동력패러슈트의 안전성인증 기술기준

설계 및 성능(Design and Performance)

적용범위

제6장 동력패러슈트의 안전성인증 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009. 9. 10.		개정 : . . .

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

용어

정의

총 중량 - 이륙시 항공기 시스템의 전체 중량, 이 중량은 날개, 산줄, 동체, 좌석, 엔진, 계기, 바퀴, 연료, 오일, 냉각수, 조종사, 승객, 덮개를 포함하는 동력 패러슈트 항공기 부분의 일부 및 전부(제한을 받지 않는)를 포함한다.

주 1 - 표준 점유 중량

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

(2) 윤활유 0.9 kg/ℓ (7.5 lb/gal)

(3) 승무원 및 승객 77 kg/인 (170 lb/인)

최대이륙중량 - 제작자에 의해 정의된 이 규격에 적합한 것이 증명된 총중량 한계로, 초과금지 총 중량은 항공기에 부착된다.

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

비행

성능 요구조건

제작자 적합성 입증 - 다음 각각의 요구조건은 최대 이륙중량과 임계 무게중심 위치를 만족하여야 한다. CG 조절 장치의 범위는 비행을 위해 조절될 수 있으며, 이 구성품의 가장 유리한 권고된 위치가 구조강도와 성능에 영향을 미치는지 평가될 것이다.

성능 일반 - 모든 성능 요구조건은 정지된 공기상태와 해수면 상태의 표준 ICAO 대기조건으로 수정 적용한다. 속도는 지시대기속도(IAS) 또는 교정대기속도(CAS)로 나타낸다.

날개 성능 - 직진 및 선회 비행을 위한 상승, 순항, 강하, 착륙 자세동안의 방향성, 그것은 가해지는 조종력의 한계가 날개 실속한계보다 더 적다는 것을 나타낼 것이다.

고정익 트림을 활용할 수 있다면,

조절 가능한 날개 트림을 활용할 수 있다면, 최대량 부(-) 와 최대량 정(+) 트림 설정 모두 시험되어야 한다.

좌측날개와 우측날개의 트림 장치가 분리되어 있다면, 좌측최대  우측최소 트림설정과 좌측최소 우측최대 트림설정에 대하여 시험되어야 한다.

상승 - 다음사항은 측정되어야 한다.

수직이륙 지점으로 부터 213 m (700 ft)를 벗어나지 않고 15 m (50 ft)고도에 도달할 때까지의 거리

착륙 - 착륙지점 상공 15 m (50 ft)에서 전체거리는 183 m (600 ft)이내이어야 한다.

조종성과 기동성 - 항공기는 다음 상태 하에서 1차 조종계통의 정상사용으로 안전하게 조종되고 기동할 수 있어야 한다. - 이륙, 상승, 수평비행(순항), 접근 및 착륙(출력 On/Off)

모든 비행상태에서 러더 페달 9.1 kg (20 lb)과 59.1 kg (130 lb)의 조종력을 넘지 않고 부드럽게 전환됨을 입증하여야 한다.

착륙 - 엔진이나 프로펠러가 고장 났을 경우에 안전한 상태와 착륙이 됨을 보여줘야 한다. 일반적인 능력의 조종사가 2.4 m/s (8 ft/s) 이하의 침하율을 달성할 수 있음을 보여줘야 한다.

참조 매개변수 - 속도 참조 매개변수 [eqn: V_S1]과 [eqn: V_H]는 다음에 따라 계산한다.

[eqn: V_S1] = [eqn: sqrt {(391 TIMES {W} over {S} )}]

[eqn: V_H] = 2×[eqn: V_S1] = [eqn: sqrt {(4 TIMES 391 TIMES {W} over {S} )}]

[eqn: V] = mph

[eqn: W] = lbs

[eqn: S] = [eqn: ft ^{2}]

안정성 및 조종성

세로 안정성 - 항공기의 세로 안정성은 3가지 상태를 위한 조작입력 없이 2분간 비행이 가능함을 입증하여야 한다. 각각의 경우에 항공기는 위험한 상태나 비정상적인 고도로 들어가지 않아야 한다. 시험은 비행중 돌풍을 최소화하고 총중량 상태에서 수행한다.

3가지 조건은

최대출력 상태 상승

무동력 상태 강하

순항상태 동력 수평비행

가로 및 방향 안정성

가로안정성은 조종장치가 중립상태를 유지하는 것으로 입증될 것이다. 그것은 초기에 가속되지 않은 수평비행상태가 주어진다. 조종장치가 고정되는 2분 동안 항공기는 위험한 상태나 비정상적인 고도로 들어가지 않아야 한다. 시험은 비행중 돌풍을 최소화하고 총중량 상태에서 수행한다.

방향안정성은 기동하는 동안 항공기가 위험한 비행 고도로 들어가지 않고 3번의 360° 회전을 위한 각 방향 조종장치의 분할과 최대 변위에 의해 입증될 것이다. 시험은 비행중 돌풍을 최소화하고 총중량 상태에서 수행한다. 입증되는 선회율은 어떤 방향에서나 초당 12° (360° 회전시 30초) 보다 작아서는 아니 된다.

날개(패러슈트) 상태회복 - 날개 상태회복은 틀로부터 분리되거나 적당한 시험기구로 수행되어야 한다.

지상활주중 날개 접힘. - 날개 제작자는 항공기운용지침에 기록된 데로 날개 접힘조건과 회복에 대해 기술적으로 입증하여야 한다.

비행중 접힘 - 최소한 한가지 형식의 비행중 날개 접힘과 회복은 입증되어야 한다.

구조

하중 - 특별히 명기되지 않는 한 모든 요구조건은 제한하중으로 나타낼 수 있다.

극한하중은 제한하중에 아래에서 정의한 안전계수를 곱한 값으로 나타낼 수 있다

하중은 변형량의 영향이 큰 경우 재분포 되어야 한다.

안전계수 - 안전계수는 다음을 제외하고 1.5로 한다.

안전계수 3.0 주조품

안전계수 1.8 피팅류

안전계수 6.67 조종면 힌지

안전계수 3.3 푸시-풀 조종계통

안전계수 2.0 케이블 조종계통

강도 및 변형:

구조는 구조의 영구 변형 없이 제한하중을 지지할 수 있어야 한다.

구조는 해석과 시험을 통해 입증해야 하며, 파괴되지 않고 극한하중에 견딜 수 있어야 한다

구조는 정적시험을 통해 증명될때 극한하중에서 3초간 견뎌야 한다. 그러나 실제하중조건을 모사한 동적실험에 의하여 강도의 실증이 증명된 경우 3초의 제한은 적용되지 않는다. 구조물이 요구되는 극한하중에서 3초간 견디는 경우 극한하중과 제한하중사이에서 부분적인 손상 또는 구조상의 불안정성은 수락가능하다.

구조 증명 - 각각의 임계하중 요구조건은 보수적인 해석 또는 시험이나, 또는 두가지 조합을 통해 조사되어야 한다.

날개 강도 증명 - 동력패러슈트 항공기를 위한 날개설계시험은 임계극한하중을 확인한다. 날개 설계자는 산줄 부착점에서의 날개와 산줄의 설계하중능력을 제공하여야 한다. 날개 설계자는 날개와 산줄시험에서 입증된 안전계수를 동체 설계자에게 제공하여야 한다.

하중계수

양(+)의 하중계수 [eqn: n] = 2.25 (기동하중계수 1.5에 돌풍하중계수 1.5를 곱한다). 기동하중은 다음 방정식이 나타내는 1.5 g보다 큰 g 하중이 모든 조건에서 증가해야 한다. 계산된 g 하중은 기동하중으로 사용된다.
기동하중계수 N = [eqn: {1} over {cos beta }]

여기서:

[eqn: beta =tan ^{-1} (RT TIMES {V} over {1255} )]

[eqn: RT] = 초당 선회율

[eqn: V] = 진대기속도, mph

예를 들어 V = 26 mph, RT= 60°/s (6초에 360° 회전)이면 N =1.595이다.  N >1.5 이면 기동하중계수는 1.595로 증가한다. 결과적으로 한계하중은 1.5 × 1.595 = 2.393 g이다.(그림1 참조)

음(-)의 하중계수 = 0

동체하중 - 기체는 패러슈트에 의해 만들어지는 모든 양력과 추진장치, 시스템, 사람, 착륙하중을 지지해야 한다.

조종면 하중 - 선회 라인과 관계되는 동력패러슈트의 조종면 하중은 날개 제작자에 의해 정의된 비행시험 하중으로 평가하여야 한다.

지상 돌풍상태 - 동력패러슈트 날개는 일반적으로 지상에서 펼쳐지지 않는다. 결과적으로 고전적인 지상 돌풍과 관련되는 하중은 존재하지 않는다. 이륙이나 착륙시 옆놀이 돌풍하중은 착륙지상하중의 한 부분으로 고려한다.

조종계통과 지지구조 - 조종계통의 구조는 최대의 힘에 견디게 설계되야 하며, 이중 조종계통인 경우 조종사가 반대쪽에서 운용할 수 있도록 설계되어야 한다.

지상하중 조건 - 설계특징은 착륙 침하율이 3 m/s (10 ft/s) 보다 작거나 같도록 제한되어야 한다. 낙하시험은 앞바퀴를 높인 플레어 상태에서 낙하율 3 m/s (10 ft/s)를 얻기 위해 낙하 높이를 사용한다. “데드 드롭(dead drop)”시험은 최대이륙중량에서 실시한다.

앞바퀴 조건 - 2.25배 수직방향의 최대 정적하중은 각각의 경우 1.8배의 축 후방방향 최대 정적하중 또는 0.9배의 축 전방방향 최대 정적하중 또는 1.57배의 표면에서의 옆면 하중과 함께 작용한다. 최대 정적하중은 최대이륙중량의 앞바퀴 수직하중이며, 가장 앞쪽의 무게중심 위치와 관련된다.

그림 1. 참고 그래프

비상착륙 조건 - 설계구조는 항공기가 3개의 독립적인 극한하중을 경험할 때 각각의 탑승자를 심각한 부상으로부터 보호해야 한다: 1.5 g 상방; 6 g 전방; 3 g 측방. 시험물품은 이 하중을 3초 이상 견디면 통과된 것으로 여긴다.

주2 - 자문 정보 - (1) 탑승자는 가능한 안전멜빵으로 고정된다. (2) 탑승자의 뒤 또는 위에 위치하는 중량물을 모두 고려해야 한다. (엔진, 수화물, 연료, 밸러스트 등). (3) 설계는 전복되는 경우 탑승자 또는 탑승자들을 보호하는 설계특징을 가져야 한다.

설계 및 제작

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

재료 및 기량 - 재료는 사용 목적에 적합하고 내구성을 가져야 하며, 시험, 분석, 사용이력 또는 제작사 증명에 의해 나타나는 구조상 자재 변이로 인한 강도의 저하가 없도록 설계 값(강도)이 선정되어야 한다.

제작 방법

부품, 조립품과 항공기 제작기량은 높은 수준이어야 한다.

제작방법은 온전한 구조물이 꾸준히 생산되도록 해야 한다.

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

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

조종계통 작동시험 - 조종계통에 대한 기능시험은 최대 조종력이 조종석에 작용할 때 간섭, 재밍(jamming), 과도한 마찰 또는 과도한 편향으로부터 자유로워야 한다.

조종실 - 조종실은 조종사의 안락함, 좋은 시인성(계기, 플래카드 및 외부), 접근성, 탈출과 부드럽고 명확한 조작을 위해 모든 조종장치에 도달할 수 있는 능력이 제공되어야 한다.

동력장치

동력장치는 검사 및 정비를 위해 쉽게 접근할 수 있어야 한다.

엔진 - 동력패러슈트용 엔진은 형식증명이 필요하지 않다. 엔진의 장착 및 시험은 신뢰성과 운용성이 산업기준을 만족하여야 한다.

주 3 - 자문 정보 - 동력패러슈트는 단거리 착륙성능을 가진 가볍고 속도가 느린 항공기이다. 영공 비행을 위한 것이 아니며, 엔진은 비행안전 구성품으로 고려하지 않는다.

연료탱크 시험 -  연료탱크는 24.1 kPa (3.5 psi)의 압력시험을 실시하여야 하며 탱크 장착은 정해진 하중계수에 견딜 수 있어야 한다.

연료탱크 통기구 - 연료탱크 통기구는 비행중 사이펀현상이 없어야 한다.

연료 필터 - 연료계통에는 세척 및 교체를 위해 접근 가능한 연료 여과기 또는 필터가 포함되어야 한다.

장비 요구조건

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)

탑승자 안전 고정 시스템 - 탑승자 안전 고정 시스템은 최소한 3점이나 그 이상의 부착점으로 각각의 탑승자를 항공기에 고정시킬 수 있어야 하며 6.1.4.2항의 비상착륙조건에 적합한 하중계수로 설계되어야 한다.

운용 한계

일반 - 운용한계 또는 안전한 운용을 위한 다른 필요한 정보는 항공기 납품시 조종사가 이용할 수 있게 제정하여야 한다.

중량 및 무게중심 - 중량과 무게중심 한계는 기준면과 참고치를 포함하여 제공한다.

동력장치 - 동력장치 한계는 제공되어야 한다.

요구장비 (Requested Requirements)

이 절은 제6장 6.1.7에 따른다.

품질보증 (Quality Assurance)

적용범위

이 절은 동력패러슈트 사용자가 안전하게 비행할 수 있도록 동력패러슈트 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 규격 6.3.3.1, 6.3.3.2 또는 6.3.3.3에 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 동력패러슈트를 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 길들이기는 엔진 제작사에서 제시한 방법으로 시행하며, 모든 엔진 계기의 작동상태를 확인하여야 한다. 엔진 길들이기 동안 계기의 작동 상태에 대한 확인을 하지 않을 경우 계기 작동상태 확인은 분리된 절차에 따라 수행한다.

제품수락시험, 비행시험

모든 생산된 항공기는 적어도 다음의 시험비행을 하여야 한다.

동력패러슈트 - 15분의 비행시간, 최소한 1번의 이륙과 착륙을 포함하고,  비행조종장치의 트림상태 그리고 좌선회,우선회 및 플레어(Flare가 장착된 경우)에 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.

동력패러슈트 운영지침

적용범위

다음 요구사항은 동력패러슈트 제작에 해당한다. 이 절은 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준에 따라 설계 제작된 동력패러슈트를 위한 조종사 운용 핸드북 요구조건을 포함한다.

약어

AOI—항공기 운용 지침 (aircraft operating instructions)

MIP—정비 및 검사 절차 (maintenance and inspection procedures)

정보 요구조건

제공될 정보는 가능한 6.5.4.2에 규정된 대로 ‘정보판 (information plate)’에 포함돼야 한다. 여기에 더해서, 절 6.5.5와 6.5.6에 규정된 운용 및 정비 지침 문서들이 각 항공기의 최초 판매시 제작사 또는 판매사에 의해 제공되어야 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 금속으로 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.

모델—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

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 정상 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 제공되어야 한다.

중량 및 균형—항공기의 안전한 운용을 위한 중량 및 무게 중심 관련 정보가 제공되어야 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

동력패러슈트 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 매뉴얼

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

매뉴얼에는 제작자가 승인한 인원에 의해 사용한지 2년과 그 이후에는 검사원이나 시험을 통해 패러슈트 상태에 따라 지정한 간격으로 패러슈트를 의무적으로 평가하는 내용이 포함되어야 한다.

이 시험에는 공기 투과율, 강도, 변형평가가 포함되어야 한다.

제작사의 ‘적합성확인서 (Statement of Compliance)’

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.

동력패러슈트 날개 인터페이스 기술기준

적용범위

이 절은 동력패러슈트를 비행하고자 하는 사람이 안전하게 비행할 수 있도록 동력패러슈트 날개 제작자가 기체 제작자에게 제공하여야 하는 인터페이스 문서에 관하여 규정한다.

인터페이스 문서

인터페이스 문서는 항공기 제작사에서 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준 동력패러슈트 표준들에 대한 전반적인 인증을 완료하기 위해 필요한 자료이다. 다음의 자료가 주요 하청업체로부터 해당 항공기 제작사로 전달될 자료에 대해 권장되는 형식, 상세 및 일반적인 문서양식에 대한 지침이다.

제작사의 참조문서—다음은 하청업체로부터 제작사에 공급되어야 할 참조문서들이다. 이 문서들은 최신 상태로 유지되어야 하며, 각 제품 납품시 같이 제출되는 문서들에 의해 참조된다.

품질보증매뉴얼—제6장 6.3의 요구조건들을 만족시키기 위해서, 제작사가 하청업체의 최신 품질보증 매뉴얼의 사본을 서류철에 보관할 필요가 있다. 이 매뉴얼은 작성된 절차들이 다음의 관리 및 검사에 대해 유효함을 입증해야 한다:

도면 관리,

구성품 관리,

수입검사

재료 식별

검사

부적합 재료 취급,

품질보증(QA) 감사.

지속감항성—제6장 6.7의 요구조건들을 만족하기 위해서, 제작사가 하청업체의 최신 지속감항성 매뉴얼의 사본을 서류철에 보관할 필요가 있다.

제품수락시험—제6장 6.4의 요구조건들을 만족하기 위해서, 제작사가 하청업체의 최신 제품수락시험 절차의 사본을 서류철에 보관할 필요가 있다.

정비 매뉴얼 협조—제6장 6.6의 요구조건들을 만족하기 위해서, 제작사가 하청업체의 최신 정비 매뉴얼의 사본을 서류철에 보관할 필요가 있다.

적합성 확인서 협조—제6장 6.1의 요구조건들을 만족하기 위해서, 제작사가 하청업체의 최신 적합성확인서 협조 문서의 사본을 서류철에 보관할 필요가 있다. 이 협조 문서는 제작사에 의한 납품시 적합성 확인서에 의해 확인 되는 사항들을 기술한다.

제품 납품시 제출되는 자료—각 제작사의 완성품이 경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준의 표준들에 대한 인증을 완료하기 위해서 참조하는 개별 제품 문서를 제출해야 한다.

문서 일자—특정 납품 제품에 대한 문서가 작성된 일자를 문서 일자로 한다.

공급되는 제품의 식별:

제작사,

모델,

일련번호.

인터페이스 물리적 제한:

산줄 장착간격 및 길이제한이 날개에서 수용 가능한 산줄 길이 대 산줄 장착간격의 표로서 적절한 공차와 함께 제시되어야 한다.

특정한 용도를 만족하는 산줄의 유형, 제한, 또는 부품 번호가 식별되어야 한다.

조종 입력 제한,

설계 하중 능력.

파운드 단위의 설계극한하중—제작사의 설계 총중량을 근거로 요구되는 극한하중계수와의 적합성을 입증하기 위해서 제작사에 의해 사용되는 수치이다.

품질보증 매뉴얼 일자 기준—이 기준 일자는 제작사의 서류철에 있는 품질보증 매뉴얼이 최신 문서임을 제품별로 보장한다.

품질보증감사, 최근감사일자

날개 최상위  도면 번호, 개정 수준 및 배포 일자.

지속감항성 매뉴얼 일자 기준—이 기준 일자는 제작사의 서류철에 있는 지속감항성 매뉴얼이 최신 문서임을 제품별로 보장한다.

백업 자료 저장 위치.

제품수락시험 문서 일자 기준—이 기준 일자는 제작사의 서류철에 있는 생산승인시험 문서가 최신 문서임을 제품별로 보장한다.

정비 매뉴얼 일자 기준—이 기준 일자는 제작사의 서류철에 있는 정비 매뉴얼이 최신 문서임을 제품별로 보장한다.

적합성확인서 협조 문서 일자 기준—이 기준 일자는 제작사의 서류철에 있는 협조 문서가 최신 문서임을 제품별로 보장한다.

책임 있는 하청업체 관리자의 서명.

권고된 데이터 시트

아래 예시는 필요자료의 제공 방법을 보여 주는 예제 문서 형식이다.

그림 1. 지원 데이터 시트 참조

그림 1. 지원 데이터 시트

예시 1

회사명 XYZ

경량항공기용 파워드패러슈트 날개 인터페이스 문서

일자 _________

날개 제작사 __________________________

날개 모델 __________________________

날개 일련번호 _______________

1. 산줄 장착간격 및 길이제한이 날개에서 적용 가능한 □산줄 길이□ 대□산줄 장착간격□의 표로서 적절한 공차와 함께 제시됩니다.

2. 산줄 유형, 제한 또는 부품 번호 _____________ (산줄 장착간격 및 길이 요구 조건들을 만족하는 특정 부품 번호가 정의될 수 있습니다.)

3. 조종줄 당김 제한: 최대 전장 (in.) _______,

조종시 평균: 최소 (in.) _____ 최대 (in.) _____

4. 설계 극한하중 _________________ lbs.

참조문서:

1. 이 날개는 ASTM 표준 F 2240과 F 2244의 요구조건들을 만족하며, 적합확인서 협조문서 ______ 일자 ______ (서류철 상의 사본)에서 합의된 날개에 대한 적합성을 유지합니다.

2. 품질보증 매뉴얼 일자 _________ (서류철 상의 사본)

3. 최근 품질보증 감사 일자 _______ (서류철 상의 인증서 사본)

4. 이 날개는 최상위 도면 ____________ rev ___ 일자_________에 따라 제작되었습니다.

5. 지속감항성절차 매뉴얼 일자_________ (서류철 상의 사본)

6. 회사의 모든 날개 인증 문서의 백업은 다음에 저장되어 있습니다. _______________________

7. 제품수락시험 특별 요구조건들은 PAT 문서 __________ 일자 __________ (서류철 상의 사본)을 통해 협의되었습니다.

8. 특별 정비 매뉴얼 요구조건들은 정비 매뉴얼 요구조건 문서 __________ 일자 __________ (서류철 상의 사본)을 통해 협의되었습니다.

9. 이 문서는 아래 서명에 의해 이 날개에 대한 적합확인서를 의미합니다.

주: 만약 이 날개가 운용중인 항공기의 교체품으로 사용된다면, 사용자에게 전달되기 이전에, 날개 및 동체 제작사 양사의 협의를 바탕으로 직접 교체 절차 또는 추가 공장 시험에 의한 교체 절차가 완성되어야 합니다. 사용자는 항공기 정비 기록에 적절한 변경을 기록하도록 지시되어야 합니다.

회사 대표 또는 대리인에 의한 서명:

서명 _________________________ 직위 _______________________