된 경우는 제외한다.

[eqn: P _{ch} `=~ {rm C _{3} K _{2} V _{S1} ^{2} it} over {tan` beta } ` TIMES `6.895]	(X5.5)

여기서:

[eqn: P _{ch}] = 등골에서의 압력, kPa

[eqn: C _{3}] = 0.0016

[eqn: K _{2}] = 그림 X5.2에 따른 선체하중계수

[eqn: V _{S1}] = 적절한 이수위치에서 플랩을 펼친 설계이수중량에서 실속속도, knot(노트)

[eqn: beta] = 적당한 위치의 밑바닥 배치 각도

주 X5.2 - 이 압력을 받는 면적은 선체 또는 부 플로터에 국부적인 높은 충격시에 발생하는 압력으로 실험하여야 한다. 단, 뼈대 또는 구조전체에 임계응력을 발생하는 부분까지 확대할 필요는 없다.

그림 X5.3 압력 분포

X5.7.3 압력분포 - 뼈대, 용골 및 등골의 구조설계에 있어서는 다음 압력분포를 적용하여야 한다.

X5.7.3.1 대칭압력은 다음 식으로 계산된다.

[eqn: P~=~ {rm C _{4} K _{2} V _{S0} ^{2} it} over {tan` beta } ` TIMES `6.895]	(X5.6)

여기서:

P = 압력, kPa

[eqn: C _{4}] = 0.078[eqn: C _{1}]([eqn: C _{1}]은 X5.4에서 계산)

[eqn: K _{2}] = 그림 X5.2에 따른 선체하중계수

[eqn: V_s0] = 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때 수상기의 실속속도, knot(노트)

[eqn: beta] = 적당한 위치의 밑바닥 배치 각도

X5.7.3.2 비대칭압력 분포는 그림 X5.3에 따라 선체 또는 주 풀로터 중심선의 한쪽에 걸리는 X5.7.3.1에 규정된 압력과 선체 또는 주 풀로터 중심선의 다른 쪽에 걸리는 압력의 1/2의 압력으로 구성된다.

X5.7.3.3 이러한 압력들은 일정하며, 선체 또는 주 플로터 바닥에 동시에 적용되어야 한다. 구해진 하중은 선체의 측벽 구조물로 전달되어야 한다. 그러나, 전단하중 및 굽힘하중으로 앞과 뒤로 전달되어서는 아니 된다.

X5.8 보조 플로터 하중

X5.8.1 일반 - 보조플로터와 보조플로터의 접합부 및 지지구조는 다음 조건에 맞게 설계되어야 한다. X5.8.2에서 X5.8.5까지의 기준에 있어서 X5.8.7에 규정된 압력보다 작지 않은 밑부분 압력을 사용하면서 과다한 국부하중이 걸리는 것을 피하기 위해 규정된 수상하중이 플로터 밑 부분에 분포될 수 있다.

X5.8.2 계단 하중 - 합성수상하중은 플로터 앞부분 끝에서 계단까지 거리의 3/4되는 지점에서 플로터 대칭면에 작용하여야 하며, 용골에 수직하여야 한다. 제한합성하중은 다음을 따라야 하지만 플로터가 완전히 물에 잠겼을 때는 제한하중 L이 배수된 물의 무게보다 3배를 넘을 필요는 없다.

[eqn: L~=~4.448` TIMES ` rm {C _{5} Vso ^{2} ( {W} over {4.448} ) ^{{2} over {3}}} over {(tan ^{{2} over {3}} beta _{s} )(1+ gamma _{y} ^{2} ) ^{{2} over {3}}}]	(X5.7)

여기서:

L = 제한하중, N

[eqn: C _{5}] = 0.0053

[eqn: V_s0] = 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때 수상기의 실속속도, knot(노트)

W = 수상기 설계착수중량, N

[eqn: beta _{s}] = 플로터 앞쪽 끝에서 계단까지 거리의 3/4위치에서의 밑바닥 배치 각도, 단, 15°보다 작을 필요는 없다.

[eqn: gamma _{y}] = 수상기의 무게중심과 롤링 선회반경에서 플로터 대칭면 사이의 횡방향 거리 비율

X5.8.3 선수하중 - 제한합성하중은 앞부분 끝에서 계단까지의 거리의 1/4 지점에서 플로터의 대칭면에 작용하여야 하며, 그 지점에서 용골접선에 수직이어야 한다. 합성하중의 크기는 X5.8.2에 규정하는 값으로 한다.

X5.8.4 비대칭 계단하중 - 합성수상하중은 X5.8.1에 규정된 하중에 0.75를 곱한 상방향하중과 X5.8.2에 규정된 하중에 0.25 tanβ를 곱한 수평하중으로 구성된다. 수평하중은 용골과 등골 사이의 중심선에서 플로터 대칭면에 수직으로 작용하여야 한다.

X5.8.5 비대칭 선수하중 - 합성수상하중은 X5.8.2에 규정하는 값에 0.75를 곱한 상방향하중과 X5.8.3에 규정된 하중에 0.25 tanβ를 곱한 수평하중으로 구성된다. 수평하중은 용골과 등골 사이의 중심선에서 대칭면에 수직으로 작용하여야 한다.

X5.8.6 수중 플로터 조건 - 합성하중은 플로터 앞부분에서 계단까지의 거리의 1/3 지점에서 플로터 단면의 중심에 작용하여야 하며, 제한하중성분(N)은 다음과 같다.

vertical(수직하중) = [eqn: rho gV]	(X5.8)

aft(후방하중) = [eqn: {C _{x} rho V ^{{2} over {3}} (KV _{S0} ) ^{2}} over {2}]

side(측방하중) = [eqn: {C _{y} rho V ^{{2} over {3}} (KV _{S0} ) ^{2}} over {2}]

여기서:

[eqn: rho] = 물의 밀도, [eqn: kg/m ^{3}]

V = 플로터 부피, [eqn: m ^{3}]

[eqn: C _{x}] = 항력계수, 0.01236

[eqn: Cy] = 측방향계수, 0.00985

K = 0.80, 단, 상용운동상태에서 플로터가 0.8[eqn: V _{S0}] 속도로 물에 잠길 수 없음이 증명된 경우에는 0.8 이하의 값을 사용한다.

[eqn: V _{s0}] = 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때 수상기의 실속속도, knot(노트)

g = 중력가속도, [eqn: m/s ^{2}]

X5.8.7 플로터 밑부분 압력 - 플로터 밑부분 압력은 공식 중의 [eqn: K _{2}]의 값이 1.0을 취할 수 있는 경우를 제외하고 X5.7의 기준에 의거 결정되어야 한다. 플로터 밑부분 압력을 결정하는데 사용되는 밑바닥 배치각도는 X5.8.2의 기준에 따른다.

X5.9 수중익 하중은 관련 시험 자료에 근거하여야 한다.

부록 X6. 임페리얼 및 메트릭 단위계

X6.1 이 기준과 관련된 단위의 변환은 다음 목록에 따른다.

길이	1 ft = 12 in. = 0.305 m

1 in. = 2.54 cm

1 m = 100 cm = 1000 mm = 39.37 in. = 3.28 ft

면적	1 ft[eqn: {} ^{2}] = 0.093 m[eqn: {} ^{2}]

1 m[eqn: {} ^{2}] = 10.76 ft[eqn: {} ^{2}]

체적	1 미국 gal = 3.78 L

1 L = 0.264 미국 gal

(1 영국 gal = 1.2 미국 gal = 4.5 L)

중량	1 lb = 0.454 kg

1 kg = 2.205 lb

압력	1 PSF = 4.88 kg/m[eqn: {} ^{2}]

1 kg/m[eqn: {} ^{2}] = 0.205 PSF

1 psi = 2.3-ft water column = 0.000 703 kg/m[eqn: {} ^{2}]

1 ksi = 1000 psi = 0.703 kg/m[eqn: {} ^{2}]

1 kg/mm[eqn: {} ^{2}] = 1.43 ksi = 1430 psi

해면상태, 표준대기의 동압

q = [eqn: {V ^{2}} over {391}] lb/ft[eqn: {} ^{2}] (속도 mph일 때)

q = [eqn: ( {V} over {14.4} ) ^{2}] kg/m[eqn: {} ^{2}] (속도 km/h일 때)

속도	1 mph = 1.61 km/h

1 knot = 1.15 mph = 1.85 km/h

1 km/h = 0.62 mph = 0.54 knots

1 fpm = 0.00508 m/s (상승율)

1 m/s = 197 FPM

중력가속도	g = 32.2 ft/s[eqn: {} ^{2}] = 9.81 m/s[eqn: {} ^{2}]

연료 비중	6 lb/U.S. gal

0.72 kg/L

부록 X7. 경량항공기 정비 매뉴얼의 양식 및 내용의 예

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4. 날개

4.1 날개 장탈

4.1.1 필수 공구: 1⁄2인치 소켓 렌치, #2 Philips 스크루드라이버, 범위 12 ~ 30인치 Jack stands

4.1.2 필요 부품: 없음

4.1.3 정비 등급: 중 정비

4.1.4 요구되는 증명: 항공정비사(주: 항공기의 복합성에 따라 이 업무는 추가 특정 작업 교육을 요구하지 않을 수도 있다. 각 제작자는 그들의 제품을 위해 이 결정을 해야 한다.)

4.2 바깥쪽 날개 덮개를 제거하시오.(FIG. 4.1)

덮개 부착 스크류를 제거하시오.(3)

플랩을 내리고 상부 고정 볼트를 제거하시오.(2)

플랩을 올리고 하부 고정 볼트를 제거하시오.(2)

라이트를 위한 전기 연결부를 확인하고 제거하시오.(FIG. 4.2)

주의 : 마스터 스위치는 전원이 차단되어야 한다.

4.3 안쪽 날개 덮개 부착 나사를 제거하시오.(15)

4.4 하부 점검창을 제거하시오.

4.5 날개탱크에서 연료를 빼시오.

4.6 날개와 동체 접합부에서 연료선을 제거하시오.(Fig 4.3)

4.7 벨크랭크에서 플랩 케이블을 제거하시오.(Fig. 4.4)

4.8 너트(1)과 볼트(1)을 제거하고 플랩을 장탈하시오, 날개와 동체 연결 접합점의 튜브를 뽑아내시오.(Fig 4.5)

4.9 플랩을 받치고 힌지 핀을 제거하시오(3), 플랩을 제거하시오.(Fig. 4.6)

4.10 그림4.7에 나와 있는 것처럼 세 개의 단단한 부분에 날개를 받치시오.

4.11 안쪽 날개 스파를 제거하시오, 동체(Fig. 4.8)에 있는 앞/뒤 스파에 볼트(2)를 부착하시오.

4.12 바깥쪽 날개 스파를 제거하고 볼트를 부착하시오.(2)

4.13 타인의 도움이나 오버헤드 호이스트를 이용하여 날개를 주의하여 제거하시오.(주 : 날개 무게는 약 80파운드이다.)

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부록 X8. 경량항공기 정비 매뉴얼에 있는 검사 절차를 위한 양식과 내용의 예

상태 검사 점검표

항공기 형식/모델:          (Super duper I)	일련번호:

엔진 형식/모델:     (Rotax 912 or 914 as appropriate)	일련번호:

검사 일자:          TT 동체:

TT 엔진 :

(특정한 항공기에 적용가능한) 연간검사와 100시간 검사에서 포함될 품목의 범위 및 세부사항

(a) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 검사 전에 모든 필요한 검사 격판덮개, 점검창, 유선형 덮개 및 카울링 등 검사에 필요한 것들을 제거하거나 개방할 것이다. 그는 오일, 배기, 다른 누유에 대한 초기 육안검사가 이루어진 후에 항공기 및 엔진을 철저히 청결하게 해야 한다.

(b) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 기체 및 외피부를 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 직물과 외피의 기능저하, 굴절, 다른 파손의 증거 및 조립품 장착에 대한 결함 또는 불안정함.

____합격____불합격 (2) 시스템 및 구성품에 대한 부적절한 장착, 외관상 결함 및 불만족스러운 작동.

(c) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 객실 및 조종실 부분을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 조종을 방해하는 불결 및 장비의 느슨함에 대한 일반사항.

____합격____불합격 (2) 좌석 및 안전벨트에 대한  불안한 상태 및 외관상 결함.

____합격____불합격 (3) 창문 및 윈드실드에 대한 기능저하 및 균열.

____합격____불합격 (4) 계기에 대한 불안한 상태, 장착, 마킹, 부적절한 작동.

____합격____불합격 (5) 비행 및 엔진 조절에 대한 부적절한 장착 및 작동.

____합격____불합격 (6) 배터리에 대한 부적절한 장착 및 충전.

____합격____불합격 (7) 모든 시스템에 대한 부적절한 장착, 불안한 일반 상태, 외견상 그리고 명백한 결함, 장착부의 불안전함.

(d) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 엔진 및 나셀을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 엔진 섹션에 대한 오일, 연료, 윤활유 등의 과다한 누유 및 그에 대한 원인.

____합격____불합격 (2) 스터드와 너트에 대한 부적절한 조임 및 명백한 결함.

____합격____불합격 (3) 엔진 내부에 대한 실린더 압축 및 여과망과 섬프 드레인 플러그에서의 금속 조각 또는 외부물질. 실린더의 누설 여부.

____합격____불합격 (4) 엔진 마운트에 대한 균열, 마운트의 느슨함, 엔진과 마운트사이의 느슨함.

____합격____불합격 (5) 유연한 진동 흡수장치에 대한 불안한 상태 및 기능저하.

____합격____불합격 (6) 엔진 조절에 대한 결함, 부적절한 움직임 및 불만족함.

____합격____불합격 (7) 선, 호스, 클램프에 대한 누유, 부적절한 상태 및 느슨함.

____합격____불합격 (8) 배기구에 대한 균열, 결함 및 부적절한 부착.

____합격____불합격 (9) 보조장비에 대한 안전장착의 외견상의 결함.

____합격____불합격 (10) 모든 시스템에 대한 부적절한 설치, 불안전한 일반 상태, 결함, 불안전한 부착.

____합격____불합격 (11) 카울링에 대한 균열 및 결함.

(e) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 착륙장치 부분을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 모든 구성부분에 대한 불안정한 상태 및 부착의 불안전.

____합격____불합격 (2) 충격 흡수 장치에 대한 부적절한 올레오 액체 등급.

____합격____불합격 (3) 연결부, 트러스 및  구성부에 대한 지나치거나 과다한 마모 피로, 굴절.

____합격____불합격 (4) 들어올림 및 고정장치부에 대한 부적절한 작동.

____합격____불합격 (5) 작동유 선에 대한 누유

____합격____불합격 (6) 전기 시스템에 대한 마찰 및 부적절한 스위치의 작동

____합격____불합격 (7) 바퀴에 대한 균열, 결함 및 베어링 상태

____합격____불합격 (8) 타이어에 대한 마모 및 금

____합격____불합격 (9) 브레이크에 대한 부적절한 조정

____합격____불합격 (10) 플로트 및 스키에 대한 불안전한 부착 및 명백하고 눈에 보이는 결함.

____합격____불합격 (F) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 불안정한 일반상태, 직물 또는 스킨 기능저하, 비틀림, 명백한 결함, 부착부의 불안전함 등에 대한 날개 및 중앙 섹션 조립품의 모든 구성품을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (g) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 철저한 꼬리날개 조립에 대한 불안정한 일반상태, 직물 또는 스킨의 기능저하, 굴절, 명백한 결함, 불안전한 부착, 부적절한 구성품 설치, 부적절한 구성품 작동에 대한 모든 구성품 및 시스템을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

(h) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 프로펠러 구성품을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 프로펠러 조립에 대한 균열, 깨진 곳, 묶음, 오일 누유.

____합격____불합격 (2) 볼트에 대한 부적절한 조임 및 불만족.

(i) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 무선 관련 구성품을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 (1) 무선 및 전기 장비에 대한 부적절한 설치 및 불안전한 장착

____합격____불합격 (2) 배선 및 선거에 대한 부적절한 절차, 불안전한 장착 및 명백한 결함

____합격____불합격 (3) 접속 및 실딩에 대한 부적절한 설치 및 불안정한 상태

____합격____불합격 (4) 꼬리 안테나를 포함하는 안테나에 대한 불안정한 상태, 불안전한 장착, 부적절한 작동

(j) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 다음의 장착된 선택 장비품을 적절한 장소에서 검사해야 한다.

____합격____불합격 선택장비 1

____합격____불합격 선택장비 2

____합격____불합격 선택장비 3

____합격____불합격 선택장비 4

(k) 연간 또는 100 시간 검사를 실행하는 각 개인은 적절한“G”에서 작동되는 설치된 ELT를 제거하고 검사해야 한다.

발견된 비감항성 품목을 기록하고 설명하시오.

부록 X9. 정적 시험 프로토콜 날개 강도 시험

X9.1 요구되는 하중 시험 - 일련의 4개의 하중시험은 수행되어져야 한다. 이 시험이 수행되는데 순서가 요구되지는 않는다.

X9.1.1 양(+)의 제한 하중 시험 - 시험이 수행된 후에, 기체는 (하중시험의 배치로 인한 활대의 휘는) 영구적인 변형이 없음을 보증하기 위해서 검사되어야 한다.

X9.1.2 양(+)의 극한 하중 시험 - 세일을 포함한 기체 시험은 최소 3초 동안 시험 하중 상태를 견딜 수 있어야 한다.

X9.1.3 음(-) 제한 하중 시험 - 시험이 수행된 후에, 기체는 영구적인 변형이 없음을 보증하기 위해서 검사되어야 한다. (하중시험의 배치로 인한 활대의 휨은 영구적인 변형을 고려하지 않는다.)

X9.1.4 음(-) 극한 하중 시험 - 세일을 포함한 기체 시험은 최소 3초 동안 시험 하중 상태를 견딜 수 있어야 한다.

Test	요구 하중배수 LF	요구 안전배수 n	설계 최대 트라이크 중량 [eqn: W _{SUSP}]	적용되는 시험 하중 = LF×n×[eqn: W _{SUSP}]
(+) 제한 하중	4.0	1.0
(+) 극한 하중	4.0	1.5
(-) 제한 하중	-2.0	1.0
(-) 극한 하중	-2.0	1.5

X9.2 적용되는 총 시험 하중의 계산

X9.3 양(+)의 하중 - 스팬 방향에서의 하중 분포는 삼각 형상을 이용하는 날개의 중심으로부터 바깥쪽으로 계산되어야 한다.(그림 X9.1 참조)

X9.3.1 스팬방향 하중의 계산 - 요구조건을 충족시키기 위하여, 날개의 양 반쪽(스팬 너비)은 5개의 동일한 영역으로 나누어진다. 표 X9.1이 완성되어야 한다.

X9.3.2 하중은 시위선 방향으로 분포되며, T/4선에 최대 하중이 위치한다. 이것은 날개뿌리에서 +20° 받음각을 갖는 날개의 하중상태와 같다. 만약 하중상태의 날개가 트라이크 장착 브라켓에 매달려 시험되는 경우에는, 요구되는 각이 얻어질 때까지 시위 방향으로 하중이 조정되어야 한다.

X9.4 음(-)의 하중 - 스팬방향에서의 하중 분포는 시위선에 비례하여 계산되어져야 한다(그림 X9.2 참조).

X9.4.1 스팬방향 하중의 계산 - 요구조건을 충족시키기 위하여, 날개의 양 반쪽은 동일한 영역으로 나누어진다. 표 X9.2가 완성되어야 한다.

X9.4.2 하중은 시위선 방향으로 분포되며, T/4선에 최대 하중이 위치한다. 이것은 음(-)의 하중일 때 날개뿌리에서 -20° 받음각을 갖는 날개의 하중상태와 같다. 하중 분포 때문에, 날개 전방이 들리는 경향이 있을 것이다. 따라서 하중시험을 하는 동안 요구되는 각도로 날개뿌리(keel)를 고정하여야 한다.

그림 X9.1 양(+)의 하중 분포

표 X9.1 양(+)의 하중시험

적용시험하중/30 : _________/30 = ___________ = Xp
시험하중을 계산하여 제3열에 기록할 것.
무게 추의 수로 환산한다.(제4열) 25 kg (55.1 lb)의 시험 추가 요구되는 시험 추와 다르다면 보다 작은 10 kg (22 lb) 또는 5 kg (11 lb)의 보조추를 사용할 수 있다.(제5열에 기록) 날개의 한쪽 절반에 적용된 하중의 합이 적용시험하중의 절반과 같은지 확인할 것.
날개영역 (1)	수식 (2)	시험하중 (3)	25 kg (55.1 lb) 무게 추 (4)	보조추 중량 (5)
1	5 × Xp
2	4 × Xp
3	3 × Xp
4	2 × Xp
5	1 × Xp
합 =_______= 적용시험하중의 절반

그림 X9.2 음(-)의 하중 분포

표 X9.2 음(-)의 하중시험

각 영역의 중앙에서 시위길이를 측정하고(그림 X9.2 참조) 제2열에 기록할 것.
날개의 한쪽 절반의 하중을 계산하라 = 적용시험하중의 절반 = [eqn: M _{g`es}] =
시험하중을 계산하여 제3열에 기록할 것.
무게 추의 수로 환산한다.(제4열) 25 kg (55.1 lb)의 시험 추가 요구되는 시험 추와 다르다면 보다 작은 10 kg (22 lb) 또는 5 kg (11 lb)의 보조추를 사용할 수 있다.(제5열에 기록) 날개의 한쪽 절반에 적용된 하중의 합이 [eqn: M _{g`es}]와 같은지 확인할 것.
날개영역 (1)	시위 Ti (2)	시험 하중 = [eqn: M _{g`es} /T _{g`es}] (3)	25 kg (55.1 lb) 무게 추 (4)	보조추 중량 (5)
1
2
3
4
5
모든 시위 길이를 합산하라. 시위(Ti)의 합 = [eqn: T _{g`es}]		날개의 한쪽 절반의 총무게