경량헬리콥터의 안전성인증 기술기준

설계 및 성능(Design and Performance)

적용범위

제4장 경량헬리콥터의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009. 9. 10.		개정 : . . .

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

용어

약어

C - 섭씨

CAS - 교정대기속도

cm - 센티미터

F - 화씨

IAS - 지시대기속도

in. - 인치

kg - 킬로그램

knots - 시간당 해상마일(1 해상마일 = 1852 m/s)

m - 미터

s - 초

[eqn: V _{DF}] - 입증된 수직 급강하 속도

[eqn: V _{H}] - 직진 수평 최대 속도

- 초과 금지 속도

[eqn: V _{Y}] - 최대 상승률 속도

비행

일반

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

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

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

중량한계

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

최대중량은 다음의 어느 것보다 커서는 아니 된다.

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

2) 이 장의 기준에서 모든 비행 요구조건에 적합성이 입증된 최대중량

최대중량은 다음의 각 중량의 합보다 작아서는 아니 된다.

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

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

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

최소중량은 다음의 각 중량의 합을 초과해서는 안 된다.

1) 4.1.3.1라.에 따라 결정된 자중

2) 77kg으로 가정된 조종사의 중량

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

표준 점유 중량

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

윤활유 0.9kg/ℓ (7.5 lb/gal)

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

구조가 입증된 한계

해당 비행조건에 적합성이 입증된 한계

자중과 이에 해당하는 중심위치

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

고정 밸러스트

4.1.6.3다.에 의하여 결정된 사용할 수 없는 연료

다음을 포함한 모든 작동 유체

1) 윤활유

2) 경량헬리콥터 시스템을 정상 운용하기 위해 필요한 다른 유체

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

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

주회전익의 회전속도 및 피치한계

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

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

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

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

주회전익 고피치 멈춤을 적절하게 설정할 것.

주회전익이 위험한 저회전속도로 되지 아니하는 경량헬리콥터의 고유의 특성을 가질 것.

조종자에게 위험한 주회전익 속도를 알리는 적절한 방법을 설정할 것.

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

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

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

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

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

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

경고는 헬리콥터 고유의 공기역학 특성에 의하거나 장치에 의하여 전달되어야 한다.

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

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

성능

일반

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

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

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

이륙

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

특별한 조종기술이나 특별히 양호한 제반 상태를 요구하여서는 아니 된다.

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

(1)에의 모든 고도와 중량범위를 만족해야 한다.

상승

정상 상승률은 최대연속출력 상태에서 다음과 같은 조건에서 결정되어야 한다.

입증을 하고자 하는 속도

표준 해면상태에서 입증을 하고자 하는 고도

입증을 하고자 하는 중량 및 온도

활강 성능

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

최대 중량일 것.

제작자가 적합성 입증 시 선정한 회전익 회전속도일 것

최소운용속도에서의 성능

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

이륙출력

헬리콥터가 정상적인 이륙조작을 하는 고도에서 지면효과를 받고 있는 조건

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

착륙

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

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

동력차단 상태에서의 진입 및 착륙.

진입 및 착륙은 정상 자동회전비행으로부터 이루어져야 한다.

제한고도-속도 포위선

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

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

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

동력장치의 고장상태는 완전자동회전비행의 경우로 한다.

비행 특성

일반 : 경량헬리콥터는 다음의 조건에 적합하여야 한다.

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

보통 예상되는 운용고도와 온도

입증을 발급받고자 하는 중량 및 중심위치의 범위 내에서 모든 불리한 하중조건

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

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

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

조종성 및 기동성

경량헬리콥터는 다음의 상태에서 안전한 조종성 및 기동성을 가져야 한다.

정상비행중

다음의 상태를 포함하여, 해당 형식에 상응하는 모든 기동중

1) 이륙

2) 상승

3) 수평비행

4) 선회비행

5) 활공

6) 착륙(동력연결 및 동력차단)

7) 자동회전진입 이행에서부터 동력연결 비행으로의 회복

싸이클릭 조종(Cyclic Control)은 다음 상태의 [eqn: V_"NE"]에서 충분한 롤(옆놀이) 및 피치(키놀이) 조종을 가할 수 있도록 여유가 있어야 한다.

최대로 불리한 중량에 있을 때

최대로 불리한 중심위치에 있을 때

한계 회전속도에 있을 때

동력차단 및 동력연결 상태에 있을 때

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

최대로 불리한 중량에 있을 때

최대로 불리한 중심위치에 있을 때

한계 회전속도에 있을 때

표준해수면 상태의 고도로부터 착륙과 이륙에 대해 입증을 받고자 하는 최대고도까지.

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

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

4.1.9.2나.(3)하에서 [eqn: V_"NE"](동력차단)가 입증된 헬리콥터에 대한 적합성은 임계중량, 임계무게중심과 임계 로터회전수에서 다음 사항에 따라 입증되어야 한다.

동력중의 [eqn: V_"NE"]에서 마지막 작동엔진이 부작동된 후에 헬리콥터는 조종사의 특별한 기술없이 안전하게 [eqn: V_"NE"](동력차단)로 감소되어야 한다.

1.1 [eqn: V_"NE"](동력차단)의 속도에서 동력차단시 싸이클릭 조종은 충분한 롤 및 피치제어가 가능하도록 여유가 있어야 한다.

비행 조종

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

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

트림 제어

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

조종력 곡선의 구배에 부당한 불연속을 가져오는 일이 있어서는 아니 된다.

안정성

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

정적 종안전성

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

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

4.1.3.3사(4)에 규정된 기동 중에, 종방향 조종장치의 위치 대비 속도 곡선의 기울기는 음(-)의 조작이 조종장치 전체 작동거리의 10% 이하인 경우 규정된 속도범위 내에서 음의 값이 될 수도 있다.

정적 종안전성의 입증

상승. 정적종안정은 다음의 조건에서 0.85[eqn: V_Y]에서부터 1.2[eqn: V_Y]까지의 속도로 상승하는 상태에서 입증되어야 한다.

임계중량

임계무게중심

최대연속출력

경량헬리콥터가 [eqn: V_Y]에서 트림된 상태

순항. 정적종안정은 다음의 조건에서 0.7[eqn: V _{H}]와 0.7[eqn: V_"NE"]중 작은 쪽의 속도에서부터 1.1[eqn: V _{H}]와 1.1[eqn: V_"NE"]중 작은 쪽의 속도까지 순항하는 상태에서 입증하여야 한다.

임계중량

임계무게중심

0.9[eqn: V _{H}]와 0.9[eqn: V_"NE"]중 작은 쪽의 속도로 수평비행하기 위한 출력

경량헬리콥터가 0.9[eqn: V _{H}]와 0.9[eqn: V_"NE"]중에서 작은 쪽의 속도에서 트림된 상태

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

임계중량

임계무게중심

무동력비행(Power-Off) 상태

경량헬리콥터가 전술한 속도범위에서 안정이 입증될 수 있는 적절한 속도에서 트림된 상태

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

임계중량

임계무게중심

지면효과를 받으며 개략적으로 일정한 고도를 유지하기에 필요한 출력의 상태

헬리콥터가 제자리비행에 대하여 트림된 상태

정적 방향안전성

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

지상 및 수상 조종특성

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

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

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

기타 비행 요건

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

구조 강도

일반

하중

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

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

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

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

강도 및 변형

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

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

정적시험에서 극한하중을 적어도 3초간 구조물을 가하거나, 혹은

부하의 실제의 상태에 모의한 동적시험

강도의 증명

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

강도요건을 만족함의 입증은 다음의 시험에 대하여 이루어져야 한다.

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

조종면 및 조종장치에 대한 제한하중시험

조종계통 작동시험

비행응력 측정시험

착륙장치 낙하시험

기타 새로운 설계 혹은 특수한 설계에 대하여는 필요하다고 인정되는 추가시험

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

설계최대중량

엔진의 작동시 및 부작동시의 주회전익의 회전속도범위

(2)에 규정된 회전속도범위에석 각각의 주로터 회전수에 대응하는 최대전진속도

최대후진속도 및 최대횡진속도

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

동력장치와 이에 연결된 회전부분과의 회전속도비

양 및 음의 제한 기동 하중계수

비행 하중

일반

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

비행하중에 관한 조건은 다음의 조건에 적합하여야 한다.

설계최소중량과 설계최대중량 사이의 모든 중량

경량헬리콥터의 비행교범의 운용한계 내에서 예상되는 모든 하중분포

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

양의 제한하중계수 3.5 및 음의 제한하중계수 -1.0 또는

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

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

선정치가 설계최대중량에서 설계최소중량 사이의 보든 중량상태에서 적절한 것일 것.

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

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

요잉 상태

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

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

최대 주회전익 회전속도

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

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

횡활각 또는 90° 중에서 더 작은 요잉각도에 도달한다.

방향 조종장치를 신속히 중립위치로 조작한다.

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

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

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

(2)(나)와 (3)(나)의 횡활각을 속도와 함께 변화시킨다.

방향조종장치를 신속히 중립 위치로 조작한다.

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

엔진	2행정			4행정
실린더	1	2	3이상	2	3	4	5이상
계수	6	3	2	4	3	2	1.33

조종면 및 조종계통 하중

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

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

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

페달 60㎏(130lb)

조종간 전방 및 후방 45㎏(100lb) 횡방향 30㎏(67lb)

비틀음 조종방식 36.28R ㎝-㎏(80R inch-lb)

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

서로 반대의 방향으로 조작하는 경우

서로 같은 방향으로 조작하는 경우

지상과의 간격 : 미부 회전익 보호장치

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

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

보호장치에 걸리는 설계하중을 설정하여야 한다.

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

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

지상 하중

일반

하중과 평형

착륙상태에서의 제한지상하중은 기체구조가 강체로서 작용하는 경우에 발생하는 외력이라고 생각하여야 한다.

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

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

착륙상태에서의 조건

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

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

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

지상하중상태 - 스키드식 착륙장치

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

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

탄성스프링 부재는 제한하중에서 항복하여도 무방하다.

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

1) 4.1.5.4나.에 규정하는 값은 1.5배 낙하높이로 한다.

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

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

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

2) 지면반력은 스키드 밑부분에 합리적으로 분포되는 것으로 한다.

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

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

수직반력과 수직반력의 50%에 해당하는 수평항력이 동시에 접지점에 작용한다.

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

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

수직지면반력은 다음과 같은 것으로 한다.

1) 수직지면반력은 (2)에 규정하는 수직하중과 같다.

2) 하중은 양쪽의 스키드에 똑같이 작용한다.

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

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

불평형 모우멘트는 회전 관성력과 평형되는 것으로 한다.

스키드에 대해서는 다음의 사항을 고려하여야 한다.

1) 안쪽으로 횡하중이 작용하는 경우

2) 바깥쪽으로 횡하중이 작용하는 경우

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

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

불평형 모우멘트는 회전 관성력과 평형되는 것으로 한다.

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

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

1) 최대중량의 1.33배에 해당하는 지면반력

2) 지면반력은 양쪽 스키드에 똑같이 배분되는 것으로 한다.

3) 지면반력은 스키드의 직선 부분의 최전방 끝에 집중시킨다.

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

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

1) 스키드 및 그 기체의 부착부에 대하여 작용한다.

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

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

다음의 상방향 하중상태

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

1.33P의 수직하중이 페데스탈 베어링에 작용하는 것으로 한다.

0.35Pn의 횡하중이 기체의 중심선에 직각인 수평면에서 페데스탈 베어링에 작용하는 것으로 한다.

0.4P(㎏.m) [(1.33P(lb-ft)]의 토크 하중이 페데스탈 베어링 중심선을 지나는 수직축 주위의 스키에 작용하는 것으로 한다.

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

다음의 상방향 하중상태

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

가.(1)에 규정하는 수직하중과 그의 0.25배의 후방향 하중이 동시에 작용하는 것으로 한다.

다음의 횡하중상태

가.(1)에 규정한 전체 수직하중의 0.75배의 수직하중이 각 플로트에 똑같이 작용하는 것으로 한다.

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

주요 구조 부분

주회전익 구조

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

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

가장 불리한 비행하중

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

주회전익의 구조부분은 다음의 하중에 대하여 설계되어야 한다.

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

보통의 운용상태에서 예상되는 가장 불리한 하중

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

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

1) 주회전익에 전달될 수 있는 양 및 음의 최대 토크

2) 4.1.4.2바.에 규정되는 엔진 제한 토크

제한 토크는 회전익의 블레이드에 합리적으로 분포시켜야 한다.

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

비상착륙상태

일반

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

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

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

탑승자는 주위 구조에 대하여 다음의 극한 관성력을 받는 것으로 한다.

1) 상방 4g

2) 전방 16g

3) 횡방향 8g

4) 하방 20g

5) 후방 1.5g

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

상방향 - 1.5g

전방 - 4.0g

측방 - 2.0g

하방 - 4.0g

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

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

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

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

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

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

피로 평가

비행하중을 받는 구조의 피로평가

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

평가방법은 승인된 방법이어야 한다.

피로 파손을 일으킬 위치를 결정해야 한다.

다음의 사항을 결정함에 있어서는 비행중의 측정결과를 고려하여야 한다.

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

2) 1)의 하중 또는 응력에 대한 고도의 영향

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

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

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

설계 및 제작

일반

설계

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

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

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

경험 또는 시험에 의하여 입증되어야 하며

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

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

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

훼스너

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

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

구조의 보호

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

풍화

부식

마모

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

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

정기적 점검

적절한 조립 및 기능을 위한 조정 또는

윤활

장착방법 및 탈착방법

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

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

실제의 강도가 불확실한 부재

정규의 부품 교환이전에 운용중 약화될 우려가 있는 부재

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

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

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

피팅

고착 방법

연결 부위에 대한 면압

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

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

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

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

회전익

회전익 블레이드의 통기 및 배수

회전익 블레이드는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

블레이드의 내부압력을 통기하는 방법을 강구하여야 한다.

블레이드 배수구를 설치하여야 한다.

블레이드의 내부에 물이 고이지 않도록 설계하여야 한다.

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

중량 평형

회전익 시스템 및 블레이드는

과도한 진동을 방지하고 또한

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

질량 밸런스 장비에 대하여 강도의 입증을 하여야 한다.

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

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

조종계통

일반

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

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

주조종장치

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

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

스토퍼

모든 조종계통에는 조종자의 조작범위를 확실하게 제한하는 스토퍼를 설치하여야 한다.

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

마모

헐거움 또는

지나친 조임 조정

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

모든 주회전익 블레이드에는

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

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

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

고정장치가 작동하고 있는 경우에 조종사에게 명확한 경보를 주는 방법 및

비행중에 고정장치가 작동하는 것을 방지하는 방법

정적제한하중시험

조종계통은 다음 조건에서 제한하중조건에 적합함을 시험에 의하여 입증하여야 한다.

시험하중은 조종계통에서 가장 가혹한 하중을 발생하는 방향으로 작용시킬 것.

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

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

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

재밍

지나친 마찰 및

과도한 변형

조종계통의 각 부분

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

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

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

케이블 계통은 다음의 조건에 적합하도록 설계하여야 한다.

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

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

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

도르래의 종류 및 치수는 사용하는 케이블에 적합한 것이어야 한다.

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

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

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

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

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

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

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

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

착륙장치

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

제한낙하시험 : 제한낙하시험은 아래의 방법에 따라서 행하여야 한다.

낙하높이는

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

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

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

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

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

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

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

부양장치 및 수상기체(Hull)

주 플로우트의 부력

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

단일 플로우트의 경우 50%

이중 플로우트의 경우 60%

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

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

승객, 승무원 및 화물을 위한 설비

승무원실

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

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

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

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

승무원실은 경량헬리콥터의 안전운용상 충분히 넓고 명료하며 바른 시계를 갖고,

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

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

승무원실 내의 조종장치 및 조작장치

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

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

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

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

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

출입구의 문

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

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

좌석, 안전벨트 및 어깨끈

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

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

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

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

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

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

좌석트랙은 좌석이 트랙으로부터 미끄럼을 방지하기 위해 스토퍼를 갖추어야 한다.

화물실 및 짐칸

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

4.1.4.7의 비상착륙조건에서 화물실 및 짐칸은 4.1.4.7에 규정된 상태 그리고 가장 불리한 적재 분포 조건에서의 최대 인가화물 및 짐의 중량을 지지할 수 있도록 충분한 강도를 지녀야 한다.

비상탈출구

조종실은 탑승자들이 비상상황에서 방해받지 않고 신속하게 탈출할 있도록 설계되어야 한다.

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

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

화재방지

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

재료는 빛 반사가 적어야 한다.

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

방화벽의 객실측의 면에 사용되는 소재는 불화성 소재이어야 한다.

화물실 및 짐칸의 내부

화물실은 적어도 내화성 재료를 사용해야 한다.

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

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

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

전기적 접착

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

경량헬리콥터를 지상급유장비에 전기적 연결 장치가 준비되어야 한다..

난방계통

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

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

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

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

동력장치

일반

장착

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

각 동력장치

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

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

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

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

엔진의 진동

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

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

회전익 구동시스템의 어떠한 부분도 과도한 진동을 받지 않도록 하여야 한다.

회전익 구동계통

설계

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

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

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

회전익구동시스템 및 조종기구의 시험

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

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

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

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

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

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

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

추가시험

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

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

축시스템의 위험회전속도

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

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

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

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

연료계통

일반

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

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

연료유량

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

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

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

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

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

연료탱크 일반

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

유연성 있는 연료탱크 라이너는 인증된 것을 사용해야 한다.

일체형 연료탱크는 내부검사 및 수리가 용이하도록 적절한 설비를 갖추어야 한다.

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

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

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

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

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

연료탱크의 장착

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

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

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

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

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

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

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

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

연료탱크의 섬프

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

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

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

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

연료탱크의 연료주입구

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

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

연료탱크 통기구와 기화기 통기구

각 연료탱크는 팽창공간의 윗부분으로부터 통기함으로써 모든 정상 운용중에 효과적으로 환기가 되어야 한다. 각 통기구는 얼음이나 다른 이물질에 의하여 막힐 가능성을 최소화해야 한다.

통기구계통은 착륙, 지상운용 또는 생존비행 중 롤오버 상황발생 시에 통기구를 통한 누설된 연료가 착화원인으로 작용하는것을 최소화되도록 설계해야 한다.

연료 여과기

연료탱크 출구나 혼합기 입구에는 연료 여과기가 있어야 한다. 이러한 여과기는

엔진 연료 계통 기능을 손상시키지 않는다는 것을 보장 할 수 있어야 한다.

여과기의 청소 및 연료 배출을 위해 쉽게 접근할 수 있어야 한다.

모든 연료탱크의 출구에는 여과기가 있어야 하며, 이러한 여과기는

4.1.6.1나. 규정에 의한 엔진의 일부로 승인된 연료여과기에 대해서는 (1) 및 (2)의 규정을 적용하지 않는다.

연료계통 구성부분

연료펌프 : 경량헬리콥터에 장착된 엔진제작사에서 추천하는 연료펌프를 사용하여야한다. .

연료계통의 배관과 피팅

연료배관은 과도한 진동을 받지 않도록 더구나 연료의 압력 및 가속도가 있는 비행상태에 의해 받는 하중 등에 견디어 낼 수 있도록 장비하고 지지하여야 한다.

상호 상대운동을 할 염려가 있는 기체부에 연결되는 연료배관은 유연성을 가져야 한다.

내압 또는 축 방향의 힘이 가해지는 연료배관중의 유연성 피팅은 유연성 호스 모두개를 사용하여야 한다.

유연성 호스는 승인을 받은 것이거나 특별한 사용에 있어 적합함이 입증된 것이어야 한다.

부주의한 밸브 차단조작을 방지할 수 있는 방안이 강구되야 하고, 차단된 후에 비행 중 승무원이 재개할 수 있어야 한다.

엔진화재로 인한 어떠한 경우에 대해서도 차단밸브와 조작장치는 제대로 기능하도록 설계, 배치되고 보호되어야 한다.

연료밸브

각 엔진에 공급되는 연료를 개별적으로 확실하고 신속하게 차단시키는 연료밸브를 구비하여야 한다.

밸브의 조작장치는 승무원이 용이하게 손에 닿는 범위내에 있어야 한다.

2개 이상의 연료탱크를 가질 경우에는 각 탱크의 연료를 개별적으로 공급할 수 있는 것이어야 한다.

연료밸브는 방화벽의 엔진 측에 장치해서는 아니 된다.

연료탱크 전환밸브 조작장치는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

전환밸브 조작장치를 ‘OFF위치’로 하기위해서는 구분되고 명료한 조작이 요구된다.

연료탱크 전환밸브 조작장치는 한 연료탱크에서 다른 탱크로 전환할 때 조작장치가 ‘OFF’위치를 통과하지 못하도록 위치시켜야 한다.

연료계통의 배출구

경량헬리콥터가 정상의 지상자세에 있을 때 각 연료계통의 최저부에 전 계통의 연료를 완전히 배출할 수 있도록 적어도 하나 이상의 근접하기 쉬운 배출구를 구비하여야 한다.

(1)에 규정된 각 배출구는 다음의 규정에 적합하여야 한다.

경량헬리콥터의 어떠한 부분에도 연료가 닿지 않게 배출하여야 한다.

수동 또는 자동으로 배출밸브를 폐위치로 확실히 잠궈지는 것일 것.

용이하게 근접할 수 있고 개폐 될 수 있을 것.

윤활 계통

엔진 : 일반

각 엔진이 연속운전이 보장되는 최고온도를 초과하지 않는 온도로서 적당한 양의 윤활유를 엔진에 공급할 수 있는 독립된 윤활계통을 갖추어야 한다.

모든 윤활 계통은 비행기의 내구성을 위해 충분히 사용할 수 있는 양을 갖고 있어야 한다.

오일 탱크

모든 오일 탱크는 탱크하중이 집중하지 못하도록 지지되어야 한다. 또 다음의 규정에 적합해야 한다.

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

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

운용중에 받는 모든 진동, 관성력 및 오일하중을 견딜 수 있어야 한다.

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

오일레벨은 카울링 부품을 제거한다든지(오일탱크 덮개를 제외하고) 다른 도구를 사용하지 않고 쉽게 검사할 수 있어야 한다.

만일 오일 탱크가 객실 또는 승무원실에 장착되어 있다면 증기와 오일차폐로 고립되도록 하여 경량헬리콥터 밖으로 배수되고 환기시켜야 한다.

만일 오일 탱크가 엔진실내에 있다면 오일 탱크는 내화성 재료로 만들어야 한다.

오일 탱크 시험 : 오일 탱크는 파손 또는 누설이 발생되지 않도록 다음의 압력을 견딜 수 있어야 한다.

탱크벽이 기체구조부재로 지지되지 않는 보통의 금속제 탱크, 비금속제 탱크에 있어서는 35 kPa의 압력을 가한다.

일체형 탱크에는 경량헬리콥터가 오일 만재상태로 최대 제한가속도 및 임계제한구조하중을 동시에 받을 때의 압력을 가한다.

탱크벽이 기체구조부재에 부착되는 비금속 탱크에는 탱크 지지구조가 모사된 상태에서 14 kPa의 압력을 가한다. 또한 지지구조는 비행 중 발생하는 임계하중 또는 가속에 기인한 오일 압력하중과 연계된 착륙강도를 견디도록 설계되어야 한다..

4.1.6.1-나 규정에 의한 엔진의 일부로 승인된 오일 탱크에 대해서는 (1), (2) 및 (3)의 규정을 적용하지 않는다.

오일 배관 및 피팅

오일 배관은 연료계통 배관 요구조건 4.1.6.4 나.에 따른다.

통기구 배관 : 통기구 배관은 다음의 사항에 적합해야 한다.

결빙되어 배관을 막을 수 있는 응축된 수증기나 오일이 배관내 모든 위치에서 축적되지 않아야 한다.

통기구 출구는 오일이 포말상태로 배출되더라도 화재를 일으킬 위험이 없도록 배치되어 있어야 한다.

통기구는 오일이 엔진의 흡기계통으로 배출되지 않도록 하여야 한다.

통기구의 출구는 얼음이나 외부물질에 의해 폐쇄되지 않도록 보호되어야 한다.

오일 여과기 및 필터

오일 여과기 및 필터는 여과기나 필터가 완전히 폐쇄되었을 경우에도 계통내의 나머지 부분에는 정상적인 유량의 윤활유가 흐를 수 있도록 제작, 장비되어야 한다.

4.1.6.1-나 규정에 의한 엔진의 일부로 승인된 윤활유 여과기 및 필터에 대해서는 (1)의 규정을 적용하지 않는다.

윤활 계통의 배출구 : 윤활 계통에는 안전하게 배출할 수 있는 배출구가 있어야 하고, 모든 배출구는 다음 규정에 적합해야 한다.

접근 가능해야 한다.

닫힘 위치에서는 확실하게 차단하는 것이 가능한 수동 또는 자동차단 방법이 있어야 한다.

동력전달장치 및 기어박스

변속기 및 기어박스를 위한 가압식 윤활계통은 4.1.6.5나., 4.1.6.5다., 4.1.6.5라., 4.1.6.5바. 및 4.1.7.2사.항의 요구조건에 적합하여야 한다.

가압식 윤활 계통은 모든 윤활유가 지나는 곳에 오일 여과기 또는 필터를 장착하여야 하며 다음을 충족하여야 한다.

윤활유로부터 변속기 및 구동시스템 구성품에 손상을 입히거나 또는 윤활유 흐름을 위태로운 정도까지 방해하는 모든 오염물을 제거할 수 있도록 설계되어야 한다.

우회로 입구 또는 그 앞에서 여과기 또는 여과기상의 오염원의 축적을 알려주는 (2)(다)와 같은 장치가 구비되어 있어야 한다.

다음에 만족하도록 제조되고 장치된 우회로를 장착하고 있어야 한다.

1) 윤활유는 여과기 또는 필터가 완전히 막혔을 때도 나머지 계통에 정상적으로 흘러야 한다.

2) 모여진 오염원이 방출되어 우회로 흐름 통로에 쌓이지 않도록 보조관을 적절히 배치하여야 한다.

회전익 구동시스템 및 회전익 구동시스템의 구성품에 윤활유를 공급해 주는 각 윤활 탱크 또는 섬프 출구의 경우 출구에서부터 이 절의 (2)항에 의해 요구되는 필터 쪽으로의 윤활유 흐름을 방해할 수 있는 임의의 물질이 윤활계통 쪽으로 들어가지 않도록 하는 차폐망이 있어야 한다. 이 절의 (2)항의 요구조건은 윤활 탱크 또는 섬프 출구에 장착된 차폐망에는 적용되지 않는다.

회전익 구동시스템 기어박스를 위한 분사식(스플레쉬) 형태의 윤활계통은 4.1.6.5바.  및 4.1.7.2사.(4)항에 적합하여야 한다.

냉각

일반

동력장치의 냉각 계통은 적합성 입증이 필요한 치명적인 비행운용 상태에 있을 때 정상작동 정지 후에 동력장치의 온도를 설정된 온도한계 내에 유지시켜야 한다. 여기서 동력장치 부품은 최소한 엔진, 로터 구동시스템 부품, 보조동력장치 부품 및 이러한 부품에 사용되는 냉각액 또는 윤활유를 말한다.

동력장치 냉각계통의 적합성 이행은 이 절에 기술되어 있는 조건하에서 시험으로 입증하여야 한다.

냉각시험

4.1.6.6가.(2)에 규정하는 시험은 다음의 규정에 적합하여야 한다.

시험은 (2)에 규정하는 최대 주위대기온도와 다른 경우 동력장치의 실측온도를 (3) 및 (4)에 규정하는 방식으로 보정하여야 한다. 그러나 보다 합리적인 보정방법으로 행한 경우는 예외로 한다.

(1)(가)에 의해 결정된 보정온도는 허용 최고 안전치를 초과해서는 아니 된다.

냉각시험중 사용하는 연료는 해당 엔진에 대하여 승인된 최저등급의 것으로 하고, 그 혼합비는 정상 가동중의 것이어야 한다.

시험방법은4.1.6.6다.의 규정에 의한다.

최대주위대기온도. 해면상태에 대응하는 최대 주위대기온도는 적어도 38℃(100℉)로 한다.

보정 계수(실린더배럴은 제외). 보다 합리적인 보정을 할 경우가 아니면 온도한계가 정해진 엔진 유체 및 동력장치 구성부품(실린더 배럴 제외)의 온도는 최고대기온도와의 냉각시험 중 최초에 구성부품 또는 액체의 최고온도가 기록된 때의 대기 온도와의 차를 더해서 보정해야 한다.

실린더 배럴의 온도보정. 실린더 배럴의 온도는 최대 주위대기온도와 냉각시험 중 최초로 그 최고온도가 기록된 때의 대기온도와의 차에 0.7을 곱한 온도를 더하여 보정한다.

냉각시험 절차

각 비행상태에서의 냉각시험은 다음에 규정하는 조건에서 행하여야 한다.

냉각이 가장 불리한 형태.

냉각이 가장 불리한 비행상태 하에서.

온도안정 : 냉각시험 중에 온도가 안정하다는 것을 1분간의 온도변화가 1℃(1.8°F) 보다 작은 것을 말한다. 구성부분과 엔진 냉각액의 온도안정은 다음의 규정에 따른다.

다음과 같은 각 경량헬리콥터 및 각 비행단계.

1) 시험하기 위한 비행단계로 들어가기 시작한 때부터 온도가 안정화 되어야 한다.

2) 시험을 하고자 하는 비행단계로 들어가기 시작한 때의 온도가 안정하지 않은 경우는 이 시험단계에 들어가기 전에 시험단계로 들어가는 모든 운용을 행하여서 시험 개시에는 보통온도에 도달하여야 한다.

이륙 비행단계 동안 각 경량헬리콥터는 이륙출력으로 상승을 하기 전의 온도가 안정될 때까지 제자리비행을 하여야 한다.

시험기간 : 각 시험단계에서의 시험은 다음의 상태까지 계속되어야 한다.

온도가 안정될 때까지 또는 적절한 시험조건으로 최고온도 도달 후 5분 까지

해당 비행단계가 완료될 때까지

운용한계에 도달할 때까지

냉각액 계통(수냉)

설치

각 수냉식 엔진은 아래의 규정을 만족하는 독립된 냉각장치(냉각액 탱크를 포함하여)를 가져야 한다.

각 냉각액 탱크는 탱크의 하중이 탱크의 각 표면적에 고루 분포되도록 지지되어야 한다.

마모를 방지하기 위하여 탱크와 그 지지대 사이에는 패드가 있어야 한다. 패드는 비 흡수성이거나 가연성 액체의 흡수를 막을 수 있도록 처리된 것이어야 한다.

팽창탱크의 경우를 제외하고는 냉각장치의 어떤 부분에도 냉각액 주입 중 또는 작동 중에 공기나 증기가 축적되어서는 안 된다.

냉각액 탱크

각 냉각액 탱크는 운용 중 받을 수 있는 진동과 관성 또한 냉각액의 하중을 견딜 수 있어야 한다.

각 냉각액 탱크는 전체 냉각장치 용량의 10%이상의 팽창 여유 공간을 가져야 한다.

팽창 여유 공간은 정상 지상자세에서 부주의하게 채워지는 것이 불가능하도록 되어 있어야 한다.

4.1.6.1-나 규정에 의한 엔진의 일부로 승인된 냉각액 탱크에 대해서는 (1) 및 (2)의 규정을 적용하지 않는다.

냉각액 탱크의 시험 : 냉각액 탱크는 경량헬리콥터에 장착된 엔진제작사의 운용지침을 따른다.

흡기 계통

공기 흡입계통

엔진의 공기흡입계통은 입증에서 요구되는 운용상태 하에서 엔진에 필요한 공기를 공급할 수 있는 것이어야 한다.

흡기계통의 공기흡입구는 역화가 일어날 수도 있기 때문에 카울링의 바깥에 두어야 한다.

흡기계통에 연료가 축적될 경우 그 계통의 연료를 다음의 규정에 의하여 배출하도록 배출구를 갖추어야 한다.

연료가 기체에 닿지 말 것.

배기화염의 통로로 배출하지 말 것.

흡기계통의 빙결방지

엔진의 흡기계통에는 방빙 또는 제빙의 방법이 있어야 한다.

4.1.6.1나. 규정에 의한 엔진의 일부로 승인된 흡기계통에 대해서는 (1)의 규정을 적용하지 않는다.

배기 계통

일반 : 4.1.6.1나. 규정에 의한 엔진의 일부로 승인되지 않은 배기계통에 대하여는 다음에 적합하여야 한다.

다기관과 파이프의 열팽창에 대한 대책이 있어야 한다.

국부적인 열점에 대한 대책이 있어야 한다.

배기는 엔진 공기흡입구, 연료계통 구성부품 및 배출구에 닿지 않도록 배출하여야 한다.

가연성 유체 또는 가스가 발화하기 쉬운 고온의 표면을 가진 배기계통 부분을 통과할 때 시스템으로 누출된 가연성유체 또는 가스는 차단판을 포함한 배기계통에 닿아 화재가 발생하지 않도록 배치하거나 차단하여야 한다.

각 배기 열교환기는 내부파손이 될 경우 배기공의 막힘을 방지하는 대책이 있어야 한다.

배기관 : 배기관은 경량헬리콥터에 장착된 엔진제작사의 운용지침에 따른다.

동력장치 제어 및 보기

동력장치의 조작장치 : 일반

동력장치의 조작장치의 위치 및 배치는 4.1.5.6라.의 규정에 적합하여야 하고 표시에 관해서는 4.1.9.3아.의 기준에 적합하여야 한다.

유연성 동력장치 조작장치는 승인된 것이라야 한다.

조작장치는 다음과 상관없이 고정상태를  유지할 수 있어야 한다.

계속적인 주의

조작하중 또는 진동에 의하여 서서히 움직이는 경향

승무원실에 배치된 동력장치의 밸브조작장치는 다음 규정에 적합하여야 한다.

수동 작동밸브는 확실한 스토퍼나 연료밸브의 경우 적절한 열림 또는 닫힘의 표시를 하여야 한다.

동력 작동밸브에 있어서는 밸브가 다음의 상태에 있을 때 승무원에게 그것을 알리는 장치가 있어야 한다.

1) 완전히 열림 또는 닫힘 위치에 있을 때

2) 완전히 열림, 완전히 닫힘 위치 사이를 이동하고 있을 때

엔진 조작장치

출력, 추력 또는 과급기 제어장치는 엔진과 과급기를 확실하고 신속하게 제어할 수 있는 방법이 있어야 한다.

출력과 추력의 제어장치에 연료차단장치가 함께 있다면 조작 장치는 연료의 차단위치로 부주의하게 움직여지는 것을 방지하는 장치를 가지고 있어야 한다. 그 장치는 다음과 같아야 한다.

완속 위치에서 확실하게 차단 또는 정지위치를 가져야 한다.

그 조작 장치를 차단위치로 움직이게 하기 위해서는 개별적이고 명확한 조작이 필요하도록 한다.

점화 스위치

모든 점화 회로는 독립적이어야 하며, 점화를 위해서는 점화스위치 이외의 다른 스위치는 필요하지 않다.

점화스위치는 부주위로인해 운용되지 않도록 설계되어야 한다.

점화스위치를 다른 회로를 위한 마스터스위치로 사용되어서는 안 된다.

혼합기 조작계통 : 혼합기 조작계통을 희박(lean)상태 또는 잠금(shut-off)상태로 나누어 조작할 수 있어야 한다.

회전익 브레이크 조작장치

회전익브레이크 조작장치는 비행중에 부주의한 조작에 의해 작동되지 말아야 한다.

이륙 전에 회전익브레이크가 완전히 해제되지 않는 경우에는 그 상태를 승무원에게 경고하는 장치를 설치하여야 한다.

동력장치 보기

엔진에 장착된 각 보기는 다음 사항들을 만족해야 한다.

엔진을 만족스럽게 고정해야 한다.

장착 시 엔진의 부착부분을 이용해야 한다.

엔진에 장착된 보기는 엔진의 윤활유 계통, 및 기타 보기류 계통의 오염으로부터 보호될 수 있도록 밀봉되어야 한다.

아크나 스파크를 일으키는 전기 장비품은 가연성 유체와의 접촉을 가능한 한 줄일 수 있도록 장비해야 한다.

다른 방법이 강구되지 않는다면, 변속기 구성부품과 회전익 구동시스템에 있는 보기 드라이브에 토크제한장치를 장착하여 과도한 보기 하중으로 인한 파괴를 방지해야 한다.

엔진 점화계통

엔진 점화계통은 경량헬리콥터에 장착된 엔진제작사의 운용지침을 따른다.

전기계통의 불량으로 인해 엔진의 점화에 필요한 전지가 연속방전하고 있는 경우에 승무원에게 경고하는 장치가 있어야 한다.

동력장치의 방화설비

배관, 연결부, 구성부품

하기 (2)에 규정된 것을 제외하고 엔진이 화재를 일으켰을 때 영향을 받는 구역 내에서 가연성 유체가스 또는 공기를 통하는 구성부품, 배관 및 피팅은 불연성이어야 한다. 단, 엔진의 일부에 있어서 엔진에 부착된 가연성 유체탱크 및 그 지지구조는 화재에 의해 내화성을 가지지 않는 부분이 손상해도 가연성 유체가 누출되거나 넘치지 않는 경우를 제외하고 내화성 재료로 제작 또는 내화성 재료로 싸여져야 한다. 구성부품은 누출된 가연성유체가 발화해도 보호될 수 있도록 감싸주거나 배치해야 한다. 유연성 호스 어셈블리(호스 및 단말접속)는 사용에 적합한 규격의 것이어야 한다. 피스톤 엔진에 장비된 5리터 미만의 일체형 윤활유 섬프는 내화성 재료로 제작할 필요도 없고 내화성 재료로 감쌀 필요도 없다.

4.1.6.1나. 규정에 의한 엔진의 일부로 승인된 배관 및 피팅에 대해서는 (1)의 규정을 적용하지 않는다.

가연성유체

각 연료탱크는 방화벽 또는 격벽에 의해 엔진과 격리되어야 한다.

가연성유체 또는 가스를 포함하는 계통의 일부를 이루는 탱크 또는 저장통은 방화벽 또는 격벽으로 엔진과 격리되어야 한다. 단, 포함된 액체계통의 설계, 탱크의 재료, 탱크지지부분의 재료폐지장치, 연결부, 배관 및 조작장치가 지정방화구역 밖에 있는 것과 동등한 안전도를 가진 경우에는 예외로 한다.

통기 : 동력장치 장착품 중 일부 부품을 포함하는 부분은 통기장치를 구비해야 한다.

방화벽

각 엔진은 방화벽, 격벽 이외의 이와 동등한 방법에 의해 객실, 승무원실, 기체구조, 조정장치 및 회전익기구, 그리고 다음에 규정하는 부분에서 격리하여야 한다.

방화벽 및 격벽은 엔진실에서 경량헬리콥터의 다른 부분에 위험량의 공기, 액체 또는 화염이 통하지 않도록 제작하여야 한다.

방화벽 및 격벽의 개구부는 모두 내화성재료의 그로멧, 부싱 또는 방화벽 피팅으로 밀봉해야 한다.

방화벽 및 격벽은 내화성재료로서 내부식성이어야 한다.

카울링 및 엔진실 외관

카울링과 엔진실 외관은 운전중에 받는 모든 진동, 관성력, 공기하중에 견디도록 제작하여야 한다.

카울링은 비행기가 정상의 지상자세 또는 비행자세에 있을 때 카울링에 있을 수 있는 유해물질을 신속하고 완벽하게 배출시킬 수 있도록 되어 있어야 한다. 또한 카울링으로부터 배출이 이루어질 때 화재의 위험성이 없도록 되어 있어야 한다.

카울링은 내화성재료 이상으로 제작하여야 한다.

엔진실의 카울링 개구부 후방에 있는 모든 기체부분은 개구부로부터 적어도 60cm의 거리까지 내화성 재료로 제작해야 한다.

배기계통의 개구부에 접근해 있기 때문에 또는 배기가스에 노출되어 고온이 되는 카울링의 각 부분은 내열재로 제작해야 한다.

장비 요구조건

일반 사항

기능 및 장착 : 장착된 장비의 각 품목은 다음의 규정을 만족하여야 한다.

소요 기능에 대해 적합한 종류 및 설계이어야 한다.

각 장비의 식별, 기능, 운용한계 또는 이들 항목을 조합시킨 것에 대해 표시를 붙여야 한다.

해당 장비에 규정된 한계에 따라 장착되어야 한다.

장착되었을 때 제대로 기능을 발휘하여야 한다.

비행 및 항법 계기 : 다음의 비행 및 항법계기가 필요하다.

속도계

고도계

나침반

동력장치 계기 : 필요한 동력장치 계기는 다음과 같다.

엔진과 과급기를 제한범위 내에서 작동하는데 필요한 압력계, 온도계 및 경고장치

연료압력계 및 저 연료압력 경고장치

연료유량계

오일압력계

오일유량계

엔진 오일계통과 독립된 오일계통을 가진 각 주회전익 구동 기어박스내의 오일온도가 안전치를 초과할 때 이를 알려주는 오일온도 경보장치

압력윤활식 주회전익 구동 기어박스내의 오일압력이 안전치 이하로 떨어질 때 이를 알려주는 오일압력 경보장치

각 엔진 및 단일 주회전익 회전속도(r.p.m)를 지시하는 적어도 한 개의 회전계지시하는 한 개 이상의 회전계

엔진에 공급하는 각 연료탱크의 한 개의 저연료 경고장치. 이 장치는 아래 요건을 충족하여야 한다.

각 탱크의 연료잔량이 약 10분간 사용할 수 있는 양일 경우 승무원에게 이를 경고하여야 한다.

정상적인 연료량 지시 계통과 독립적이어야 한다.

무선설비 : 다음의 무선설비를 장착하여야 한다.

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

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

기타 장비
필요한 기타 장비는 다음과 같다.

각 탑승자에게 승인된 좌석.

각 탑승자에게 승인된 안전벨트

전기회로의 주 스위치

경량헬리콥터 운용에 전기에너지가 필요한 경우 적절한 전원

전기회로의 안전장치.

장비, 시스템 및 장착

이절의 기술기준이 요구하는 기능을 가진 장비, 시스템 및 장착은 예상되는 모든 운용조건에서 의도된 기능을 충분히 발휘할 수 있도록 설계하고 장착하여야 한다.

경량헬리콥터의 장비, 시스템 및 장착은 작동불량 또는 고장일 때 경량헬리콥터의 위험을 최소화 하도록 설계하여야 한다.

계기 : 장착

배치 및 시인성

각 조종사가 사용하는 비행계기, 항법계기 및 동력장치계기는 조종사가 용이하게 볼 수 있도록 배치하여야 한다.

계기판의 진동은 계기를 파괴하고, 계기의 가독성을 감소시키고 또는 계기의 정밀도에 해를 가져와서는 아니 된다.

경보등, 주의등 및 기타 지시등 : 경보등, 주의등 또는 기타 지시등을 조종실에 장착하는 경우, 다음의 규정에 적합하여야 한다.

경보등(즉시 수정조작을 필요로 하는 긴급사태를 나타내는 불빛)에는 적색

주의등(장차 수정조작을 필요로 할 것이라는 것을 나타내는 불빛)에는 호박색

안전한 운항상태를 나타내는 불빛에는 녹색

(1)부터 (3)까지에 규정되지 않은 불빛 색깔에 대하여 백색을 포함하는 기타의 불빛은 발생 가능한 혼돈을 방지하기 위하여 (1)부터 (3)까지에 규정한 색과 명백히 다른 색을 사용하여야 한다.

속도계 계통

각 속도계는 승인된 것이어야 하며 해당하는 전압 및 정압을 작용시켰을 때 최소의 계기오차로 진대기속도(표준대기 해면상)를 지시하도록 교정하여야 한다.

속도계통은 37 km/h (20 kts)이상의 전진 비행상태에서 교정하여야 한다.

속도계는 표준대기해면상에서 다음의 경우보다 작은 허용장착오차로 진대기속도를 지시하여야 한다.

교정대기속도의 ±5%

± 9.3 km/h (5 kts).

정압계통

정압공기 연결부를 갖는 각 계기는 비행기의 속도, 창문의 개폐, 기류의 변화, 습기 또는 기타 외부물질의 영향이 계기의 정밀도에 불리한 영향을 적게 주도록 외부와 통기되어야 한다.

정압계통의 설계 및 장착은 다음과 같아야 한다.

배수공 설치

배관의 찰상, 배관의 만곡 부분에서의 심한 변형 또는 이로 인한 배관의 막힘이 없어야 한다.

재료는 내구성이 있어야 하고 목적에 적합한 것이어야 한다. 그리고 내식 처리가 되어 있어야 한다.

자기 방향지시계

각 자기 방향지시계는 비행기의 진동 또는 자장에 의해서 그 정밀도가 심하게 영향을 받지 않도록 장착되어야 한다.

보정되어 장착된 자기식 방향 지시계는 수평비행에서 어떠한 방위에서도 자차가 10°이상 틀려지면 안 된다. 라디오로 인해 발생되는 자기에 의해서는 10°이상 틀려질 수 있으나 15°를 초과해서는 안 된다.

전원을 사용하는 계기 : 각 경량헬리콥터에 대해서

각 자이로계기는 최적 상승률에서의 속도를 초과하는 어떤 속도에서도 계기의 요구되는 정밀도를 유지하기에 적합한 동력원으로부터 에너지를 얻어야 한다.

각 자이로계기는 강우, 윤활유 및 기타 유해요소로 인한 작동불량을 방지하도록 장착되어야 한다.

계기에 공급되는 동력이 적절한가를 지시하기 위한 장치가 있어야 한다.

동력장치 계기

계기 및 계기배관

각 동력장치 계기배관은 4.1.6.4나.의 규정에 적합하여야 한다.

가압된 가연성 유체를 포함하는 계기배관은 다음에 적합하여야 한다.

1) 배관이 터졌을 경우에 과량의 유체의 유출을 막기 위하여 압력원에 제한 오리피스 또는 기타의 안전장치를 설치하여야 한다.

2) 유체가 유출되더라도 위험을 발생치 않도록 설치하고 배치하여야 한다.

가연성 유체를 사용하는 각 동력장치계기는 유체의 유출에 의해 위험이 발생하지 않도록 설치하고 배치하여야 한다.

연료유량계 : 연료유량계는 비행중 각 탱크의 연료의 양을 비행승무원에게 명확하게 지시하도록 장착하여야 한다. 또 다음의 규정에 적합하여야 한다.

각 연료유량계는 연료탱크내에 남은 유량이 4.1.6.3다.에 규정하는 사용 불가능량이 되었을 때 수평비행에서 영을 지시하여야 한다.

2개 이상의 연료탱크가 중력식 공급장치에 의해 근접하여 연결되고 통기가 되어 있고, 또한 각 연료탱크에서 독자적으로 공급할 수 없는 경우에는 적어도 한 개의 연료유량계를 갖추어야 한다.

노출된 지시기는 손상의 우려가 없도록 보호하여야 한다.

연료유량계 : 연료유량계를 장비하는 경우 각 계량부분의 작동불량으로 인하여 현저히 연료의 흐름을 방해할 때 연료를 우회시키는 장치를 갖추어야 한다.

오일유량계 : 지상(각 탱크에 주입하는 동안을 포함)에서 각 탱크내의 양을 지시하는 장치를 갖추어야 한다.

강자성 재질을 사용하는 회전익 구동계통 변속기 및 기어박스는 변속기 또는 기어박스 내에서 손상 또는 과도한 마모에 의한 강자성 물질의 존재 여부를 지시해 주도록 설계된 칩 검출기를 장착하고 있어야 한다. 각 칩 검출기는 금속칩의 자극을 점검하기 위해 탈착가능해야 한다.

전기계통 및 전기장비

일반

전기계통의 용량 : 각 전기계통은 소요 용도에 적합하여야 한다. 또한,

전원, 송전용 전선 관련된 조작 및 안전장치는 안전운항에 필수적인 각 부하회로에 필요한 전력을 적절한 전압으로 공급할 수 있어야 한다.

(1)(가) 규정에 대한 적합성은 예상 가능한 경우 및 지속시간에 대해 전기부하 해석 또는 측정에 의해 입증되어야 한다.

기능 : 각 전기계통은 다음 규정을 따라야 한다.

장착되었을 경우 각 계통은 다음과 같아야 한다.

1) 계통자체 계통의 조작방법 및 경량헬리콥터의 기타 부분에 미치는 영향이 위험하지 않아야 한다.

2) 연료, 윤활유, 물 기타 유해물질 및 기계적 손상으로부터 보호되어야 한다.

전원은 조합 연결되어 작동하거나 단독 작동되는 경우에도 적정하게 작동되어야 한다. 단, 축전지를 사용하는 교류발전기의 작동이 축전지의 고장에 의해 정지되는 경우는 제외한다.

초기의 여자 또는 안정을 위하여 축전지를 사용하는 교류발전기의 작동이 축전지의 고장에 의해 중단되는 것을 제외하고는 어떤 전원의 고장 또는 작동불량이 안전운항에 대하여 필수적인 부하회로에 공급되는 다른 전원의 능력을 손상시켜서는 안 된다.

전원제어장치는 각 전원을 독립적으로 작동시킬 수 있어야 한다. 단, 초기 여자 또는 안정을 위해 축전지를 사용하는 교류발전기에 관련된 제어장치에 있어서 교류발전기와 축전지간의 연결을 분리시킬 수 있을 필요는 없다.

발전계통 - 안전운항에 필수적인 부하회로에 전력을 공급하는 경우에는 최소한 한 개의 발전기가 있어야 한다. 또한-

각 발전기는 연속적으로 정격출력을 낼 수 있어야 한다.

발전기 전압 조절장치는 정격한계 내에서 신뢰할 수 있게 발전기 출력을 조절할 수 있어야 한다.

각 발전기는 발전기에 손상을 주기에 충분한 역전류가 흘러 들어올 각 발전기를 축전지 및 다른 발전기로부터의 연결을 끊을 수 있도록 설계된 역전류 차단기를 가져야 한다.

발전기는 과전압 상태인 경우에는 전기계통 및 전기계통에 의해 작동되는 장비에 일어나는 위험을 방지하기 위해 각 발전기는 과전압 제어 조절기를 가져야 한다.

어떤 발전기의 고장을 비행승무원에게 즉각적인 경보장치가 있어야 한다.

계기 - 전기계통의 안전운용에 필수적인 전기계통 용량을 담당 승무원에게 지시하는 장치가 있어야 한다. 직류시스템인 경우 축전지 충전을 위해 전류계를 사용할 수 있다.

내화성 - 전기장비는 엔진실 내에 화재가 발생하였을 경우에는 화재주위의 방화벽의 표면이 5분간 110C° 또는 출원자에 의해 구체화된 보다 낮은 온도로 가열되어 있는 동안 계속적인 안전운항에 필수적인 방화벽 뒤에 위치한 장비가 만족하게 기능을 발휘하고 또한 더 이상의 화재위험을 발생하지 않도록 설계 및 장착되어야 한다. 이것은 시험 또는 분석에 의해 입증되어야 한다.

외부전력 - 외부전력을 엔진 시동을 위한 것이 아니라 기타 장비에 전기적으로 연결될 수 있도록 경량헬리콥터에 연결할 경우에는 외부전원의 극성 또는 배열이 바뀌지 않도록 보장할 장치가 있어야 한다.

축전지의 설계 및 장착

각 축전지는 본 절에서 규정하는 바와 같이 설계하고 장착하여야 한다.

어떠한 충전 또는 방전 상태에서도 전해액의 온도와 축전지 내압은 안전하게 유지되어야 한다. 축전지를 재충전(완전 방전 후)한 경우에는 다음의 상태에서 전해액의 온도가 제어 불능하게 상승되어서는 안 된다.

최대조정전압상태 또는 최대조정전력상태

최장시간의 비행 상태

운용 중에 생길 수 있는 최악의 냉각상태

상기(2)에 대한 적합성은 시험에 의해서 입증되어야 하지만 유사한 축전지 및 장착상의 경험으로 전해액의 온도와 내압을 안전하게 유지하는 것에 아무런 문제가 없다는 것이 입증된 경우에는 시험은 필요치 않다.

정상운용 중에 충전계통 또는 축전지 장착에 있어 어떠한 작동불량의 결과로 어떤 축전지에서 방출되는 폭발성 혹은 유독기체가 위험할 정도의 양으로 항공기 내에 축적되어서는 아니 된다.

축전지에서 방출 또는 유출되는 부식성 액체 또는 기체가 주위의 구조 또는 부근의 중요 장비에 손상을 끼쳐서는 아니 된다.

엔진 또는 보조동력장치를 시동하는데 사용되는 니켈-카드뮴 축전지의 장착에 있어서는 축전지 또는 각 전해액의 회로단락 현상으로 발생될 수 있는 최대량의 열에 의하여 기체구조 또는 중요계통에 미칠 수 있는 해를 방지하기 위한 장치를 마련해야 한다.

엔진 또는 보조 장치를 시동하는데 사용되는 니켈-카드뮴 축전지의 장착은 다음과 같은 것을 가져야 한다.

축전지의 과열을 방지하기 위하여 축전지의 충전 속도를 자동적으로 조정할 장치

과열현상이 발생하였을 때 충전 동력으로부터 축전지를 분리시키기 위한 장치와 축전지 온도 감지장치 및 경보장치

축전지에 고장이 발생하였을 때 충전동력으로부터 축전지를 분리시키기 위한 장치와 축전지 고장 감지장치 및 경보장치

회로 보호 장치

퓨우즈, 회로차단기와 같은 보호 장치를 다음 이외의 모든 전기회로에 장착하여야 한다.

시동 전동기의 주회로

보호 장치가 없어도 지장이 없는 회로

비행안전에 필수적인 회로를 위한 보호 장치는 다른 회로를 함께 보호하기 위하여 사용되어서는 안 된다.

재접속이 가능한 회로 보호장치(작동조작에 의해 트립핑 기구가 무시되지 않게 하는 “트립 프리(Trip Free)"는 다음과 같도록 설계하여야 한다.

트립핑 후 기능을 회복시키기 위하여 수동조작이 요구된다.

과부하 또는 회로에 고장상태가 지속되는 경우에는 장치는 작동스위치의 위치에 관계없이 회로를 다시 차단하여야 한다.

회로차단기의 재접속 또는 퓨우즈의 교환이 비행중의 안전에 필수적인 경우에는 회로차단기 또는 퓨우즈는 비행 중 신속히 재접속 또는 교환할 수 있도록 비치되어야 하고 표시되어야 한다.

퓨우즈를 사용하는 경우에는 각 정격마다 한 개의 예비품 또는 각 정격마다 사용 갯수의 50%중 많은 쪽 숫자의 예비 퓨우즈가 있어야 한다.

마스터 스위치 배치

주 모선으로부터 전원을 용이하게 단절할 수 있도록 마스터 스위치가 장비되어 있어야 한다. 스위치에 의해 작동되는 단절점은 전원에 가깝게 있어야 한다.

마스터 스위치 또는 그 조작 장치는 비행 중에 승무원이 쉽게 식별하고 쉽게 접근할 수 있도록 장비되어야 한다.

전선

회로단락 및 화재위험 가능성을 최소화 하기위하여  각 전선은 적합한 용량을 갖고 있어서 적절하게 배치되고 연결되어야 한다.

회로의 과부하 또는 고장 발생시에 과열될 수 있는 각 전선 및 관련 장비는 적어도 불연성이 있어야 하고 위험한 양의 유독성 연기를 방출해서는 안 된다.

스위치 - 각 스위치는 다음과 같아야 한다.

정격 전류를 통하게 할 수 있어야 한다.

담당 승무원의 접근이 용이하여야 한다.

조작 및 제어회로에 대해 표식을 붙여야 한다.

등화 : 외부등화가 장착된다면 다음 요건을 만족하여야 한다.

위치표시 등 시스템의 장착

위치표시등 시스템의 각 부분은 이절의 규정을 충족하여야 한다.

전방항공등 : 전방항공등은 좌우방향에 가능한 한 떨어져서 경량헬리콥터의 전방에 부착한 한 개의 적색등과 한 개의 녹색등으로 구성되며 경량헬리콥터가 정상비행 자세에서 적색등은 왼쪽에, 녹색등은 오른쪽에 장착하여야 한다. 각 등은 승인된 규격에 의한 것이어야 한다.

후방항공등 : 후방항공등은 가능한 한 후방에 장착한 한 개의 백색등이어야 하며 각 등은 승인된 규격에 의한 것이어야 한다.

회로 : 두 개의 전방항공등과 한 개의 후방항공등은 하나의 회로를 구성하여야 한다.

정박등

수상에서 운용하는 경량헬리콥터에 정박등을 장착하는 경우에는 다음의 규정에 따라야 한다.

야간에 맑은 대기상태에서 적어도 3.5 ㎞ (2 nm)의 먼 곳에서 백색광을 확인할 수 있어야 한다.

경량헬리콥터가 물 위에 체류하거나 표류하는 경우에는 최대 가능한 부동광을 발할 수 있게 장착하여야 한다.

정박등은 외부에 매어다는 등이라도 무방하다.

충돌방지등 시스템

야간 운용에 대한 증명이 요구되는 경우 경량헬리콥터는 다음 조건을 충족하는 충돌방지등 시스템을 갖추어야 한다.

승인된 규격에 의한 한 개 이상의 충돌방지등으로 구성되고 방사되는 빛은 승무원의 시계를 방해하지 않아야 하며 또한 항공등의 손상하는 것이어서는 아니 된다.

(2)에서 (5)까지의 규정에 따라야 한다.

투광범위 : 충돌방지등 시스템은 회전익항공기의 형상 및 비행특성을 고려하여 회전익항공기 주위의 모든 중요구역에 투광가능한 등으로 구성되어야 한다. 투광범위는 어떠한 경우에도 회전익항공기의 수평면의 상하 30°이내의 모든 방향에 투광되어야 한다. 단 입체각으로서 합계 0.5 스테라디언 이하의 시각 장해는 허용할 수 있다.

섬광특성 : 충돌방지등 시스템의 광원의 수, 빛의 폭, 회전속도 등의 특성을 고려한 시스템의 장착은 매분 40이상 100이하의 유효섬광횟수를 생기게 하여야 한다. 유효섬광횟수는 경량헬리콥터의 충돌방지등의 모든 시스템을 먼 곳에서 본 경우에는 그 중복부분을 포함하는 모든 부채꼴 부분에도 적용하는 것으로 한다. 중복부분에서 섬광회수는 매분 100이상이어도 무방하나 매분 180을 넘어서는 아니 된다.

색 - 충돌방지등의 색은 항공적색이어야 한다.

안전 장비

자동방출장치와 같이 승무원에 의하여 비상시에 사용되는 필요한 안전장비품은 용이하게 접근될 수 있어야 한다.

소요되는 안전 장비품을 위한 적재설비가 갖추어져야 하며 다음과 같아야 한다.

장비품은 직접 접근되도록 하고 그 위치는 보이도록 배치하여야 한다.

안전 장비품이 4.1.4.7가.에 규정된 관성하중에 의한 손상을 입지 않도록 보호하여야 한다.

기타 장비품

전자 장비 - 전자 장비품 및 장착은, 그 자체 조작방법 및 타 부품에 미치는 영향 등이 위험하지 않은 것이어야 한다.

라디오 항법 장비

라디오 장비와 공중선은 헬리콥터의 비행특성에 영향을 주어 안전한 운항을 저해해서는 안된다.

라디오 장비와 모니터링 장치는 쉽게 조작할 수 있게 배치해야 한다. 또한 충분히 환기가 되도록 설치하여 과열을 방지해야 한다.

운용한계, 표시 및 비행교범

일반

일반

4.1.8.2-가.부터 4.1.8.2-바.까지 규정하는 각 운용한계와 안전운용에 필요한 한계 등을 설정하여야 한다.

안전운용에 필요한 운용한계와 기타 사항들은 4.1.8.3의 규정에 의하여 승무원이 이용할 수 있도록 만들어져야 한다.

운용한계

대기속도한계 : 일반

경량헬리콥터에 있어서 그 운용속도범위를 지정하여야 한다.

대기속도한계가 중량, 중량분포, 고도, 회전익의 회전속도, 출력 혹은 또는 기타의 변수로 된 함수인 경우에는 이들 함수의 가장 불리한 조합에 대해서 대기속도한계를 설정하여야 한다.

초과금지속도

초과금지속도, [eqn: V_"NE"]는 다음의 값을 갖도록 설정하여야 한다.

다음의 어느 값보다도 작을 것.

1) 4.1.4.1마.의 규정에 따라 정해진 최대전진속도의 0.9배

2) 4.1.3.10가.의 규정에 따라 입증된 최대속도의 0.9배

3) 임계 고도조건에서 진행 날개 깃(blade tip) 마하수에 대해 입증된 최고 속도의 0.9배

다음의 조건을 만족하는 경우에 초과금지속도, [eqn: V_"NE"]를 고도, 회전수, 온도 및 중량에 대하여 변화시켜도 무방하다.

이들 변수의 두 개 이하(또는 이들 변수의 두 개 이상을 합하여 지시하는 계기가 두 개 이하)인 것이 동시에 사용되는 경우

이들 변수(또는 이들 변수의 두 개 이상을 합하여 지시하는 계기의 지시)의 변동범위가 충분히 커서 [eqn: V_"NE"]를 운용상 실용적으로 안전에 변동시킬 수가 있는 경우

경량헬리콥터에 대해서 안정된 동력차단비행시 [eqn: V_"NE"]가 다음 조건을 만족한다면, (1)에 따라 설정된 [eqn: V_"NE"]보다 작은 속도로 설정되어야 한다.

회전익의 회전속도

엔진 부작동시의 최대치(자동회전비행) : 엔진 부작동시의 최대 회전속도는 다음의 어느 경우이든 작은 쪽의 값이 95%를 넘지 않도록 설정하여야 한다.

4.1.4.1마.(2)의 규정에 의해서 결정된 최대설계회전속도

제작자 적합성 인증에서 입증된 최대회전속도

엔진 부작동시의 최소치 : 엔진 부작동시의 최소 회전속도는 다음의 어느 경우이든 큰 쪽의 값의 105% 이상이 되도록 설정하여야 한다.

제작자 적합성 인증에서 입증된 최소치

설계증명에 의해서 결정된 최소치

엔진 작동시의 최소치 : 엔진 작동시의 최소 회전속도는 다음 값이 되도록 설정하여야 한다.

다음의 어느 경우이든 큰 쪽의 값 이상의 값을 가질 것.

1) 제작자 적합성 인증에서 입증된 최소치

2) 설계증명에 의해서 결정된 최소치

4.1.3.1바.(1)(가)와 (2)(가)의 규정에 의해서 결정된 값 이하이어야 할 것

중량 및 중심위치 - 4.1.3.1 나. 및 4.1.3.1 다.의 규정에 따라 각각 결정된 중량 및 중심위치한계는 운용 한계로서 설정하여야 한다.

동력장치의 운용한계

여기에 규정하는 동력장치의 운용한계는 엔진이 그 형식에 대하여 입증을 얻을 때의 각 한계를 넘지 않도록 설정하여야 한다.

이륙운용상태 : 동력장치의 이륙운용상태는 다음과 같이 제한하여야 한다.

(1) 최대회전속도. 최대회전속도는 다음의 어느 경우의 값보다도 커서는 아니 된다.

1) 회전익의 설계에 의해서 결정된 최대치

2) 제작자 적합성 인증에서 입증된 최대치

허용최대흡기압력

상기 (2)(가) 및 (나)에서 정하여진 한계에 대응하는 출력의 사용시간 제한

상기 (3)(다)에서 결정된 사용 시간이 2분을 넘지 않는 경우는 허용최대 실린더 헤드 온도, 허용최대 냉각액 출구온도 혹은 허용최대 윤활유온도

연속운용상태 : 연속운용상태는 다음에 의해서 제한하여야 한다.

최대회전속도 : 최대회전속도는 다음의 어느 경우의 값보다 커서는 아니 된다.

1) 회전익의 설계에 의해서 결정된 최대치

2) 제작자 적합성 인증에서 입증된 최대치

4.1.9.2다.(3)의 회전익 회전속도요건에 의해서 입증된 최소회전속도

연료의 등급 및 규격 : 최소연료등급은 (2) 및 (3)에 규정한 한계 내에서의 엔진의 운용에 필요한 등급 및 규격이상이 되도록 결정하여야 한다.

최대 운용고도 : 운용이 허용되는 최대고도는 비행, 구조, 동력장치, 기능 또는 장비특성에 따라 설정하여야 한다.

표시 및 플래카드

일반

경량헬리콥터는 다음 사항을 갖추어야 한다.

4.1.8.3다.와 4.1.8.3타.에 규정된 표시와 플래카드

만일 비행기가 특수한 설계, 운용, 조종특성을 가졌다면 안전운항에 필요한 표시나 플래카드 같은 부가적인 지시사항이 필요하다.

(1)에서 설명된 표시와 플래카드는 다음 사항을 지켜야 한다.

눈에 잘 뜨일 수 있는 곳에 있어야 한다.

쉽게 지워지거나 희미해지거나 손상되지 말아야 한다.

플래카드에 사용된 측정단위는 계기에 사용된 것과 동일해야 한다.

계기표지 - 각 계기표지는 다음을 만족하여야 한다.

표지가 계기의 덮개 유리위에 되어 있을 때는 덮개유리와 눈금 면이 정확하게 제자리에서 정렬되도록 유지시키는 수단이 필요하다.

각 원호와 방사선은 조종사가 확실히 볼 수 있도록 위치해야 하며 충분히 넓어야 한다.

속도계

모든 속도계는 (2)에 규정된 지시대기속도를 나타낼 수 있도록 표시를 하여야 한다.

속도계에는 다음 표지를 나타낸 것이어야 한다.

적색선 : 동력적용시의 [eqn: V_"NE"]

적색 음영방사선 : 동력차단시의 [eqn: V_"NE"](동력차단시의 [eqn: V_"NE"]가 동력적용시의 [eqn: V_"NE"]보다 작을 경우)

황색 호선 : 경고 범위

녹색 호선 : 안전운용 범위

자기방향 지시기

자기방향지시기 위 또는 부근에 이 절에서 열거된 사항이 기록된 플래카드가 위치해야 한다.

플래카드에는 엔진이 작동하는 수평비행상태에서의 계기보정을 나타내야 한다.

플래카드에는 보정이 라디오 수신기를 켠 상태에서 된 것인지 끈 상태에서 만들어진 것인지를 명시해야 한다.

보정사항은 45도를 넘지 않는 자침방향으로 나타내야 한다.

동력장치 계기 - 동력장치 계기는 다음과 같은 계기형식에 적합하여야 한다.

안전작동을 위한 최대 및 최소한계는 붉은 방사선이나 붉은 선으로 표시되어야 한다.

정상작동 범위는 안전 면에서의 최대 및 최소 한계점을 넘지 않는 범위로 하여 녹색호선이나 녹색선으로 표시한다.

이륙 및 경계범위에 있어서는 황색호선이나 황색선으로 표시한다.

진동응력 때문에 제한되는 엔진이나 프로펠러의 작동범위는 붉은 호선이나 붉은선으로 표시되어야 한다.

윤활유 유량계 - 윤활유 유량계는 윤활유의 양을 신속하고도 정확하게 나타낼 수 있도록 충분한 간격으로 표시되어 있어야 한다.

연료유량계 - 연료유량계는 탱크의 사용불능연료가 3.8ℓ(1 갈론)이거나 혹은 탱크용량의 5%인 것 중에서 많은 경우에 대하여 교정 “0” 판독에서부터 수평비행자세에서 주어지는 최저 판독까지는 적색호선으로 표시하여야 한다.

조종표시

주 조종 장치와 단순한 누름식 시동스위치를 제외한 그 이외의 각 조종 장치에는 작동법과 기능을 선명하게 표시해야 한다.

동력장치용 연료조절장치에 대하여는

연료탱크 선택조절장치에는 연결된 탱크와 연료분배 장치의 위치를 나타내는 표시가 있어야 한다.

안전운항을 위해서 순차적인 연료탱크의 사용이 필요하면 그 순서를 탱크의 연료선택 밸브 상부나 근처에 표시해야 한다.

사용가능연료의 용량을 다음 규정에 따라 표시를 하여야 한다.

연료계통에 선택조절장치가 없을 경우에는 해당 계통의 사용가능연료의 용량을 연료유량계에 표시하여야 한다.

연료계통에 선택조절장치가 있는 경우에는 선택조절장치의 각 절환위치에서 이용할 수 있는 사용가능연료의 용량을 해당 선택조절장치의 부근에 표시하여야 한다.

보기조작장치, 보조조작장치 및 비상조작장치

회전익의 피치 등의 위치를 나타내는 가시위치지시기에는 각 승무원이 이들 가동부의 위치를 항상 판단할 수 있도록 표시를 나타내어야 한다.

비상조작장치는 적색으로 도장하여야 하며 조작방법에 대하여 표시를 나타내어야 한다.

기타표시와 표시판

수하물실, 화물실 및 발라스트 위치 : 화물 적재사항에 필요한 무게 및 내용물의 제한사항을 기재한 표시판이 화물실과 수하물실, 발라스트 적재 장소에 있어야 한다.

연료와 윤활유 주입구에는 다음의 요건을 적용해야 한다.

연료필터 개구부에는 필터커버 또는 그 부근에 최소연료등급, 연료규격, 탱크의 연료량 및 분리 오일계통이 없는 각 2행정 엔진인 경우는 연료/오일 혼합비 표시가 있어야 한다.

오일필터 개구부에는 필터커버 또는 그 부근에 다음 표시가 있어야한다.

1) 오일 등급

2) 청정제 또는 비청정제 표시

연료 탱크 : 모든 탱크의 사용가능한 연료량은 선택장치 및 연료유량계 위에 표시되어야 한다.

비상탈출구 표시판은 4.1.5.6자.에 만족해야 하며, 비상구 표시와 작동설명문은 반드시 붉은색이어야 한다. 표시판은 비상구 작동장치 주변에 위치해야 하며 비상구의 위치와 작동설명을 명백하게 나타내 주어야 한다.

각 직류 전기장치에는 사용전압을 외부동력 접속부분에 분명하게 표시해 주어야 한다.

운용한계에 관한 플래카드 - 회전익 항공기가 승인 받은 운용 종류(시계비행 주간, 미결빙)를 기재한 플래카드를 조종사가 잘 볼 수 있는 위치에 부착하여야 한다.

안전 장비품

안전 장비품에는 조작방법을 분명하게 표시해야 한다.

필요한 안전장비품의 적재위치는 사용자의 편리를 위해서 표시해야 한다.

꼬리부분 회전익 - 각 꼬리부분회전익에는 정상적인 주간의 지상상태에서 이 회전원판이 명확하게 나타날 수 있도록 표시를 하여야 한다.

비행교범 및 승인된 교범들

일반

기재사항 : 비행교범은 각 경량헬리콥터가 갖추어야 하며 각 비행교범은 다음의 사항을 포함하고 있어야 한다.

4.1.8.4나.에서 4.1.8.4마.까지 요구된 정보가 포함되어야한다.

설계나 운용, 조종특성 때문에 안전운항을 위해서 필요한 기타 다른 사항이 기재되어 있어야 한다.

승인된 사항 : 4.1.8.4나.에서 4.1.8.4마.까지 규정된 비행교범의 각 장은 입증되고 또는 승인된 것이어야 한다. 비행교범의 승인되지 않은 기타의 장과 분리하여 구별되도록 하여야 하며 명확하게 구분이 되어야 한다.

승인되지 않은 정보 : 승인되지 않은 정보는 국토해양부에 제출되어야 한다.

단위 : 비행교범에 사용된 측정법(치수)은 사용되는 계기의 사용법(치수)과 같아야 한다.

목차 : 교범이 복잡하여 목차가 필요하다면 각 경량헬리콥터의 비행교범은 목차를 포함하여야 한다.

운용한계

대기속도 및 회전익의 운용한계 : 대기속도 및 회전익의 운용한계를 각각의 계기의 위 혹은 근처에 표시하는데 필요한 사항을 비행교범에 기재하여야 한다. 또한 각 운용한계의 취지 및 색의 구별의 의미에 대하여 설명을 기재하여야 한다.

동력장치의 운용한계 : 다음 사항의 정보를 비치하여야 한다.

4.1.8.2마.에 의하여 요구되는 한계

승인받았을 경우에는 그 한계의 설명

4.1.8.3마.에서 4.1.8.3사.까지의 요구하는 장비를 보호하기 위한 필요한 정보

4행정 엔진인 경우 연료/윤활유 비율

중량 및 중량분포 : 4.1.3.1나. 및 4.1.3.1다.의 규정에 의한 중량 및 중심위치 한계를 비행교범에 기재하여야 한다. 예상되는 여러 가지의 중량 분포에 대하여 보증되어 있는 경우에는 각각의 한계사항을 쉽게 준수할 수 있는 사항들을 비행교범에 기재하여야 한다.

운용방식 : 경량헬리콥터 및 이에 장착되는 장비에 대하여 승인된 운용방식을 비행교범에 기재하여야 한다.

고도 : 4.1.8.2사.에 규정된 고도와 제한계수에 대한 설명을 기재하여야 한다.

운용절차

비행교범의 운용절차를 기재하는 장에는 이륙 및 착륙과 관련 항공기 속도를 포함한 정상운용절차 및 비상운용절차에 관한 사항을 기재하여야 한다. 동 교범은 다음을 기재하여야 한다

시험에 사용한 이륙 표면의 종류 및 해당 이륙중 급상승 속도.

시험에 사용한 착륙 표면의 종류 및 해당 착륙 속도.

4.1.9.2나.(3)에 의거 [eqn: V_"NE"](동력적용시)가 설정된 헬리콥터에 대하여 [eqn: V_"NE"](동력차단시)와 모든 엔진의 부작동에 따르는 [eqn: V_"NE"](동력차단시)를 초과하지 않게 대기속도를 감소하는 방법에 대한 설명이 기재되어야 한다.

4.1.7.3(7)(나), (7)(다)의 허용이 입증된 각 경량헬리콥터에 대하여 축전기가 충전원으로부터 연결이 되어 있지 않은 때의 운용절차가 기재되어야 한다.

사용불가능연료가 탱크용량의 5%를 초과하거나 3.8ℓ(1갤런)을 초과하여 남아 있다면 비록 많은 양이긴 하지만 연료유량계의 눈금이 비행중 0을 가리킨다면 연료탱크내에 남아있는 연료는 비행중 안전하게 사용될 수 없다는 것을 기재하여야 한다.

각 연료탱크의 총사용 가능연료량을 기재하여야 한다.

4.1.3.7바.에 기술된 바와 같이 최소 하강율 및 최대 활공각에 대한 속도 및 해당 회전익 속도를 제공하여야 한다.

성능자료

경량헬리콥터에는 다음의 4.1.3.7라.에서 4.1.3.7자.와 4.1.3.8나.(3)에 규정한 자료를 비치하여야 한다.

고도-속도의 제한포위선을 결정하는데 충분한 자료

다음에 규정한 여러 가지 성능에 관한 자료

1) 대기속도, 온도 및 고도 등의 여러 요인에 의한 영향을 받는 제자리비행 한계고도, 정상상승율 및 정상하강율

2) 지상부근에서의 운용에 대한 안전한 최대풍향, 풍속성분. 만일 경량헬리콥터가 최대 풍속치에서 착륙과 이륙을 안전하게 할 수 없는 중량, 고도 및 온도의 조합이 있다면 운용 포위선의 부분과 적절하고 안전한 풍속조건을 비행교범에 기재하여야 한다.

3) 4.1.6.6가.에서 4.1.6.6다.까지의 냉각설비의 허용이 있을 때 입증된 최대대기온도

4) 4.1.3.7바.에서 규정한 최소하강율 및 최적각에서의 속도 및 운용조건에서 자동회전비행할 때 고도의 함수로서의 활공거리

경량헬리콥터 비행교범에는 4.1.3.7나.의 규정에 적합하게 사용하고 있는 이륙 중량 및 고도에 관한 성능자료를 기재하여야 한다.

적재에 관한 사항 - 승객 및 승무원의 중량을 가정하여 4.1.3.1나.의 규정에 의해서 정하여진 최대 중량에서 최소중량까지의 중량에 대하여 4.1.3.1다.에 규정된 한계치를 넘는 중심위치를 생길 가능성이 있는 각 적재상태에 대해서는 적재에 관한 사항을 비행교범에 기재하여야 한다.

요구장비(Required Equipment)

이 절은 제5장 5.1.7에 따른다.

품질보증 (Quality Assurance)

이절은 제5장 5.3에 따른다.

제품수락시험(Production Acceptance Test)

이 절은 제5장 5.3.6에 따른다.

항공기 운용지침 (Aircraft Operating Instructions)

이 절은 제5장 5.1.8.5에 따른다.

정비, 정비매뉴얼 및 기록유지
(Maintenance and Inspection Procedures)

이 절은 제2장 2.6에 따른다.

지속 감항성(Continued Airworthiness)

이 절은 제2장 2.7에 따른다

4.8 키트조립지침

(Manufactures Assembly Instrunctions, Kit builders only)

4.8.1 이 절은 제2장 2.8에 따른다.