기타 기술기준

경량항공기용 왕복불꽃점화엔진의 설계 및 제작 기술기준

적용범위

제7장 기타 기술기준

경량항공기 비행안전을 위한 기술상의 기준

제정 : 2009. 9. 10.		개정 : . . .

이 절은 시계비행에 사용되는 경량항공기를 위한 왕복압축착화엔진의 설계 및 제작에 대한 최소 요구조건을 포함한다.

의미 및 사용

이 절은 경량항공기용 엔진의 설계자 및 제작자들에게 엔진의 설계 및 제작에 사용되는 설계 참조 및 기준을 제공한다.

적합증명서는 설계 및 시험 과정 또는 제작자나 제작자의 지침에 따라 선정된 엔진 형식의 비행시험 과정에서의 시험 및 작성 문서를 근거로 한다.

엔진 형식 지정

엔진 부품 목록: 이 절에 따라 검증을 받는 각 엔진 모델별로 엔진 부품 목록이 요구된다.

새로운 엔진 형식 지정

모든 신규 엔진 형식은 이 절에 따라 검증되어야 한다.

엔진의 장착 인터페이스, 성능 또는 운용성에 큰 영향을 미치는 설계나 형상의 변화가 있을 경우에는 신규 엔진 형식을 지정한다.

부품의 설계 변경: 이 절에 의해 검증된 엔진 형식에서 부품 또는 구성품에 설계 변경이 있을 경우 이 절의 요구조건들에 대해 평가되어야 한다.

자료 요구조건

유지 자료—다음의 자료 및 정보는 제품의 생산이 중단된 후 최소 18년 동안 제작자의 시설내 서류로 유지되어야 한다:

엔진 형상을 정의하는 도면들,

부품 도면들에서 참조된 재료 및 공정 규격들,

이 7.2절과의 적합성 검증을 위해 작성된 기술셜계 해석 및 시험 자료.

배포 자료—해당 엔진이 적용되는 항공기의 설계 및 운용을 지원하기 위해 다음의 자료가 항공기 제작자에게 배포되어야 한다.

모든 예상 운용 환경에서 엔진 성능을 정의하는 엔진 성능 규격.

엔진의 모든 기능적, 물리적 인터페이스 요구 조건들을 정의하는 장착 매뉴얼. 이 매뉴얼은 엔진 외형/장착 도면을 포함해야 한다.

정상 및 비정상 운용 절차들과 운용 제한사항들을 정의하는 운용 매뉴얼; 이 매뉴얼은 엔진 모니터링용 게이지, 전기장치 또는 기타 장치의 적절한 사용을 위한 지침들을 포함해야 한다.

주기적인 장착 상태 정비, 대 검사, 오버홀 간격 및 기타 다른 정비 제한사항들을 정의하는 정비 매뉴얼.

만약 오버홀이 제작자에 의해 인가된다면, 차기 오버홀 때까지 운용상 안전한 감항 상태로 엔진을 되돌리는데 요구되는 부품의 교체나 수리, 또는 둘 다의 목적으로 엔진 분해 지침을 제공하는 오버홀 매뉴얼.

설계 기준

재료-엔진에 사용되는 재료들은 의도된 엔진 설계 조건들에 적합해야 한다.

화재 방지—엔진의 설계와 제작 및 사용되는 재료들은 다음의 방법들로 화재의 발생 및 전파 가능성을 최소화하여야 한다:

엔진과 같이 공급될 때, 가연성 유체를 담은 배관, 피팅 및 기타 다른 구성품들에는 내화성 자재를 사용한다.

누유된 가연성 유체의 발화를 방지하기 위해 구성품을 차폐하거나 구성품의 위치를 선정한다.

엔진 냉각—엔진 설계에는 냉각 설비를 포함해야 한다. 엔진 장착 매뉴얼은 엔진 및 구성품의 온도 제한사항들을 규정해야 한다.

엔진 장착—엔진의 장착점들은 기체에 대한 장착 구조의 정확한 설계를 위한 자료가 있어야 한다. 엔진 장착 및 관련 구조에 대한 최대 허용 제한하중 및 극한하중이 규정되어야 한다.

점화 시스템 -  각 불꽃 점화 기관은 적어도 각 실린더 당 2개의 스파크 플러그를 가지며, 전기 에너지의 분리된 공급원이 있는 독립된 2개의 전기 회로를 갖추거나, 이와 동등한 비행 중 신뢰성을 갖는 점화 체계를 갖추어야 한다. 시스템 정비는 제작자가 공급한 정비 매뉴얼에 규정되어야 한다.

예를 들면, 활공기와 같이 비행 중 엔진이 필요하지 않는 항공기에 사용되는 엔진은 1개의 점화장치만 갖추어도 된다.

1인용 항공기에 사용되는 엔진은 단일 점화장치를 이용할 수 있다.

전자엔진제어기 (EEC: Electronic Engine Controller):

본질적 단일 결함 허용—EEC는 전기 회로의 단일 결함을 수용하도록 설계되어야 한다. 단일 EEC의 손상이 중대한 동력 감소나 엔진 정지를 유발해서는 아니된다.

EEC들의 기능은 온도와 습기 상태를 포함해서 제작자가 지정한 운용 환경 조건에 의해 불리하게 영향을 받아서는 아니된다. 이 시스템이 검증된 한계는 장착 매뉴얼에 기록되어야 한다. 방사되는 EMI/HIRF에 대한 보호를 위해, 하네스나 전선들은 각각의 센서에서 끝단까지 차폐되어야 하고, 엔진에 전기적으로 접지되어야 한다. 엔진제어기 하우징 인터페이스에는 필터 핀 커넥터들이 위치해야 하고, 케이스에 접지하기 위해 분로해야 한다. 필터 핀 커넥터는 적어도 40dB의 감쇠를 가져야 한다. EMI 방출에 대한 대책으로, 전력선 필터들을 적용하여 엔진제어기로부터 외부로 나가는 신호에 대한 방출을 억제해야 한다.

연료 및 흡입 계통

흡입 시스템 착빙 - 연료 및 공기 흡입 통로는 착빙을 최소화하도록 설계되어야 한다.

여과—공기나 연료 흐름이 막히는 것을 방지하기 위해 필요한 연료 및 공기 여과의 타입과 등급이 규정되어야 한다.

액체 폐쇄 - 연료와 공기의 혼합을 처리하는 흡입 시스템에서의 각 통로는 자동배출 방식이거나 시동시 유압 폐쇄로부터의 손상을 발생하지 않음을 증명해야 한다.

윤활 계통

엔진의 윤활 계통은 엔진 운용시 예상되는 모든 비행 자세 및 대기의 상태에서 제 기능을 적절히 발휘할 수 있도록 설계되고 제작되어야 한다. 이런 요구조건은 습식 엔진인 경우 엔진에 최대 공급 윤활유의 1/2만 있을 때에도 충족되어야 한다.

필요시 윤활유 냉각 수단 장착이 가능하도록 엔진의 윤활 계통은 설계되고 제작되어야 한다.

크랭크케이스의 과다한 압력으로 인한 오일의 누유를 방지하기 위하여, 4행정 엔진의 크랭크케이스는 대기로 배출 가능한 구멍이 뚫려 있어야 한다. 이런 배출구멍은 얼음에 의한 배출 구멍의 폐쇄를 예방하는 방법이 있어야 한다.

진동 일반 - 엔진은 크랭크샤프트 회전 속도 및 엔진 동력의 정상 운용 범위에 걸쳐, 모든 엔진 부품 내에 과도한 응력을 유발하지 않고, 정상적으로 작동하도록 설계 및 제작되어야 한다.

아이들 속도부터 이륙시 요구되는 최대속도까지, 비틀림 및 휨 특성을 결정하기 위하여 엔진 크랭크축 진동 조사가 수행되어야 한다. 이 조사는 대표적인 프로펠러를 사용하여 수행되어야 하고, 그 어떠한 위험한 상태도 발생하여서는 아니 된다.

검증 시험

교정 시험—각 엔진 설계는 시험되어야 하며 엔진 정격 출력, 속도 및 연료 소모율이 결정되어야 한다.

이상폭발 시험 - 설계자/제작자가 해당 엔진에 규정한 연료를 사용하여, 의도된 운영 상태에서 각 엔진이 이상폭발을 하지 않음을 확인하기 위한 시험이 이루어져야 한다.

내구성 시험 - 각 엔진 형식은 다음 방법 중 하나의 방법을 통하여 내구성을 확인할 수 있는 엔진 시험을 해야 한다.

가속 오버홀 시험 - 이 시험은 엔진 오버홀 간격을 모의시험 한다. 이 시험에 대한 실험 계획은 최소한 다음 요소들을 결합해야 한다.

오버홀 간격에 걸쳐 발생할 수 있는 최대 출력 상태 시간의 최소 100%.

주 1 - 계산을 위해, 정상 비행의 매 시간마다 5분의 최대출력이 있는 것으로 가정한다.

오버홀 간격에 걸쳐 발생할 수 있는 순항 출력 상태 시간의  최소 10%

최대 출력에서 순항 출력 및 다시 최대 출력으로의 출력 변화가 매 시간마다 최소 1회.

매5시간의 시험 중 최소 1회의 엔진 시동.

최대출력으로 운용 중, 하나의 실린더는 CHT 제한치 10°F 이내에 유지되어야 하며, 나머지는 CHT 제한치보다 50°F가 낮아서는 아니 된다. 그리고 오일 유입구 온도는 제한치 10°F 이내로 유지되어야 한다.

엔진은 이 섹션에서 규정한 각각의 적합 가능한 운용 상태에서 견디도록 설계된 최대추력까지 엔진에 추력 하중을 부가하는 프로펠러를 장착해야 한다.

모든 부속 구동장치 및 마운팅 장착부에는 하중이 부가되어야 한다. 최대 출력에서 운용 중, 항공기 운용에만 사용되는 모든 보기류에 의해 부가되는 하중은 엔진 구동장치나 장착지점에 대한 설계 방안에 의해 규정된 제한 하중이어야 한다.

가속 오버홀 시험을 완료한 후에, 각 엔진은 완전하게 분해되어야 하고, 각 구성품은 설계사 또는 제작자가 설정한 새 제품 또는 오버홀 제한에 적합해야 한다.

기존 운용중인 항공기를 활용한 시험방법에 의한 내구성 시험 - 7.1.6.3. 가의 가속된 오버홀 시험에서 엔진은 내구성 비행 시험을 완료했다고 볼 수 있다.

기존 운용중인 항공기를 활용한 시험방법은 엔진 제작자의 관리 하에서 개발 중인 엔진의 제작 모델을 비행하는 실제 항공기에서 운용하는 것이다.

모든 엔진 정비는 문서화되어야 하고, 어떤 구성품도 시험 중에 교체될 수 없다. 구성품이 교체되는 경우에, 시험은 0시간부터 다시 시작해야 한다.

주기검사는 수행되어야 한다. 비행 시험은 엔진을 제작자가 서술하는, 7.1.4.2 다에서 요구하는 운용 매뉴얼에 따라 운용할 수 있는 모든 대기 상태에 따라 실시해야 한다.

주 2 - (3)에 있는 대기 상태는 외부 기온, 밀도 고도 및 습도 등의 포함을 의미한다.

매 5시간의 작동 중에 최소한 1회의 엔진 시동이 있어야 한다.

엔진은 최대 동력에서 엔진이 견디도록 설계된 최대 추진력까지 엔진에 추진 하중을 부가하는 프로펠러를 장착해야 한다.

모든 부속 구동장치 및 마운팅 장착부에는 하중이 부가되어야 한다. 항공기 운용에만 사용되는 모든 보기류에 의해 부가되는 하중은 엔진 구동장치나 장착지점에 대한 설계 방안에 의해 규정된 제한 하중이어야 한다.

내구성 시험을 완료한 후에, 엔진은 완전하게 분해해야  하고, 각 구성품은 설계자 또는 제작자가 설정한 새 제품 또는 오버홀 제한에 적합해야 한다.

엔진 오버홀 간격—엔진 오버홀 간격은 운용 매뉴얼에서 포함되어야 한다 (7.2.4.2.다 참조). 이 오버홀 간격은 7.2.6.3.가에서 가속된 오버홀 시험을 완료하기 위해 사용된 오버홀 시간이나 7.2.6.3.나로부터 엔진 형식 대표 시험기 (Fleet Leader) 시험법에서 누적된 시간의 80 %를 적용한다.

제작 요구조건

엔진 제작자는 생산된 각 품목이 설계에 적합 여부, 그리고 안전 작동 상태 여부를 확보하기 위해 필요한 검사와 시험을 수립해야 한다.

엔진 제작자의 시설에 인도될 때 적합성 및 품질이 완전하게 검사될 수 없는 부품 및 조립체의 허용된 품질을 보장하기 위해 사용되는 방법들을 포함하는 원자재, 구매품, 협력업체 제작 부품 및 조립품에 대한 검사.

관련된 모든 특별 제작 공정의 확인, 공정을 제어하기 위해 사용된 방법 및 완성된 엔진의 최종 시험 품질 절차를 포함해서 개별 부품 및 완성된 조립체의 생산 검사.

부품 처분 결정 및 불합격 부품의 처분 시스템을 포함한 부적합 재료 검토 시스템.

회사 검사원들에게 기술 도면, 규격서 및 품질 관리 절차의 최신 변경 사항들을 통지하기 위한 시스템.

전자엔진제어 시스템

소프트웨어 및 프로그램 가능 논리 장치—소프트웨어 또는 펌웨어를 사용하는 모든 시스템, 구성품 또는 하위조립체는 소프트웨어 또는 펌웨어가 최선의 산업 규정들에 따라 개발되었음을 증명하여야 하며, 이 소프트웨어 개발 및 검증 활동은 항공 산업에서 일반적으로 수용되는 방법론을 따라 수행되었음이 증명되어야 한다. 더욱이, 검증 수준은, 필요에 따라, 안전 목적과의 호환성을 보장하기 위해 설치 지침에 규정되어야 한다.

문서 및 검증 결과는, 필요에 따라, 국토해양부의 검토를 위해 제출되어야 한다.

복잡한 전기/전자 하드웨어—복잡한 전기/전자 하드웨어를 사용하는 모든 시스템, 구성품 또는 하위조립체는 이 하드웨어가 최선의 산업 규정들에 따라 개발되었음을 증명해야 하며, 이 하드웨어 개발 및 검증 활동은 항공 산업에서 일반적으로 수용되는 방법론을 따라 수행되었음이 증명되어야 한다. 더욱이, 검증 수준은, 필요에 따라, 안전 목적과의 호환성을 보장하기 위해 설치 지침에 규정되어야 한다. 문서 및 검증 결과는, 필요에 따라, 국토해양부의 검토를 위해 제출되어야 한다.

경량항공기용 왕복압축착화엔진의 설계 및 제작 기술기준

적용범위

이 절은 시계비행에 사용되는 경량항공기를 위한 왕복압축착화엔진의 설계 및 제작에 대한 최소 요구조건을 포함한다.

의미 및 사용

이 절은 경량항공기용 엔진의 설계자 및 제작자들에게 엔진의 설계 및 제작에 사용되는 설계 참조 및 기준을 제공한다.

적합증명서는 설계 및 시험 과정 또는 제작자나 제작자의 지침에 따라 선정된 엔진 형식의 비행시험 과정에서의 시험 및 작성 문서를 근거로 한다.

엔진 형식 지정

엔진 부품 목록: 이 절에 따라 검증을 받는 각 엔진 모델별로 엔진 부품 목록이 요구된다.

새로운 엔진 형식 지정

모든 신규 엔진 형식은 이 절에 따라 검증되어야 한다.

엔진의 장착 인터페이스, 성능 또는 운용성에 큰 영향을 미치는 설계나 형상의 변화가 있을 경우에는 신규 엔진 형식을 지정한다.

부품의 설계 변경: 이 절에 의해 검증된 엔진 형식에서 부품 또는 구성품에 설계 변경이 있을 경우 이 절의 요구조건들에 대해 평가되어야 한다.

자료 요구조건

유지 자료—다음의 자료 및 정보는 제품의 생산이 중단된 후 최소 18년 동안 제작자의 시설내 서류로 유지되어야 한다:

엔진 형상을 정의하는 도면들,

부품 도면들에서 참조된 재료 및 공정 규격들,

이 7.2절과의 적합성 검증을 위해 작성된 기술셜계 해석 및 시험 자료.

배포 자료—해당 엔진이 적용되는 항공기의 설계 및 운용을 지원하기 위해 다음의 자료가 항공기 제작자에게 배포되어야 한다.

모든 예상 운용 환경에서 엔진 성능을 정의하는 엔진 성능 규격.

엔진의 모든 기능적, 물리적 인터페이스 요구 조건들을 정의하는 장착 매뉴얼. 이 매뉴얼은 엔진 외형/장착 도면을 포함해야 한다.

정상 및 비정상 운용 절차들과 운용 제한사항들을 정의하는 운용 매뉴얼; 이 매뉴얼은 엔진 모니터링용 게이지, 전기장치 또는 기타 장치의 적절한 사용을 위한 지침들을 포함해야 한다.

주기적인 장착 상태 정비, 대 검사, 오버홀 간격 및 기타 다른 정비 제한사항들을 정의하는 정비 매뉴얼.

만약 오버홀이 제작자에 의해 인가된다면, 차기 오버홀 때까지 운용상 안전한 감항 상태로 엔진을 되돌리는데 요구되는 부품의 교체나 수리, 또는 둘 다의 목적으로 엔진 분해 지침을 제공하는 오버홀 매뉴얼.

설계 기준

재료-엔진에 사용되는 재료들은 의도된 엔진 설계 조건들에 적합해야 한다.

화재 방지—엔진의 설계와 제작 및 사용되는 재료들은 다음의 방법들로 화재의 발생 및 전파 가능성을 최소화하여야 한다:

엔진과 같이 공급될 때, 가연성 유체를 담은 배관, 피팅 및 기타 다른 구성품들에는 내화성 자재를 사용한다.

누유된 가연성 유체의 발화를 방지하기 위해 구성품을 차폐하거나 구성품의 위치를 선정한다.

엔진 냉각—엔진 설계에는 냉각 설비를 포함해야 한다. 엔진 장착 매뉴얼은 엔진 및 구성품의 온도 제한사항들을 규정해야 한다.

엔진 장착—엔진의 장착점들은 기체에 대한 장착 구조의 정확한 설계를 위한 자료가 있어야 한다. 엔진 장착 및 관련 구조에 대한 최대 허용 제한하중 및 극한하중이 규정되어야 한다.

점화—해당 엔진이 운용될 것으로 예상되는 모든 비행 및 대기 조건들에서 신뢰성 있는 연소가 이뤄져야 한다.

비행 고도에서 재시동에 대한 제한사항들이 설정되어야 하며 운용 매뉴얼에 기록되어야 한다.

예열 플러그 또는 다른 시동 보조장치들을 적용할 수 있다면 이들의 사용법이 설정되어야 하며 운용 매뉴얼에 기록되어야 한다.

전자엔진제어기 (EEC: Electronic Engine Controller):

본질적 단일 결함 허용—EEC는 전기 회로의 단일 결함을 수용하도록 설계되어야 한다. 단일 EEC의 손상이 중대한 동력 감소나 엔진 정지를 유발해서는 아니된다.

EEC들의 기능은 온도와 습기 상태를 포함해서 제작자가 지정한 운용 환경 조건에 의해 불리하게 영향을 받아서는 아니된다. 이 시스템이 검증된 한계는 장착 매뉴얼에 기록되어야 한다. 방사되는 EMI/HIRF에 대한 보호를 위해, 하네스나 전선들은 각각의 센서에서 끝단까지 차폐되어야 하고, 엔진에 전기적으로 접지되어야 한다. 엔진제어기 하우징 인터페이스에는 필터 핀 커넥터들이 위치해야 하고, 케이스에 접지하기 위해 분로해야 한다. 필터 핀 커넥터는 적어도 40dB의 감쇠를 가져야 한다. EMI 방출에 대한 대책으로, 전력선 필터들을 적용하여 엔진제어기로부터 외부로 나가는 신호에 대한 방출을 억제해야 한다.

연료 및 흡입 계통

연료 윤활성—만약 연료 계통 구성품이 연료의 윤활 작용에 의존하고 있다면, 운영 중에 사용될 수 있는 가장 낮은 윤활성을 가진 연료에 대해서, 이 구성품들의 적합한 기능 및 운영 수명이 설정되어야 한다. 이는 7.2.7의 검증 시험들 진행 도중 증명되거나 연료 계통/구성품 장치대시험과 같은 방식에 의해 증명될 수 있다.

여과—공기나 연료 흐름이 막히는 것을 방지하기 위해 필요한 연료 및 공기 여과의 타입과 등급이 규정되어야 한다.

공기폐색—연료 공급 라인들에서 공기에 대한 민감도가 설정되어야 한다. 만약 회수 흐름이나 퍼지 배관들이 필요하다면, 이들의 설비 방법이 장착 매뉴얼에 작성되어야 한다.

윤활 계통

엔진의 윤활 계통은 엔진이 운용될 것으로 예상되는 모든 비행 자세 및 대기 환경에서도 적절하게 기능하도록 설계 및 제작되어야 한다. 습식 섬프 엔진에서는, 엔진내에 최대 윤활유 공급양의 절반만이 공급될 때에도 이러한 요구조건이 만족되어야 한다.

엔진의 윤활 계통은 필요에 따라 윤활유 냉각장치를 장착할 수 있도록 설계 및 제작되어야 한다.

크랭크케이스 엔진은 크랭크케이스 내에 과도한 압력으로 인한 오일의 누유를 방지하기 위해 대기로 통기되어야 한다. 이러한 통기 방식은 결빙으로 인한 통기의 차단을 방지하기 위한 수단을 가져야 한다.

진동 일반—엔진은 크랭크샤프트 회전 속도 및 엔진 동력의 정상 운용 범위에 걸쳐, 모든 엔진 부품 내에 과도한 응력을 유발하지 않고, 정상적으로 작동하도록 설계 및 제작되어야 한다.

비틀림 및 굽힘 특성을 결정하기 위해, 엔진의 아이들 속도에서 최대 이륙 속도까지 크랭크샤프트 진동에 대한 조사를 수행하여야 한다. 이 조사는 대표적인 프로펠러를 장착하고 위험 상태가 유발되지 않는 상태에서 수행되어야 한다.

검증 시험

교정 시험—각 엔진 설계는 시험되어야 하며 엔진 정격 출력, 속도 및 연료 소모율이 결정되어야 한다.

노킹/연소실패 시험—각 엔진은 운영 중 사용될 수 있는 가장 낮은 세탄가연료로 시험되어야 한다. 부하감소로 인한 연소실패 가능성이 낮다는 것 또는 지연된 연소로 인한 과도한 실린더 압력 (노킹) 가능성이 낮다는 것, 또는 둘 모두가 증명되어야 한다.

내구성 시험—각 엔진 형식은 다음의 방법들 중 한 가지에 의해서 내구성을 검증할 수 있는 엔진 시험에 투입되어야 한다:

가속된 오버홀 테스트—이 시험은 엔진 오버홀 간격을 모의시험 한다. 이 시험에 대한 실험 계획은 최소한 다음의 실험 요건들을 반영하여야 한다:

오버홀 간격에 걸쳐 발생할 수 있는 최대 동력 상태 시간의 최소 100 %.

주 1 - 위 시간의 계산을 위해서, 정상 비행의 매 시간마다 5 분의 최대 동력을 갖는 것으로 산정한다.

오버홀 간격에 걸쳐 발생할 수 있는 순항 동력 상태 시간의 최소 10 %.

시험 매 시간마다 최대 동력에서 순항 동력 및 다시 최대 동력으로 변경하는 최소 한 번의 동력 사이클.

시험 매 5 시간마다 최소 한 번의 엔진 시동.

공랭식 엔진의 경우—최대 동력 상태에서 운용 중, 하나의 실린더는 제한 실린더 헤드 온도에서 10°F 이내로 유지되어야 하고, 나머지 실린더들은 이 제한 온도에서 50°F 이하로 운용되지 않으며, 오일 유입 온도는 제한 온도에서 10°F 이내로 유지되어야 한다.

엔진은 본 7.2.6에서 규정된 각각의 적용 가능한 운용 조건에서 엔진이 견디도록 설계된 최대 추진력까지 엔진에 추진 하중을 부가하는 프로펠러를 장착하여야 한다.

모든 부속 구동장치 및 마운팅 장착부에는 하중이 부가되어야 한다. 최대 동력에서 운용 중, 항공기 운용에만 사용되는 각 보기류에 의해 부가되는 하중은 엔진 구동장치나 장착지점에 대한 설계 방안에 의해 규정된 제한 하중이어야 한다.

가속된 오버홀 시험을 완료한 이후에는, 각 엔진은 완전 분해되어야 하며, 모든 구성품은 설계자/제작자에 의해 설정된 새 제품에 대한 제한이나 오버홀 제한에 적합해야 한다.

대표 시험기 (Fleet Leader)에 의한 내구성 시험—7.2.6.3.가의 가속된 오버홀 시험 대신에, 엔진은 내구성 비행 시험을 완료할 수도 있다.

대표 시험기 (Fleet Leader) 시험법은 엔진 제작자의 관리 하에서 개발 중인 엔진의 제작 모델을 비행중인 실제 항공기에서 운용하는 것이다.

모든 엔진 정비는 문서화되어야 하며, 본 시험 중 어떠한 구성품도 해당 엔진에서 교체되어서는 아니 된다. 만약 구성품이 변경된다면, 이 시험은 0 시간에서 다시 시작하여야 한다.

주기검사가 수행되어야 한다. 본 비행 시험은 5.2.3에서 요구되는 엔진 운용 매뉴얼에서 제작자에 의해 엔진이 운용될 것으로 언급된 모든 대기조건에 대해 엔진을 투입해야 한다.

주 2 - 7.2.6.3.나.(3)의 대기 조건들은 외부 공기온도, 밀도고도 및 습도를 포함하는 것을 의미한다.

운용 매 5 시간마다 최소 한 번의 엔진 시동이 있어야 한다.

엔진은 최대 동력에서 엔진이 견디도록 설계된 최대 추진력까지 엔진에 추력을 부가하는 프로펠러를 장착해야 한다.

모든 부속 구동장치 및 마운팅 장착부에는 하중이 부가되어야 한다. 항공기 운용에만 사용되는 모든 보기류에 의해 부가되는 하중은 엔진 구동장치나 장착지점에 대한 설계 방안에 의해 규정된 제한 하중이어야 한다.

본 내구성 시험을 완료한 이후에는, 각 엔진은 완전히 분해되어야 하며, 모든 구성품은 설계자/제작자에 의해 설정된 새 제품에 대한 제한이나 오버홀 제한에 적합하여야 한다.

엔진 오버홀 간격—엔진 오버홀 간격은 운용 매뉴얼에서 포함되어야 한다 (7.2.4.2.다 참조). 이 오버홀 간격은 7.2.6.3.가에서 가속된 오버홀 시험을 완료하기 위해 사용된 오버홀 시간이나 7.2.6.3.나로부터 엔진 형식 대표 시험기 (Fleet Leader) 시험법에서 누적된 시간의 80 %를 적용한다.

제작 요구조건

엔진 제작자는 제작된 모든 제품이 설계에 적합하며 안전한 운용을 위한 상태에 있음을 보장하기 위해 필요한, 적용 가능하다면, 다음을 포함하는 검사 및 시험을 구축해야한다:

엔진 제작자의 시설에 인도될 때 적합성 및 품질이 완전하게 검사될 수 없는 부품 및 조립체의 허용된 품질을 보장하기 위해 사용되는 방법들을 포함하는 원자재, 구매품, 협력업체 제작 부품 및 조립품에 대한 검사.

포함된 모든 특별 제작 공정들의 확인 및 이 공정들을 관리하기 위해 사용된 방법들과 완성된 엔진의 최종 시험 품질 절차를 포함하는 개별 부품 및 완성된 조립체의 생산 검사.

부품 처분 결정 및 불합격 부품의 처분 시스템을 포함하는 부적합 재료 검토 시스템.

회사 검사원들에게 기술 도면, 규격서 및 품질 관리 절차의 최신 변경 사항들을 통지하기 위한 시스템.

전자엔진제어 시스템

소프트웨어 및 프로그램 가능 논리 장치—소프트웨어 또는 펌웨어를 사용하는 모든 시스템, 구성품 또는 하위조립체는 소프트웨어 또는 펌웨어가 최선의 산업 규정들에 따라 개발되었음을 증명하여야 하며, 이 소프트웨어 개발 및 검증 활동은 항공 산업에서 일반적으로 수용되는 방법론을 따라 수행되었음이 증명되어야 한다. 더욱이, 검증 수준은, 필요에 따라, 안전 목적과의 호환성을 보장하기 위해 설치 지침에 규정되어야 한다.

문서 및 검증 결과는, 필요에 따라, 국토해양부의 검토를 위해 제출되어야 한다.

복잡한 전기/전자 하드웨어—복잡한 전기/전자 하드웨어를 사용하는 모든 시스템, 구성품 또는 하위조립체는 이 하드웨어가 최선의 산업 규정들에 따라 개발되었음을 증명해야 하며, 이 하드웨어 개발 및 검증 활동은 항공 산업에서 일반적으로 수용되는 방법론을 따라 수행되었음이 증명되어야 한다. 더욱이, 검증 수준은, 필요에 따라, 안전 목적과의 호환성을 보장하기 위해 설치 지침에 규정되어야 한다. 문서 및 검증 결과는, 필요에 따라, 국토해양부의 검토를 위해 제출되어야 한다.

고정 또는 지상 조절형 경량항공기 프로펠러의 설계 및 시험 기술기준

적용범위

이 절은 경량항공기용 고정피치 또는 지상 조절형 프로펠러들에 대한 설계, 시험 및 품질보증에 대한 최소 요구조건 수립을 위한 기준을 포함한다.

이 절은 프로펠러들에 대한 기체 장착 요구조건들은 다루지 않는다.

용어

정의:

블레이드 - 회전하며 공기에 작용하는 프로펠러의 공력 부분

블레이드 루트 - 허브와 연결되어 블레이드를 구속시키는 블레이드의 일부분

고정피치 프로펠러 - 피치 설정 조절 기능이 없는 프로펠러

지상 조정형 프로펠러 - 항공기가 지상에 있으며 프로펠러가 회전하지 않는 상태에서만 피치 조절이 가능한 프로펠러

허브 - 프로펠러 조립체의 블레이드들을 구속시키는 장치

피치 설정 - 해당 프로펠러의 사용 매뉴얼에서 지정된 방법에 따라 임의의 반경에서 측정된 블레이드 각에 의해 결정되는 프로펠러 블레이드 설정

일반사항

본 7.3절의 준수를 주장하는 각 제작사들은 이 절에서 적용되는 요건들에 대한 적합성을 증명할 수 있어야 한다.

제작사들은 수용 가능한 엔진-프로펠러 조합 목록을 작성하고 활용 가능하게 해야 한다.

제작사들은 운용 매뉴얼 또는 최소한 다음의 정보를 포함하는 매뉴얼들을 작성하고 활용 가능하게 해야 한다:

프로펠러의 전반적인 설명과 프로펠러의 특징

프로펠러 회전축에 대한 질량 관성 모멘트

프로펠러 설치에 대한 지침

프로펠러 운용에 대한 지침

최대 허용가능 엔진 동력과 회전 속도 및 기타 프로펠러의 안전한 운용을 위해서 제작사에 의해 필요하다고 판단되는 운용 제한 사항들

지상 피치 조절형 프로펠러들에 대해서, 피치 조절 지침과 운용 중 허용되는 최소 및 최대 피치 설정값

프로펠러의 탈착 지침

각 제작사들은 정비 매뉴얼을 작성하고 활용 가능하도록 해야 한다. 이 정비 매뉴얼은 수명 주기 동안 프로펠러의 지속적인 안전과 적절한 운용을 제공하는 것을 목적으로 하며 최소한 다음의 내용을 포함해야 한다:

프로펠러가 세척, 조정, 검사 및 시험 권장 주기를 제시하는 정비 일정

허용 손상 및 마모 허용치

다음을 포함하는 적용 가능한 정비 및 오버홀 지침

필요 공구 목록

작업을 수행하는 인력에게 요구되는 기술 또는 훈련

필요한 검사

수리와 오버홀의 순서 및 방법의 상세 사항

시험 요구 조건

만약 제작사가 프로펠러 또는 프로펠러 부품들의 강제 교환 주기를 설정할 필요가 있다면, 이 요구 조건의 상세한 내용을 별도의 명백히 구분되는 수명 제한 절에 서술하여야 한다.

설계 및 제작

설계 특징 - 프로펠러는 각각의 의심스러운 설계 상세 또는 부분에 대해서 시험에 의해 적절성이 수립될 수 없는 한, 위험하거나 신뢰성이 없는 것으로 입증된 설계 특징들을 포함해서는 아니 된다.

재료 - 프로펠러에 사용되는 재료의 적절성과 내구성은:

시험 또는 운영 경험에 의하여 설정되어야 하며,

초기 설계와 검증 시험에서 사용된 강도와 기타 다른 재료 물성치들을 지속적으로 만족하거나 초과함을 보장하는 문서화된 규격에 적합해야만 한다.

내구성 : 프로펠러의 각 부품은 운용 중에 발생할 수 있는 손상 및 마모를 고려하여 설계 및 제작되어야 한다. 프로펠러는 검사와 오버홀 주기 사이의 기간 동안 정비 매뉴얼에 제시된 최대 손상 및 마모 한계에서도 정상적으로 동작할 수 있어야 한다.

지상 조절형 프로펠러 : 지상-조절형 프로펠러의 조정 시스템은 통상 또는 긴급 운용 중에 조정 시스템 내의 어떠한 손상 또는 오작동이 발생하더라도 프로펠러 블레이드 피치 설정이 수용할 수 없을 정도로 변경되지 않아야 한다. 만약 구조 요소들의 파괴 발생 가능성이 거의 없을 경우에는 구조 요소들의 파괴를 고려할 필요는 없다.

프로펠러 강도와 내구성 : 프로펠러는 7.3.5의 적용 가능한 요구 조건들에 따라서 충분한 내구성을 가지고 있으며, 지속적인 운용에서도 안전한 값을 초과하지 않는 응력을 가진다는 것이 입증되어야 한다.

시험과 검사

일반사항

각 제작사는 해당 프로펠러가 손상 및 오동작 없이 본 7.3.5의 적용 가능한 시험과 검사를 완료할 수 있음을 입증할 수 있어야 한다.

최소 적용 가능 시험과 검사 요구 조건들은 프로펠러 재질에 따라 표 7.3.1에 개괄되어 있다.

강도 시험

모든 프로펠러 - 프로펠러 조립체 전체는 (운용 매뉴얼에 명기된) 최대 회전 속도에서 발생할 수 있는 하중의 두 (2) 배의 균일 원심력 하중을 발생하는 회전 속도에서 한 (1) 시간 동안 시험되어야 한다. 이 요구 조건의 목적을 위해서, 최대 회전 속도의 최소 1.41 배에서의 ‘초과 속도 시험(overspeed test)’ 또는 ‘정적 인장 시험 (static pull test)’이 적합성 검증 방법으로 수용 가능하다. 만약 정적 인장 시험이 사용된다면, 각 블레이드가 수반하는 필요 하중은 최소 블레이드 스팬의 안쪽 절반 이내에서 지지되어야만 한다.

블레이드 탈착이 가능한 프로펠러들에서는, 블레이드 루트와 블레이드 구속 시스템은 최대 회전 속도에서 블레이드 하중에 의해 발생하는 원심력의 네 (4) 배에 상응하는 하중 수준에서 한 (1) 시간 동안 정적으로 시험되어야 한다.

응력 측정, 피로 강도 및 피로 해석

임의의 응력 피크 및 공진 조건들을 포함한 프로펠러 진동 응력의 크기는 전 프로펠러 운용 범위에 걸쳐서 대표적인 엔진 위에서 직접적인 응력 측정에 의해 결정되어야 한다.

블레이드 구속 시스템의 ‘피로 허용 응력(fatigue allowable)’을 결정하기 위해 ‘풀스케일 (full-scale)’ 피로 시험이 수행되어야 한다.

시험 또는 해석을 통해, 프로펠러 블레이드의 ‘블레이드 중앙부 (mid-blade)’와 팁 영역에 대한 피로 허용 응력이 결정되어야 한다. 이 시험은 일반적인 운영 손상 및 마모를 고려해야 한다.

측정된 응력들과 루트, 블레이드 중앙부 및 팁의 피로 허용 응력들을 사용하여, 지정된 검사 기법을 사용할 때 지정된 프로펠러 검사 사이의 기간 동안 프로펠러의 파괴가 발생하지 않음을 입증하는 피로 평가가 수행되어야만 한다.

내구성 시험

프로펠러는 이 프로펠러를 장착하도록 지정된 엔진 또는 최대 프로펠러 회전 속도 및 직경에서 최대 동력을 제공할 수 있는 진동 현상을 대표하는 엔진에서 내구성 시험을 수행해야 한다. 이 프로펠러 피치는 최대 이륙 RPM에서 최대 이륙 동력을 얻을 수 있도록 조정될 수 있다. 프로펠러 피치는 지정된 운용 속도 주의 사항을 회피할 필요가 없다면 나머지 시험 동안 조정될 필요가 없다. 이 시험은 일정에 따라 수행되며, 그림 7.3.1에 도시된 순서를 따른다.

이 시험 동안, 필요에 따라 시험을 멈추는 것은 허용되지만, 멈춰진 시험 스케쥴 지점에서 시험이 재시작 및 진행되어야 한다.

분해 검사

7.3.4에서 기술된 각 시험의 완료 이후에, 해당 프로펠러는 완전히 분해되어 이 프로펠러 부품의 균열, 마모, 변형 및 기타 비정상 조건들에 대한 상세한 검사가 수행되어야 한다.

분해 검사 동안에 발견된 모든 불충족 사항들은 이 규격에 대한 프로펠러의 규정 준수를 확립하기 위해서 설계 변경과 추가 시험을 통해 반드시 해결되어야만 한다.

표 7.3.1 시험 및 검사 요구 조건들에 대해 적용 가능한 7.3.5절 내용

프로펠러 블레이드 재질	강도/피로 시험	내구성 시험	검사/정비
나무	7.3.5.2
복합재	7.3.5.2 또는 7.3.5.3	7.3.5.4	7.3.5.5 및 7.3.5.6
금속	7.3.5.2 또는 7.3.5.3

프로펠러 조정 및 부품 교환 - 제작사는 시험 중에 프로펠러에 대해 지원이나 수리를 할 수 있다. 수행 완료된 모든 지원 또는 수리는 정비 매뉴얼에 의해 허용되어야만 한다. 만약, 부품들의 수리 또는 교체가 정비 매뉴얼의 범위를 넘어서면서 시험 도중 또는 분해 검사에 의해 이러한 수리 또는 교체가 필요한 것으로 밝혀졌다면, 이 절에 대해 해당 프로펠러의 적합성을 수립하기 위해서, 추가적인 시험 또는 설계 변경 또는 양쪽 모두에 문제 있는 부품들을 투입해야만 한다.

식별 표식

프로펠러, 프로펠러 블레이드 또는 프로펠러 허브의 각 제작사는 명판, 인장, 각인, 에칭 또는 기타 영구적인 식별 방법을 통해 각각을 확인시켜야 한다.

이 식별은 통상의 운용 중 떨어지거나 제거되지 않으며, 사고에서도 분실되거나 파괴되지 않도록 비교적 안전한 면에 위치해야 한다.

식별 표식은 다음의 정보를 포함해야 한다. 이 마킹으로부터 프로펠러 직경, 피치 (고정-피치 프로펠러) 및 제작자의 식별이 분명해야 한다. 기타 필요 정보는 표식에 필요한 공간을 제한하기 위해 암호화되거나 축약될 수 있다.

제작사의 식별

프로펠러 모델 명

프로펠러 일련 번호

부품 번호 (또는 동등의 표식)

프로펠러 직경

프로펠러 피치 (고정-피치 프로펠러)

설계 관리

프로펠러의 설계는 최소한 다음 내용으로 구성되어야 한다:

본 규격에 적합함이 입증된 프로펠러의 형상 및 설계 특징들을 정의하기 위해 필요한 도면, 규격과 이러한 도면 및 규격의 목록.

프로펠러의 구조 강도를 정의하기 위해 필요한 치수, 재료 및 가공 과정에 대한 정보

동일 또는 비슷한 설계를 가진 이후의 프로펠러들이 이 절의 요구 조건들을 만족시키는지 여부를 비교에 의해서 판단할 수 있도록 하는 기타 필요 데이터.

품질 보증

프로펠러 제작사는 제작된 프로펠러들이 확립된 설계에 대해 적합성을 유지함을 보장하는 품질 보증 시스템을 가져야만 한다.

그림 7.3.1 프로펠러 내구성 시험 스케쥴