타면조종형비행기의 안전성인증 기술기준

설계 및 성능(Design and Performance)

적용범위

제2장 타면조종형비행기의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009. 9. 10.		개정 : . . .

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

용어

정의

플랩 - 움직일 수 있는 고양력 장치

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

최소 유상하중, [eqn: W _{U}] - 여기서 [eqn: W _{U}] = [eqn: W] - [eqn: W _{E}].

야간 - 저녁 황혼의 끝과 아침 여명의 시작 사이의 시간

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

안전계수: 설계 극한 하중을 결정하기 위한 제한 하중의 배수

제1종 내화성: 표준 화염에 의한 열을 최소 15 분 동안 견딜 수 있는

제2종 내화성: 표준 화염에 의한 열을 최소 5 분 동안 견딜 수 있는

약어

AOI - 항공기 운용 지침(Aircraft Operating Instructions)

AR - 가로세로비 = [eqn: b ^{2} `/`S]

b - 날개 스팬, (m)

c - 시위, (m)

CAS - 교정 대기 속도, (m/s, kts)

[eqn: C _{L}] - 양력 계수

[eqn: C _{D}] - 항력 계수

CG - 무게 중심

[eqn: C _{m}] - 모멘트 계수 ([eqn: C _{m}]는 c/4점, 양(+)의 기수 상승자세)

[eqn: C _{MO}] - 영 양력 모멘트 계수

[eqn: C _{N}] - 수직 계수

g - 중력가속도 = 9.81 [eqn: m/s ^{2}]

IAS - 지시 대기 속도, (m/s, kts)

ICAO - 국제민간항공기구

MAC - 평균 공력 시위, (m)

[eqn: n] - 하중 계수

[eqn: n _{1}] - 양의 기동 하중계수

[eqn: n_2] - 음의 기동 하중계수

[eqn: n _{3}] - 바퀴의 하중계수

P - 동력, (kW)

[eqn: rho] - 공기 밀도, ([eqn: kg/m ^{3}]) = 1.225 (표준해면대기조건에서)

[eqn: q] - 동압, ([eqn: N/m ^{2}]) = [eqn: 1`/`2 rho V ^{2}]

RC - 상승율, (m/s)

S - 날개 면적, ([eqn: m ^{2}])

V - 대기속도, (m/s, kts)

[eqn: V _{A}] - 설계 기동 속도

[eqn: V _{C}] - 설계 순항 속도

[eqn: V _{D}] - 설계 급강하 속도

[eqn: V _{DF}] - 계측된 급강하 속도, ([eqn: V _{DF}] ≤ [eqn: V _{D}])

[eqn: V _{F}] - 설계 플랩 속도

[eqn: V _{FE}] - 플랩을 내린 상태에서 허용되는 최대속도

[eqn: V _{H}] - 최대연속출력 상태의 수평비행 최대속도(표준해면대기조건에서)

[eqn: V_{N E }] - 초과금지속도, ([eqn: V _{H}]≤[eqn: V_{N E }]≤0.9[eqn: V _{DF}])

[eqn: V _{S}] - 비행기 조종가능 상태(플랩 올림)에서의 실속속도 또는 최소정상비행속도

[eqn: V _{S1}] - 특정 형태에 있어서 플랩사용 실속속도 또는 최소정상비행속도

[eqn: V _{S0}] - 플랩 착륙위치로 비행기 조종가능 상태에서의 실속속도 또는 최소정상비행속도

[eqn: V _{SP}] - 스포일러/스피드 브레이크 작동 최대 속도

[eqn: V _{R}] - 지상돌풍 속도

[eqn: V _{X}] - 최량 상승각 속도

[eqn: V _{Y}] - 최량 상승율 속도

[eqn: W _{}] - 최대이륙중량

[eqn: W _{E}] - 최대 자체중량

[eqn: W _{U}] - 최소 유상하중

[eqn: w] - 평균설계 익면하중, ([eqn: N/m ^{2}])

비행

적합성 증명

다음 각각의 요구조건은 임계하중과 무게중심을 만족하여야 한다. 특별한 규정이 없는 한, 실속속도에서부터 계측된 급강하 속도([eqn: V _{DF}]) 또는 검증된 형상의 최대 허용속도까지의 속도 범위를 고려하여야 한다.

[eqn: V _{DF}]는 [eqn: V _{D}] 보다 작거나 같다.([eqn: V _{DF}] ≤ [eqn: V _{D}])

[eqn: V _{DF}]가 [eqn: V _{D}]보다 작다면, [eqn: V_{N E }]는 0.9[eqn: V _{DF}]보다 작거나 같고 1.1[eqn: V _{C}]보다 크거나 같아야 한다.

다음의 공차는 시험비행 중 허용된다.

항 목	공 차
Weight(중 량)	+5%, -10%
Weight, when critical (중량에 의해 영향을 받는 중요한 품목)	+5%, -1%
CG(무게중심 위치)	허용범위의 7%

하중 분산 한계

최소 유상하중 요구조건

1인승 경량비행기

[eqn: W _{U} ~=~ {(845`+`3P)} over {10}]

여기서

P = 정격 엔진 출력, kW.

2인승 경량비행기

[eqn: W _{U} ~=~ {(1690`+`3P)} over {10}]

여기서

P = 정격 엔진 출력, kW.

최소 비행중량이 결정되어야 한다.

주 1 - 표준 점유 중량

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

(2) 윤활유 0.9kg/ℓ (7.5 lb/gal)

(3) 승무원 및 승객 77kg/인(170 lb/인)

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

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

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

스로틀 최대상태에서 최대 회전수는 이륙, 상승 또는  0.9[eqn: V _{H}]로 비행 시 최대 회전수를 초과하지 않아야 하며, 스로틀을 닫은 상태에서 [eqn: V_{N E }]로 활공하는 동안 최대연속 회전수의 110%를 초과하지 않아야 한다.

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

실속 속도 - 수평 실속속도 [eqn: V _{S0}]와 [eqn: V _{S}]는 최대이륙중량, 임계 CG 상태에서 스로틀을 닫고 속도 감소량을 초당 1노트 이하로 하여 실시한 시험비행으로 결정되어야 한다.

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

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

최소 등급의 활주로에서의 이륙활주 거리

적어도 1.3[eqn: V _{S1}] 이상의 상승 속도로 활주로 상공 15 m (50 ft)고도에 도달할 때까지의 거리

상승 - 최대이륙중량 조건으로 AOI에 명시된 상승을 위한 플랩위치 그리고 스로틀 완전개방 상태에서

[eqn: V _{Y}]에서의 상승률은  95 m/min (312 fpm)을 초과하여야 한다.

[eqn: V _{X}]에서의 상승구배는 1.12를 초과하여야 한다.

착륙 - 스로틀을 닫고 플랩 내림 상태에서 다음 사항이 결정되어야 한다.

고도 15 m (50 ft)에서 속도가 1.3[eqn: V _{S0}]일 때, 활주로 상공 15 m (50 ft)로부터의 착륙 거리

만약 적절한 브레이크가 장착되어 있다면, 브레이크를 사용하는 착륙 활주거리

보오크 착륙(Balked Landing) - 착륙 포기로부터 출력 적용후 5초 이내에 1.3[eqn: V _{S0}]로 1/30 이상의 최대 출력 상승구배에 도달하여야 한다. 고도 손실과 급작스런 자세변화 없이 플랩을 신속하고 안전하게 올릴 수 있다면 플랩을 올릴 수 있다.

조종성과 기동성

일반

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

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

표 1. 조종력

조종계통에 작용하는 조종력	Pitch(피치), kg (lb)	Roll(롤), kg (lb)	Yaw(요), kg (lb)
단시간 조종(2분 미만): 조종간 조종륜 방향타 페달 장시간 조종:	20 (45) 20 (45) - 2.3 (5.2)	10 (22.5) 10 (22.5) - 2.3 (5.2)	- - 40 (90) 11 (24.7)

정상운용 속도범위([eqn: V _{S0}]～[eqn: V _{FE}]) 내에서 플랩을 올리거나, 내렸을 때에도 모든 조종상태는 유지되어야 한다.

가로, 방향, 세로 조종은 [eqn: V _{S0}] 이하에서 가능하여야 한다.

세로 조종

1.3[eqn: V _{S1}]으로 정상 비행이 가능하도록 트림된 상태의 비행기로 1.1[eqn: V _{S1}]과 1.3[eqn: V _{S1}] 사이의 어떤 속도에서도 1.3[eqn: V _{S1}] 이상의 속도에 즉시 도달할 수 있도록 기수를 내릴 수 있어야 한다. 최대출력과 기수내림 피치 조작의 동시 적용 및 아이들 출력 상태에서 적용가능한 모든 형상의 비행기로 증명되어야 한다.

세로 조종력은 하중계수 증가와 함께 증가하여야 한다.

방향 조종과 가로 조종

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

1.3[eqn: V _{S1}]로 트림된 비행기, 플랩 이륙위치, 최대 이륙출력 상태에서 옆놀이 반전 개시로부터 5초 이내

1.3[eqn: V _{S0}]로 트림된 비행기, 플랩 최대작동, 엔진출력 아이들 상태에서 옆놀이 반전 개시로부터 4초 이내

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

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

정적 세로 안정성

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

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

[eqn: V _{S1}]이상의 모든 속도

검증된 형상의 최대 허용속도까지

임계출력과 CG 조합 상태

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

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

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

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

상승(적절한 플랩 사용과 최대 연속출력)

순항(플랩 올림 및 최대 연속출력의 75%)

착륙 접근 및 착륙(플랩 완전 내림 및 엔진 아이들)

트림된 정상비행으로 회복하는 동안, 비행기는

실속속도 [eqn: V _{S1}]이하로 감속되지 않아야 한다.

[eqn: V_{N E }] 또는 검증된 형상에서의 최대 허용속도를 초과하지 않아야 한다.

장주기 진동시 진폭의 감소를 증명하여야 한다.

정적 방향안정성 및 정적 가로안정성

비행기는 가로와 수직 조종장치가 고정된 상태에서 트림된 조건을 유지하여야 한다.

비행기는 다음과 같은 조건에서 양의 (+) 방향 및 가로 안정 특성을 가져야 한다. - [eqn: V _{S1}]이상의 모든 속도; 검증된 형상의 최대 허용속도까지; 임계출력과 CG 조합 상태

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

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

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

상승(적절한 플랩 사용과 최대 연속출력)

순항(플랩 올림 및 최대 연속출력의 75%)

착륙 접근 및 착륙(플랩 완전 내림 및 엔진 아이들).

동적 안정성 - 모든 진동은 적절한 속도범위([eqn: V _{S0}]에서 [eqn: V _{FE}]까지-플랩 내림- 및 [eqn: V _{S}]에서 [eqn: V _{DF}]까지-플랩 올림-) 내에서 진폭이 감소하여야 한다.

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

선회 비행 및 가속화된 실속:

선회 비행 및 가속화된 실속은 다음과 같이 양 방향으로 수행되어야 한다: 30° 균형 선회 후, 선회는 실속에 이르기까지 하여야 한다. 선회 실속 후, 추가 빗놀이가 양 방향으로 60°를 초과하지 않고 수평비행으로 회복되어야 한다. 다음에 서술한 상태 없이 수평비행으로 회복하여야 한다. - 과도한 고도침하, 나선강하 경향, 속도증가. 속도 감소율은 일정하여야 하며, 선회비행 실속에서는 초당 1노트를 초과하지 않아야 하며, 가속화된 실속에서는 점차적으로 하중계수가 증가되도록 초당 3노트에서 5노트 정도이어야 한다.

선회 비행과 가속화된 실속 모두 다음 조건에서 수행되어야 한다.

75% 최대 연속출력과 아이들 상태에서 플랩 올림

75% 최대 연속출력과 아이들 상태에서 플랩 내림(속도는 [eqn: V _{FE}]를 초과하지 않아야 함).

나선 강하:

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

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

2.1.3.5.자.(1) 또는 (2)에 추가:

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

스핀 또는 회복 중에는 과도한 조종력이 없어야 한다.

조종장치의 어떠한 사용으로도 회복불능의 스핀이 발생하지 않아야 한다.

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

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

진동 - 시험비행시 [eqn: V _{S0}]에서 [eqn: V _{DF}]까지 모든 속도에서 심한 진동(실속과 결합된 것 제외), 기체 및 조종장치의 과도한 진동, 불규칙적인 진동(그것을 유도하는 적당한 시도에 의한), 또는 조종 발산 등이 조종사에게 관찰되지 않아야 한다.

지상 조작과 안정성

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

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

구조

일 반

하중

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

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

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

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

안전계수

2.1.4.1.나.(2)에 특별한 규정이 없는 한, 극한하중 안전계수는 1.5를 사용하여야 한다.

특별한 극한하중 안전계수는 다음을 적용하여야 한다.

2.0 × 1.5 = 3.0 주조품(castings)

1.2 × 1.5 = 1.8 피팅류(fittings)

2.0 × 1.5 = 3.0 볼트 또는 핀으로 회전부에 체결된 베어링

4.45 × 1.5 = 6.67 볼 및 롤러 베어링 힌지를 제외한 조종면 힌지 베어링 로드

2.2 × 1.5 = 3.3 푸시-풀 조종계통 접합부

1.33 × 1.5 = 2 케이블 조종계통 접합부, 좌석벨트/하네스 장착시 좌석벨트/하네스 피팅류

강도 및 변형:

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

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

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

2.1.4.1.다.의 강도 및 변형 요구조건에 대한 적합성은 각 임계하중 상태에 대해 증명되어야 한다. 만일 구조가 해석적인 방법으로 안전성이 입증된 경험적 토대를 갖는다면, 구조해석으로 안전성을 입증할 수 있다. 다른 경우에는 구체적인 하중시험을 하여야 한다. 만일 설계하중 조건들이 이미 모사되었다면 구조의 비행시험을 포함한 동적시험이 허용될 수 있다.

구조의 특정부분에 대해서는 2.1.5.9에 규정된 시험을 하여야 한다.

비행 하중

일 반

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

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

대칭 비행조건

2.1.4.2.나.에서 2.1.4.2.바.까지 규정된 모든 대칭비행 상태에 대응하는 날개하중과 선형관성하중을 결정할 때에 수평꼬리날개의 적절한 평형하중은 합리적이거나 보수적인 방법으로 산출되어야 한다.

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

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

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

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

그림 1. 비행포위선도

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

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

[eqn: V _{D}]까지의 속도에서 2.1.4.2.마.(1)에 규정된 양(+)의 운동하중계수

[eqn: V _{D}]까지의 속도에서 2.1.4.2.마.(2)에 규정된 음(-)의 운동하중계수

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

[eqn: V _{C}]에서 15 m/s (49.2 ft/s)의 속도를 갖는 상승 돌풍과 하강 돌풍

[eqn: V _{D}]에서 7.5 m/s (24.6 ft/s)의 속도를 갖는 상승 돌풍과 하강 돌풍

설계 속도:

설계기동속도, [eqn: V _{A}]:

[eqn: V _{A} ``=~V _{S} ``․`` sqrt {n _{1}}]

[eqn: V _{s} ~=~ sqrt {{W} over {{1} over {2} C _{L`MAX} `S}} ,`(m/s)~=~2.484` sqrt {{W} over {C _{L`MAX} `S}} ,`(kts)]

여기서

[eqn: V _{S}] = 설계 최대중량에서 플랩 올림상태로 계산된 실속속도

[eqn: n _{1}] = 설계에 사용된 양(+)의 제한운동 하중계수

설계플랩속도, [eqn: V _{F}] - 각 착륙조건에서, [eqn: V _{F}]는 1.4[eqn: V _{S}] 또는 2.0[eqn: V _{S0}]값 중에서 큰 값보다 작지 않아야 한다. 여기서, [eqn: V _{S}]는 최대중량에서 플랩 올림 상태에서 계산된 실속속도이고, [eqn: V _{S0}]는 최대중량에서 플랩을 완전히 내린 상태에서 계산된 실속속도이다.

설계순항속도, [eqn: V _{C}] - [eqn: V _{C}](knots)는 4.77이상이어야 하고 (2) [eqn: V _{C}]는 해면고도에서 0.9[eqn: V _{H}]이하여야 한다.

설계급강하속도, [eqn: V _{D}]:

[eqn: V _{D}] = 1.4 × [eqn: V _{C``min}]

여기서

[eqn: V _{C``min}] = 요구최소순항속도

제한기동하중계수

양(+)의 제한기동하중계수 [eqn: n _{1}]은 4.0이상이어야 한다.

음(-)의 제한기동하중계수 [eqn: n _{2}]는 -2.0이하이어야 한다.

플랩 내림 상태의 하중: (가) 플랩 또는 유사한 고양력장치가 비행기에 장착된 경우, [eqn: V _{F}]속도까지의 모든 플랩 위치에서 [eqn: n _{1}]은 2.0으로 설계되어야 하고 (나) [eqn: n _{2}]는 0으로 설계되어야 한다.

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

돌풍하중계수 - 비행기는 다음과 같은 하중상태를 고려하여 설계하여야 한다.

플랩 올림 상태에서 2.1.4.2.다.(3)에 규정된 돌픙 속도,

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

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

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

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

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

후방 양력 트러스(Rear lift Truss)의 특수 조건

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

V=1.26+8.7, (kts)

W/S = 날개 하중, N/m.

사용되는 특정날개 단면에 대한 공기 역학적 자료를 사용하거나 또는 뒷전에서의 최대값과 앞전에서의 영의 값 사이의 삼각형인 시위 모양의 분포를 갖고 [eqn: C _{L}]값이 -0.8인 시위방향 풍압 분포치를 사용하여야 한다.

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

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

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

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

4-행정 엔진:

1) 5개 또는 그 이상의 실린더를 갖는 엔진은 1.33

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

2-행정 엔진:

1) 3개 또는 그 이상의 실린더를 갖는 엔진은 2

2) 2개 또는 1개의 실린더를 갖는 엔진은 각각 3 또는 6

엔진 마운트에 작용하는 측방 하중:

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

2.1.4.2.차.(1)에 규정된 측방 하중은 다른 비행조건과 독립된 것으로 간주하여도 무방하다.

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

조종면과 조종계통 하중

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

M = k․C․S․q	(1)

여기서

M = 제한 힌지모멘트

C= 힌지선 후방의 조종면 평균시위

S = 힌지선 후방의 조종면 면적

q = 38 kts 속도에 상응하는 동압

k = 지상 돌풍에 의한 제한 힌지모멘트 계수 = 0.75.

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

제한하중이 조종면에 수직으로 작용시, [eqn: n]=16,

제한하중이 힌지선 후방에서 힌지선과 평행하게 작용시, [eqn: n]=8.

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

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

수평 안정면

균형 하중

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

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

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

속도 V에서, 피치 조종면의 최대 상향 변위,

속도 V에서, 피치 조종면의 최대 하향 변위,

속도 V에서, 피치 조종면의 최대 상향 변위의 3분의 1,

속도 V에서, 피치 조종면의 최대 하향 변위의 3분의 1,

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

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

(B) 하중은 관성력에 의해 평형을 이루어야 한다.

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

플랩을 올린 상태에서 2.1.4.2.다.(3)에 규정된 돌풍 속도,

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

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

수직 안정면

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

속도 [eqn: V _{A}]에서, 양 방향 빗놀이 조종의 최대 변위.

속도 [eqn: V _{D}]에서, 양 방향 빗놀이 조종 최대 변위의 3분의 1.

돌풍 하중:

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

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

외측 수직안정판(outboard fin) 또는 윙렛(winglet)

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

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

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

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

2.1.4.5.가. 및 2.1.4.5.나.의 요잉 조건을 2.1.4.5.다.(2)의 수직 꼬리면에 적용시킬 경우, 외측 수직안정판 또는 윙렛의 단판효과를 반드시 고려해야 한다.

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

꼬리면에 대한 추가 조건

꼬리면에 대한 하중 조합(combined load)

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

꼬리면과 동체는 대칭면의 한쪽에 수평안정면 하중의 100% 그리고 반대쪽에 70%가 적용되도록 2.1.4.5.가.의 최대 대칭 기동하중에 의해 발생되는 꼬리면의 비대칭 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

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

보조날개, 날개 플랩 및 특수 장치

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

속도 V에서, 옆놀이 조종의 최대 변위.

속도 V에서, 옆놀이 조종 최대 변위의 3분의1.

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

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

지상 하중 조건

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

표 2. 기본 착륙조건

조 건	미륜식		전륜식
	수평착륙	꼬리를 내리고 착륙	수평착륙 (경사반력을 가진)	수평착륙 (전륜은 접지)	꼬리를 내리고 착륙
CG의 수직분력 CG의 전방 및 후방 분력 CG의 양방향 가로분력 완충장치 변위(고무 또는 스프링), % 타이어 변형 주륜 하중 (Vr) (양쪽 바퀴) (Dr) 미(전)륜 하중 (Vr) 하중 (Dr)	nW KnW 0 100 % 정적 (n-L)W KnW 0 0	nW 0 0 100 % 정적 (n-L)Wb/d 0 (n-L)Wa/d 0	nW KnW 0 100 % 정적 (n-L)Wa'/d' KnWa'/d' (n-L)Wb'/d' KnWb'/d'	nW KnW 0 100 % 정적 (n-L)W KnW 0 0	nW 0 0 100 % 정적 (n-L)W 0 0 0

주 1)	K = 0.25

L = 2/3 = 가정된 날개 양력 대 비행기 무게 비

[eqn: n] =  [eqn: n _{j}] + 2/3 = 하중 계수

[eqn: n _{j}] = 2.1.4.8.가.항에 따른 바퀴의 하중 계수

주 2)  착륙조건은 그림 2 참조

그림 2. 기본 착륙조건

바퀴의 하중계수 [eqn: n _{j}]는 다음과 같이 계산할 수 있다.

[eqn: n _{j} ``=~ {(h+ {d} over {3} )} over {ef TIMES d}]

여기서:

[eqn: h] = 낙하높이 (cm) = 1.32[eqn: sqrt {W/S}], [eqn: W/S] (N/m[eqn: {} ^{2}]),
하지만 [eqn: h]는 23 cm (9.1 in) 보다 커야 한다.

[eqn: d] = 전(全) 완충행정 (cm) = [eqn: d _{tire} ~+~d _{shock}]

[eqn: ef] = 완충효율

[eqn: ef TIMES d] = 0.5 × [eqn: d], 타이어와 고무 또는 스프링 완충장치 또는
= 0.5 × [eqn: d _{tire}] + 0.65 × [eqn: d _{shock}], 유압식 완충장치

[eqn: n _{j}]가 3.33보다 크면, 모든 집중된 중량(엔진, 연료탱크, 탑승자 좌석, 밸러스트 등)은 4보다 큰 [eqn: n _{j}] + 0.67 = [eqn: n]의 제한 착륙 하중계수에 대하여 입증되어야 한다.

예비 에너지 고도 ([eqn: hr~=`1.44h])에서의 낙하 시험을 통해 1.5 보다 더 낮은 계수를 사용할 수 있음이 입증되지 않는 한 통상의 극한 하중 계수 1.5가 이러한 조건들에 적용된다. 완충장치가 고속 에너지 완충방식일 경우, 극한하중은 제한하중에 보수적인 예비 에너지 계수 1.2를 곱한 값이다.

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

그림 3. 측면 하중조건

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

그림 4. 브레이크 롤(braked roll) 조건

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

그림 5. 뒷바퀴에 대한 보충 조건

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

그림 6. 앞바퀴에 대한 보충 조건

2.1.4.8.가.(4)에서부터 2.1.4.8.가.(7)까지의 조건에서, 완충장치와 타이어는 정적 위치에 있는 것으로 가정한다.

수상 하중 조건

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

비상착륙 조건

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

[eqn: n] = 3 up(상방),

[eqn: n] = 9 (n = 10, 엔진) forward(전방),

[eqn: n] = 1.5 lateral(측방).

기타 하중

타이-다운 위치 : 타이-다운 위치는 타이-다운된 비행기가 개방된 장소에서 받을 수 있는 최대 풍속을 고려하여 설계하여야 한다. 2.1.4.3.사.에 따른 최소 [eqn: V _{R}]은 38 kts이다.

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

단일 중량에 대한 하중 : 비행기 장비의 일부분인 모든 단일 중량의 장착 수단은 2.1.4.10의 비상 착륙 조건을 포함한 확증된 비행 및 지상 하중에 의해 야기되는 최대 설계하중 계수에 상응하는 하중을 견디도록 설계되어야 한다.

설계 및 제작

일반 - 비행기의 안전운항에 중요한 부품과 세부설계내역은 시험으로 그 안전성을 입증해야 한다.

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

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

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

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

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

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

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

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

조종실

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

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

동력장치

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

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

연료 계통

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

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

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

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

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

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

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

연료배관은 적절히 지지되고 진동과 마모로부터 보호되어야 한다.

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

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

윤활 계통 - 엔진에 윤활 계통이 포함되어 있다면, 윤활계통은 다음을 만족하여야 한다.

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

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

흡입 계통 - 엔진 공기 흡입계통은 기화기 결빙의 잠재성을 최소화하도록 설계되어야 한다.

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

두께 0.46 mm (0.018 in.) 이상의 스텐레스 스틸

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

2.1.6.6.가. 또는 2.1.6.6.나.의 재료와 동등한 기능의 대체 재료

장비 요구조건

장비 : 최소한 다음에 열거된 계기 및 장비를 장착하여야 한다.

비행 및 항법 계기

속도계

고도계

나침반

동력장치 계기

연료 유량계 (투명 튜브와 반투명한 연료탱크가 포함된다)

엔진회전계 (RPM)

엔진 “이그니션” 스위치

엔진 제작사가 요구하는 엔진 계기

무선설비

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

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

기타 장비

전기계통에는 퓨즈 또는 회로차단기와 같은 과부하 보호 장치가 장착되어야 한다.

전기 배선은 각 회로의 부하를 고려하여 그 굵기를 선정하여야 한다.

배터리는 모든 적용 가능한 관성력에 견딜 수 있도록 장착되어야 한다.

배터리 용기는 비행기의 외부로 통기되어야 한다.(2.1.5.5 참조)

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

항공기 운용 지침(AOI)

각 비행기는 항공기 운용 지침이 있어야 한다. AOI는 특정한 비행기에 적용시 다음에 열거된 제목과 이와 관련된 정보를 포함하여야 며, 다음과 같은 순서대로 목록을 만들어야 한다. 모든 비행속도는 교정 대기속도(CAS)로 기술되어야 하고 모든 규격과 운영제한은 관련 설계기준에 의해 결정되어야 한다.

일반 정보

비행기 및 각 계통 명세

엔진

프로펠러

사용연료 및 연료용량

오일

운용 중량 및 하중 (탑승자, 수화물, 연료, 밸러스트)

운용 한계

최대 이륙중량에서 실속속도([eqn: V _{S}] 및 [eqn: V _{S0}])

플랩 내림 속도 범위([eqn: V _{S0}]에서 [eqn: V _{FE}]까지)

최대 기동속도([eqn: V _{A}])

초과금지 속도([eqn: V_{N E }])

측풍 및 풍속 한계

운용 고도

하중 계수

금지 기동

중량 및 평형

장착장비 목록

무게중심(CG) 범위 및 위치

성능

이륙 및 착륙 거리

상승율

순항 속도

RPM

연료 소모량

비상 절차

정상 절차 - 다음에 기술된 운용 절차와 취급 요령이 제공되어야 한다.

비행 전 점검

엔진 시동

활주

정상 이륙

최량 상승각 속도 ([eqn: V _{X}])

최량 상승율 속도 ([eqn: V _{Y}])

순항

착륙접근

정상 착륙

단거리 이․착륙 절차

보오크 착륙(balked landing) 절차

실속, 스핀 및 그 밖의 유용한 정보

지상 취급

연료, 오일, 냉각수 보급

견인 및 타이-다운 지침

플래카드 및 표시

속도계 범위 표시

계기판 위의 운용 한계 표시(해당시)

승객에 대한 경고 : “이 비행기는 경량항공기 기술기준에 따라 제작되었으며 표준 감항 요구조건을 만족하지 않음”

“고의적인 스핀 금지”(해당시)

기타 플래카드 및 표시

보충 정보

통상적인 비행 절차

운용 권고

요구장비(Required Equipment)

이 절은 제2장 2.1.7에 따른다

품질보증(Quality Assurance)

적용범위

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

약어

AOI-항공기 운용 지침

QAM-품질보증매뉴얼 : 문서화된 품질보증프로그램

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

QAR-품질보증기록 : 각각의 타면조종형비행기 생산에 관련된 품질보증기록물

품질보증프로그램

타면조종형비행기 제작자는 이 기준에 따라 품질보증 프로그램을 개발하여야 한다.

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

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

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

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

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

제품 수락절차에 의한 해당 최종검사 기록, 점검 및 시험문서

제작자 적합성확인서 복사본

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

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

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

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

기술 및 제품

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

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

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

부품 목록

공정 흐름

구성품과 조립품 도면,

제작지침과 규격

치구 및 게이지 도면

항공기 운용 지침

정비매뉴얼

품질보증 매뉴얼

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

품질보증 검사

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

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

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

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

제품 수락

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

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

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

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

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

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

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

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

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

엔진 점검 - 엔진점검과 절차는 다음사항을 확인하여야 한다.;

- 엔진의 적절한 장착 상태

- 모든 엔진 작동유의 적절한 유지관리

- 눈에 보이는 연료, 오일, 냉각수의 누유가 없어야 하며,

- 프로펠러의 장착과 피치 조절이 적절해야 하며,

- 필요하다면, 시운전시 엔진성능에 맞게 조절되며,

- 회전계는 제작자가 명기한 운용한계내에서 아이들 회전수와 최대 정적회전수를 지시하고,

- 엔진계기가 적절한 기능을 하고,

- 점화시스템이 적절한 기능을 하고,

- 흡기 가열 시스템이 적절한 기능을 해야한다.

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

비행전 검사 - 다음사항을 확인해야 한다.

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

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

- 항공기 운용지침에 따라 항공기 순회 검사를 완료한다.

지상활주 시험 - 지상점검을 완료한 후 지상활주 시험은 확인되어야 한다.

브레이크 기능

착륙장치의 트래킹과 방향전환

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

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

- 이륙 활주로의 바람, 외기온도, 압력고도

- 착륙거리가 제작자가 명기한 기준에 맞는지 확인

- 상승률이 제작자가 명기한 기준을  초과하거나 맞는지 확인

- 모든 비행형태에서  비행조종장치가 적절히 반응하는지

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

- 비정상적인 성능이나 조작특성이 없는지 확인

- 적절한 엔진 운용 온도 확인

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

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

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

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

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

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

품질보증 책임과 의무 부여

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

제품수락시험(Production Acceptance Tests)

이 절은 제2장 2.3.6에 따른다

항공기 운용지침 (Aircraft Operating Instructions)

이 절은 제2장 2.1.8에 따른다.

정비, 정비매뉴얼 및 기록유지
(Maintenance and Inspection Procedures)

적용범위

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

용어

정의

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

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

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

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

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

제작자 - 경량항공기나 그 구성품의 제작에 관계하는 사람

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

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

항공기 정비 매뉴얼

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

구성 - 정비 매뉴얼에는 다음의 구성을 갖는다.

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

장비 목록

부속 구매처

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

엔진 규격

중량과 균형 정보

타이어 팽창 압력

승인 오일 및 용량

권고되는 토크 값

일반적인 안전 정보

검사/정비 중 발견된 보고 가능한 비행안전 관련사항에 대한 지침

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

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

날개 (고정익, 회전익, 팽창식)

꼬리날개 (또는 cart)

착륙 장치

구조상 조종면, 예를 들면, 엘리베이터(해당되면)

엔진 - 항공기 엔진의 정비, 수리, 오버홀을 위한 설명 및 지침

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

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

프로펠러 - 프로펠러의 정비 및 수리에 설명 및 지침

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

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

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

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

구조 수리 - 제작자와 추가 상담 없이 허가되는 구조 수리의 설명

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

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

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

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

작업을 수행하기 위한 추천 특정 공구,

작업을 수행하기 위한 필요 부품

정비 유형, 예를 들면, 현장정비, 중 정비, 또는 오버홀

작업을 수행하기 위한 필요 인가 등급

작업을 수행하기 위한 필요 세부 지침 및 도표

작업이 적절히 수행되었는지를 확인하기 위한 시험/검사 방법

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

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

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

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

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

현장정비, 수리, 개조

현장정비에 포함되는 사항

100시간 검사

연간 상태 검사

액체류 서비스

정비 매뉴얼이 제공하는 지침에 대한 다음 사항들의 제거 및 교체

연료 펌프

배터리

계기, 스위치, 라이트 및 전기차단기

시동기 또는 발전기 또는 교류발전기

배기 다기관 또는 머플러

바퀴와 브레이크 조립품

프로펠러

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

호스 및 선

세일

비상낙하산 시스템

플로트

스키

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

직물, 금속, 또는 복합재료 비구조 구성품에서의 구멍에 대한 패치

균열 중단 천공

정비 매뉴얼에서 특정 지침이 제공되는 다음 사항에 대한 개조

통신용 라디오, 트랜스폰더, GPS 및 안테나의 설치

스트로브 라이트 시스템의 설치

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

중 정비, 수리, 개조

경량항공기 중 정비 작업에는 다음을 포함 한다.

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

엔진 오버홀 또는 새 엔진의 장착을 위해 엔진 장탈 및 재장착

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

주 조종 케이블/구성품

착륙 장치 집합품

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

조종면의 재도색

구조부 수리

항공기를 덮고 있는 도프 도료 및 직물의 복구

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

스키의 최초 장착

새로운 추가 피토관 정압 계기의 장착

오버홀

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

오버홀이 수행되는 대표적인 구성품

엔진

기화기/연료 분사 계통

시동기/교류발전기/발전기

계기

대 수리 및 개조

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

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

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

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

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

특정 작업 교육

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

특정작업 교육의 예는 다음을 포함 한다.

엔진 제작자 중 정비 또는 오버홀 과정, 또는 둘 다

항공기 외피 과정

패러슈트 제작자 수리 과정

항공기 제작 과정

안전 지침

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

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

작업을 수행하는데 필요한 공구 목록

작업을 수행하는데 필요한 부품의 목록

정비 유형, 예를 들면, 현장정비, 중정비, 오버홀

작업을 수행하는데 필요한 증명 등급

작업을 수행하는데 필요한 세부 지침 및 도표

작업이 적절히 수행되었는지를 확인하기 위한 시험/검사 방법

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

지속 감항성(Continued Airworthiness)

적용범위

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

운용자 목록 문서

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

제작자 책임

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

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

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

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

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

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

연간 및 100시간 검사 품목에 관한 지침.

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

안전 지시

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

제작자는 안전 지시가 발행될 때, 즉각 국토해양부, 교통안전공단, 소유자 및 운영자에게 사본을 제공하여야 한다.

기술 회보

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

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

문서 보존 및 접근

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

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

키트조립지침
(Manufactures Assembly Instrunctions, Kit builders only)

적용범위

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

용어

정의

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

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

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

필요 항목

키트 조립 지침은 적어도 다음의 정보를 포함하여야 한다.

개정판

키트 조립 지침 이용을 위한 소개 및 지침

목록표

안전 개요

적용 가능한 표준 및 규격

전문용어

요구되는 구매자 능력 및 책임

요구되는 장비 및 환경 조건

부품 목록

조립 작업

최종 조립 검사

시험비행 절차

추가 요구사항

주 1 - 필요 정보는 단독의 책으로 제공되어 질 수 있다.

개정판

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

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

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

안전 요약

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

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

적용 가능한 표준

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

요구되는 구매자 능력 및 책임

구매자 기술과 교육:

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

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

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

필수 장비 및 환경 조건

필수 장비 및 부품

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

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

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

부품표

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

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

조립 작업

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

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

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

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

최종 조립 검사

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

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

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

국토해양부 문서와 인가 - 키트 조립 지침은 국토해양부로부터 모든 필수 등록, 검사 및 인가를 취득하는데 필요한 제작자 문서를 제공하여야 한다.

비행 시험 절차

비행 시험 목적 - 키트 조립 지침은 성공적인 작업의 확인에 필요한 모든 특정 비행시험 목적을 규정하여야 한다.

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

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