체중이동형비행기의 안전성인증 기술기준

설계 및 성능(Design and Performance)

적용범위

제3장 체중이동형비행기의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009. 9. 10.		개정 : . . .

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

용어

정의 - 항공기 중량

설계 최대 중량 - 항공기의 설계 최대 중량([eqn: W _{MAX}])은 날개중량([eqn: W _{WING}])과 설계 최대 트라이크 중량([eqn: W _{SUSP}])의 합과 같아야 한다.

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

주 1 - 표준 점유 중량

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

(2) 윤활유 0.9kg/ℓ (7.5 lb/gal)

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

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

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)_

C - 섭씨

CAS - 교정대기속도(calibrated air speed)

cm - 센티미터

daN - 10 뉴튼(힘의 단위)

F - 화씨

Hg - 수은(주)

IAS - 지시대기속도(indicated air speed)

in. - 인치

ISA - 국제표준대기(international standard atmosphere)

kg - 킬로그램

kt(s) - 시간당 해상마일(1 해상마일 = 1852 m/s)

lb - 파운드 (1파운드 = 0.4539 킬로그램)

m - 미터

mb - 밀리바

N - 뉴튼

psi - 1제곱인치당 파운즈(계기압력)

s - 초

SI - 국제표준 단위

[eqn: V_{ A}] - 기동 속도(최대 또는 갑작스러운 조종 움직임이 허용되는 최대 속도)

[eqn: V_{ C}] - 순항 속도

[eqn: V _{DF}] - 증명된 수직 급강하 속도

[eqn: V _{H}] - 직진 수평 최대 속도

- 초과 금지 속도

[eqn: V _{S0}] - 착륙 형상에서의 실속 속도 또는 최소 속도

[eqn: V _{S1}] - 특정 형상에서의 실속 속도 또는 최소 속도

[eqn: V _{X}] - 최대 상승각 속도

[eqn: V _{Y}] - 최대 상승률 속도

[eqn: V _{T}] - 최대 활공기 견인 속도

[eqn: W _{MAX}] - 최대 설계 중량

[eqn: W _{SC}] - 체중이동형비행기

비행 요구조건

적합성 증명

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

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

단지 이 시험의 목적을 위하여, [eqn: V _{DF}] 또는 [eqn: V _{S1}]을 규정할 때, 피치 제어 간격 또는 한계를 확장하기 위한 목적으로 항공기는 개조 될 수 있다.

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

상승 성능 요구조건은 표준조건 또는 더 악조건에서도 충족되어야 한다.

성능 일반

착륙 형상에서의 실속속도

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

쓰로틀이 닫힌 상태에서 엔진 아이들

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

최대 이륙 중량

착륙 형상에서의 트림조정

[eqn: V _{S0}]는 다음 절차에 따라 시험비행에 의해 결정되어야 한다.

[eqn: V _{S0}]에 2.6 m/s (5 kts)을 더한 속도보다 적지 않은 속도에서의 엔진 동력 아이들 상태

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

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

실속상태 및 실속 회복 중, 또는

만일 조종한계에 도달하기 전에 실속이 발생하지 않는 경우, [eqn: V _{S0}]까지 감속하고[eqn: V _{S0}]에 2.6 m/s (5 kts)를 더한 속도까지 가속하는 동안

조종한계를 벗어난 실속속도([eqn: V _{S1}])

항공기가 실속 전 조종한계가 [eqn: V _{S1}]에 도달하는 경우, 그 상태에서 조종한계 이내에서의 실속속도([eqn: V _{S1}])가 결정되어야 한다. [eqn: V _{S1}]은 다음을 고려하여 규정되어야 한다.

3.1.3.2 가의 (2)에서 규정한 착륙형상에서의 항공기를 비롯하여 이 시험의 목적을 위해 항공기는 개조될 수 있으며, 그것은 3.1.3.2 가의 (2)의 세부적인 절차에 따라 비행할 때, 항공기가 실속되는데 필요한 정도로 기수 상승(nose up pitch) 조종 범위를 확장하는데 한정한다.

3.1.3.2 가의 (2)의 절차에 따라 결정된 가 항공기가 실속되는 속도이며, 이 경우 [eqn: V _{S1}]은 와 같다.

최소 상승 성능

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

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

시험비행시 [eqn: V _{S0}]에서 [eqn: V _{DF}]까지 모든 속도에서 심한 진동(실속과 결합된 것 제외), 잠재적으로 유해한 버펫팅, 기체 및 조종장치 진동, 플러터(그것을 유도하는 시도에 의한), 또는 조종 발산 등이 조종사에게 관찰되지 않아야 한다.

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

[eqn: V _{H}] - 수평직진비행에서 최대 지속가능 속도

[eqn: V _{H}]는 수평비행 시 다음을 고려하여 수립되어야 한다.

최대 지속가능 엔진동력

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

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

조종성 및 기동성

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

최대 이륙 출력에서의 이륙

상승

수평비행

하강비행

동력이 있는 상태에서의 착륙 또는 동력정지 상태에서의 착륙

급작스러운 엔진고장 상태

선회

[eqn: V _{S0}]와 사이에서의 속도 변경

초과 금지 속도까지 급강하

세로 조종

[eqn: V _{S0}]의 1.1배 속도로 출발해서 기수를 내려 4초 이내에 [eqn: V _{S0}]의 1.3배의 속도에 도달해야 한다.

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

가로 조종

적절한 조종을 통하여, 정상 30° 경사회전을 하면서 반대방향으로 30° 경사회전까지 반전시킬 수 있어야 한다. [eqn: V _{S0}]의 1.3배의 속도에서, 이것은 5초 이내에 양 방향의 반전이 이루어져야 한다.

가로 조종력은 조종장치의 증가된 이동에 따라 역진해서는 아니 된다.

트림 속도 - 모든 엔진출력과 가능한 모든 위치의 행 포인트에서, 세로방향 트림 속도는 [eqn: V _{S0}]의 1.3배와 의 0.909배 사이 범위에 위치해야 한다.

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

안정성

세로 안정성

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

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

키놀이 시험 - 행 포인트(hang point)에 관한 날개 피칭 모멘트 시험은 영 양력각 +15° 부터 영 양력각 10°까지의 받음각 범위에서 [eqn: V _{S0}]×0.866의 속도로 실시되어야 한다. 날개의 수평비행(트림)각은 영 양력 받음각 이상에서 존재해야 하고, (+) 피칭 모멘트는 수평비행(트림)각 이하에서 존재해야 한다. 또는 만약 수평비행(트림)이 이 시험범위 이내에서 확인되지 않는다면, 날개는 규정된 받음각 범위를 통하여 (+) 피칭 모멘트를 증명할 수 있어야 한다.

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

구조 요구조건

강도 요구조건

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

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

설계 요구조건의 이행

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

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

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

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

파손의 경우, 지속적인 비행안전 및 항공기 착륙을 불가능하게 하거나 탑승자에게 심각한 상해를 초래하는 주조물 및 베어링의 경우	3

다른 주조물 및 베어링의 경우	2

케이블의 경우	2

무릅 벨트 및 어깨 하네스의 경우	2

실제 하중을 적용하거나 가상 시험되는 제한 및 극한 시험에 의해 강도가 증명되지 않는 피팅 및 시스템 연결부의 경우	1.73

설계 속도

선택된 설계 대기속도는 교정대기속도(CAS)이다.

기동 속도 [eqn: V _{A}] - 기동속도([eqn: V _{A}])는 [eqn: V _{S1}]의 2배와 같거나 그 이상이어야 한다.

는 [eqn: V _{DF}]의 0.9배 보다 커서는 아니 된다.

[eqn: V _{DF}]는 [eqn: V _{A}]의 1.11배나 [eqn: V _{DMAX}]의 1.11배 중 더 적은 것 보다 같거나 그 이상이어야 한다.

비행 하중

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

+ 4.0

- 2.0

만약 [eqn: V _{A}]가 [eqn: V _{S1}]의 2배 이상이라면, 최소 (+) 제한 하중 배수는  [eqn: (V _{ A}/V _{ S1}) ^{ 2}]의 값과 같아야 한다. (-) 하중 제한 배수는  2.0보다 커야 할 필요는 없다.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

표 1 조종력

조종	조종력, kg(lb)	힘 적용 방식
피치	68.0(150)	조종간을 앞뒤로
롤	31.7(70)	조종간을 좌우로
방향조종을 위한 발 조종	90.7(200)	한쪽 페달에 적용압력
쓰로틀 및 제동을 위한 발 조종	45.4(100)	조종을 앞으로
각종 이차 조종	22.7(50)	조종 레버를 앞뒤로

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

조종사 조종력

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

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

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

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

지상 하중

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

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

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

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

어떤 점에서

[eqn: W _{MAX}] = kg 단위로 규정된 설계 최대 중량

S = [eqn: m^{ 2}] 단위로 규정된 날개 면적

그런 경우

규정된 수직 속도 = 0.9 ·[eqn: (W _{MAX} /S) ^{1/4}] m/s

규정된 낙하 높이 = 4.1 ·[eqn: (W _{ MAX}/S) ^{ 1/2}] cm

어떤 점에서

[eqn: W _{MAX}] = lb 단위로 규정된 설계 최대 중량

S = [eqn: ft ^{ 2}] 단위로 규정된 날개 면적

그런 경우

규정된 수직 속도 = 4.4 ·[eqn: (W _{MAX} /S) ^{1/4}] ft/s

규정된 낙하 높이 = 3.6·[eqn: (W _{ MAX}/S) ^{ 1/2}] in

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

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

위쪽으로 :   3.0 g.

전방으로 :   6.0 g.

측면으로 :   1.5 g.

아래쪽으로 : 4.5 g.

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

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

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

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

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

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

설계 및 구조 요구조건

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

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

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

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

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

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

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

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

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

마스트가 손상되는 경우에도, [eqn: W _{SUSP}](설계 최대 삼륜차 중량)의 3배인 최소 극한 강도를 가진 마스트 안전 장치는 마스트 아래로 날개와 동체의 연결이 가능해야 한다.

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

조종

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

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

탑승자 행동제한

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

3.1.4.8 가 ~ 라에서 규정한 비상 착륙 상황에서 기술한, 관성력에 따른 조종사의 행동제한이 가능하도록 무릎 벨트는 각 탑승자에게 제공되어야 한다.

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

표시 및 플래카드

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

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

동력장치

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

연료 계통

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

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

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

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

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

연료 계통으로부터 수분 및 찌꺼기들을 제거하는 방법이 있어야 한다.

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

연료선은 진동 및 마모로부터 지지되고 보호되어야 한다.

고온부에 위치한 연료선은 제2종 내화성(기술기준) 또는 제1종 내화성(기술기준) 덮개로 보호되어야 한다.

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

오일 계통

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

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

오일 통기공(배출구)은 착빙에 의한 폐쇄에 견딜 수 있어야 한다.

통기공의 오일 거품이 위험의 원인이 되어서는 아니 된다.

흡입 계통 - 엔진 공기 흡입 계통은 기화기 착빙의 가능성을 최소화 할 수 있도록 설계되어야 한다. 방화 - 만약 엔진이 완벽하게 밀폐되어 있다면, 그것은 방화벽이나 덮개에 의해 항공기의 나머지 부분으로부터 격리되어야 한다. 액체, 가스 또는 불꽃이나 항공기로 들어오는 모든 것으로부터 예방될 수 있도록 실용적으로 제작되어야 한다. 다음 재질 중 하나의 이용은 별도의 시험 없이 사용 가능해야 한다.

두께가 0.038 cm (0.015 in.)보다 작지 않은 스테인리스강

두께가 0.046 cm (0.018 in.)보다 작지 않은 연철

가 또는 나와 동등한 보호의 기능이 증명된 대체 재질

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

장비 요구조건

장비 : 최소한 다음에 열거된 계기 및 장비를 장착하여야 한다.

비행 및 항법 계기

속도계

고도계

나침반

동력장치 계기

연료 유량계 (투명 튜브와 반투명한 연료탱크가 포함된다)

엔진회전계 (RPM)

엔진 “이그니션” 스위치

엔진 제작사가 요구하는 엔진 계기

무선설비

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

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

기타 장비

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

전기 배선은 각 회로의 부하에 맞는 크기이어야 한다.

배터리 설치는 모든 적용 가능한 관성 하중에 견딜 수 있어야 한다.

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

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

만약 최대연속수평속도([eqn: V _{H}])가 기동속도([eqn: V _{A}])보다 작지 않고, 초과금지속도([eqn: V _{N E }])보다 작다면, 대기속도지시기는 조종사가 제한 속도를 준수할 수 있도록 제공되어야 한다.

운용 제한사항

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

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

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

요구장비(Requested Requirements)

이 절은 제3장 3.1.7에 따른다.

품질보증(Quality Assurance)

적용범위

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

자재와 제작

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

구성품 관리절차

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

이 항은 구매 담당자에게 적절한 자재를 구매하는데 필요한 모든정보를 제공한다.

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

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

자재, 공정 또는 구성품 증명서는 참고하기 위해 보관해야 한다.

검사

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

문서화된 절차에는 구매한 구성품을 검사하는 체계가 있어야 한다.

문서화된 절차에는 완성된 생산품이 납품 전 검사되는 체계가 있어야 한다.

부적합품은 다음에 따라 식별되고 판정을 위한 평가가 이루어 져야한다

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

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

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

제품수락시험(Production Acceptance Tests)

적용범위

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

제품수락시험, 지상시험

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

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

제품수락시험, 비행시험

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

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

비행 후 수락

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

검토자는 모든 비행 후 검토 문서에 서명하여야 한다.

문서

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

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

항공기 운용지침 (Aircraft Operating Instructions)

적용범위

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

약어

AOI—항공기 운용 지침 (Aircraft Operating Instructions)

FTS—비행 훈련 부록 (Flight Training Supplement)

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

정보 요구조건

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

정보판—한글 또는 영어로, 제작사가 발행한 제1종 내화성 정보판이 해당 항공기의 잘 보이는 위치에 영구적으로 부착되어야 하며, 해당 항공기의 예상 수명 기간 동안 가독성을 유지하도록 설계되어야 한다. 이 정보판은 강철로 제작돼야 하며 판 위에 다음의 필수 정보를 인장 또는 각인으로 표시하여야 한다.

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

이름과 제작사, 제작사의 도시명, 주명 및 국가명 포함.

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

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

항공기 운용 지침 (AOI: Aircraft Operating Instructions)

각각의 경량항공기는 다음의 내용을 포함하는 항공기 운용 지침을 포함하여야 한다:

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

체중이동형 항공기에 대해 다음의 추가 정보가 필요시 AOI에 제공되어야 한다:

항공기 속도 - 시간당 마일로 표시된 최대 및 최소 속도.

항공기 무게 - 최대 및 최소 항공기 비행 총중량..

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

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

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

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

정비 및 검사 절차 (MIP)

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

비행교범

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

제조사의 적합성확인서

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

정비, 정비매뉴얼 및 기록유지
(Maintenance and Inspection Procedures)

이 절은 제2장 2.6에 따른다.

지속 감항성(Continued Airworthiness)

이 절은 제2장 2.7에 따른다.

키트조립지침
(Manufactures Assembly Instrunctions, Kit builders only)

이 절은 제2장 2.8에 따른다.