목 차 Subpart A 일반 page 25.1 적용 소급적용을위한특수규정 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인에대한특수규정 1 Subpart B 비행 일반 적합성의입증 중량분포범위 중량한계

Transcription

1 항공기기술기준 (Korean Airworthiness Standards) Part 25 감항분류가수송(T) 류인비행기에대한기술기준

2 목 차 Subpart A 일반 page 25.1 적용 소급적용을위한특수규정 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인에대한특수규정 1 Subpart B 비행 일반 적합성의입증 중량분포범위 중량한계 중량중심범위 공허중량과대응중량중심 제거가능밸러스트(Removable Ballast) 프로펠러속도와피치범위 3 성능 일반 실속속도 이륙 이륙속도 가속정지거리 이륙경로 이륙거리및이륙활주 이륙비행경로 상승 : 일반 착륙상승 : 전엔진작동상태 상승 : 한엔진부작동상태 항로비행경로 착륙 14 조종성및기동성 일반 세로조종(Longitudinal Control) 방향조종과가로조종 최소조종속도 19 트림 제정: i

3 트림 20 안정성 일반 정적세로안정성 정적세로안정성의실증 정적가로안정성및정적방향안정성 동적안정성 23 실속 실속의실증 실속특성 실속경보 24 지상및수상조종특성 가로안정성과조종 방향안정성및조종 지상활주조건 풍속 수상에서의분무특성, 조종및안정성 27 기타비행요건 진동과이상진동 (Buffeting) 고속도특성 트림이되지않은상태에서의특성 28 Subpart C 구조 일반 하중 안전율 강도및변형 구조의증명 30 비행하중 일반 31 비행기동과돌풍조건 대칭기동조건 비행기동영역선도(V-n 선도) 설계대기속도 제한기동하중계수 34 제정: ii

4 돌풍하중 설계연료및윤활류하중 고양력장치 롤링상태 요우기동조건 37 추가조건 엔진토크 엔진및보조동력장치마운트에작용하는측방하중 여압실하중 엔진고장에따른비대칭하중 자이로효과하중 속도제어장치 39 조종면및조종계통하중 조종면하중 : 일반 힌지선에평행한하중 조종계통 조종계통하중 이중조종장치 차조종계통 트림탭의효과 탭 지상돌풍상태 비대칭하중 보조공력면 플랩 특수장치 43 지상하중 일반 착륙하중조건과가정 착륙장치의배열 수평착륙조건 꼬리내림착륙조건 한쪽바퀴착륙조건 측하중조건 반동착륙조건 지상조종조건 지상활주, 이륙및착륙상태에서의롤 제동상태에서의롤조건 지상선회 47 제정: iii

5 꼬리바퀴요잉 전륜의요잉및조 축선회 역전제동 견인하중 다차륜식착륙장치의비대칭지상하중 잭지지대와고정끈고정대 51 수상하중 일반 설계중량및중량중심위치 하중의적용 선체(hull) 및주플로트(float) 의하중계수 선체(hull) 및주플로트(float) 의착수조건 선체(hull) 및주플로트(float) 의이수조건 선체(hull) 및주플로트(float) 의바닥압력 보조플로트(float) 하중 수중익하중 56 비상착륙상태 일반 비상착륙에대비한동적조건 불시착에대비한구조 58 피로평가 구조의손상허용과피로평가 58 낙뢰피해방지 낙뢰피해방지 60 Subpart D 설계및구조 일반 일반 재료 제작방법 결합구(Fastener) 구조의보호 접근할수있는설비 재료의강도특성및재료설계값 특별계수 주물계수 62 제정: iv

6 면압계수(Bearing factor) 피팅계수 공기탄성학적안정성요구조 조류충돌에의한손상 65 조종면 강도의증명 장착 힌지(Hinge) 65 조종계통 일반 안전성증가, 자동및동력식계통 정지장치(Stops) 트림계통 조종계통의돌풍대비장치 정적제한하중시험 작동시험 조종계통의각부분 케이블계통 연결부위 양력및항력장치, 조작 양력및항력장치지시기 플랩의상호연결장치 이륙경보장치 69 착륙장치 일반 충격흡수시험 [ 예비] [ 예비] 인입장치(Retracting mechanism) 차륜(Wheel) 타이어 제동장치및제동계통 스키 74 플로트(floats) 및선체(hulls) 주플로트(float) 의부력 주플로트의설계 선체(Hulls) 75 제정: v

7 승객, 승무원및화물을위한설비 조종실 조종실의문 조종실의시계( 視界 ) 확보 전면창및측면창 조종실조종장치 조종실조종장치의조작및효과 조종실조종장치손잡이의형태 출입구문 좌석, 침대, 안전벨트및어깨끈(Harnesses) 적재칸 객실, 조종실및조리실내중량물고정 승객용정보신호및표시 바닥표면 보안 84 비상설비 비상착수 비상탈출 비상탈출구 비상탈출구요구조건 비상탈출보조수단및탈출경로 비상탈출구표시 비상조명 비상탈출구접근 통로폭 열의최대좌석수 객실바닥아래서비스실( 조리실을포함) 화장실문 97 환기계통및난방계통 환기계통 객실의오존농도 난방계통 98 여압계통 여압실 여압실의시험 9 화재방지 소화기 구획의내부 100 제정: vi

8 화장실화재방지 화물실 단열및방음재료 화물실의분류 화물실의연기또는화재검출계통 연소가열기의화재방지 가연성유체의화재방지 조종계통, 엔진마운트및기타비행구조부재의화재방지 화재방지 : 기타구성부품 화재보호 : 계통 106 기타요건 수평위치 프로펠러근방의보강 전기적본딩및정전기보호 106 Subpart E 동력장치 일반 장착 엔진 자동이륙추력제어계통 프로펠러 프로펠러의진동 프로펠러여유간격 프로펠러제빙 역추력장치 터보제트엔진역추력장치시험 터보프로펠러항력제한장치 터빈엔진의작동특성 공기흡입구, 엔진및배기구의적합성 감속 추력또는동력증강장치 111 연료계통 일반 연료시스템의분석및시험 연료시스템의독립성 연료시스템의낙뢰방호 연료흐름 연결된탱크사이의연료흐름 113 제정: vii

9 사용불가능한연료의공급 고온에서의연료시스템작동 연료탱크의일반적인요구조건 연료탱크시험 연료탱크장착 연료탱크팽창공간 연료탱크고이개(sump) 연료탱크의연료주입구 연료탱크의환기구및기화기의기포환기구 연료탱크배출구 가압식급유시스템 연료탱크발화방지 117 연료시스템구성품 연료펌프 연료시스템배관및피팅 연료시스템구성품 연료밸브 연료여과기또는필터 연료시스템배출구 연료사출장치 120 윤활유계통 일반 오일탱크 오일탱크시험 오일배관및피팅 오일여과기또는필터 오일시스템배출구 오일방열기 오일밸브 프로펠러페더링시스템 123 냉각 일반 냉각시험 냉각시험절차 124 흡기계통 흡기 흡기계통의결빙방지 기화기공기예열기의설계 126 제정: viii

10 흡기계통의도관및공기관계통 흡기계통의여과망 중간냉각기및후방냉각기 127 배기계통 일반 배기관 배기열교환기 배기구동식터보과급기 128 동력장치제어및보기 동력장치제어장치 : 일반 보조동력장치의제어 엔진제어장치 점화스위치 혼합기제어장치 프로펠러회전속도및피치제어장치 프로펠러페더링제어장치 비행구역아래에서의역추력및프로펠러피치설정 기화기공기온도제어장치 과급기제어장치 연료사출계통제어장치 동력장치보기 엔진점화계통 보기기어박스 131 동력장치의방화설비 화재위험구역 방화벽후방나셀지역과가연성유체배관을포함하는엔진포드부착구조물 가연성유체를운반하는구성품 가연성유체 화재위험구역의방출및환기 차단장치 방화벽 엔진보기다이어프램 카울링및나셀외판 소화계통 소화제 소화제용기 소화계통재료 화재탐지계통 적합성 136 제정: ix

11 Subpart F 장비 일반 기능및장착요건 비행및항법계기 동력장치계기 기타장비 장비및시스템요건과장착 전원의용량및분배 시스템의낙뢰방호 고강도전자장(HIRF) 으로부터의보호 141 계기장착 배치및시계확보 경고등, 주의등및기타지시등 대기속도지시계통 정압계통 정압관가열지시장치 자기방향지시계 자동조종장치 동력공급을요하는계기 계기시스템 비행지시시스템 동력장치계기 146 전기계통및장비 일반사항 전기장비및전기장비의장착 배전계통 회로보호장치 부상에대한예방조치 비상조건전기공급장치 전기계통의시험 전기장비, 모터및변압기 150 등화 계기등 착륙등 위치표시등의장착 위치표시등의이면각 위치표시등의배광과강도 151 제정: x

12 전방및후방항공등의수평면상에서의최소광도 전방및후방항공등의수직면상에서의최소광도 전방및후방위치표시등의중복광의최대광도 색광의사양 정박등 충돌방지등시스템 주익착빙감시등 154 안전장비 일반 착수장비 결빙방지 휴대용확성기 기내방송장치 156 기타장비품 전자장비 진공시스템 유압시스템 가압및공압시스템 방호호흡장비 산소장비와공급 보조산소의최저유량 산소분배시스템에대한장비기준 산소공급장치에대한기준 산소사용확인수단 화학적산소발생기 산소공급장치의파열방지 동결위험이있는용액의배출 조종실음성기록장치 비행기록장치 고속회전체를포함하는장비품 164 Subpart G 운용제한사항, 표시및비행교범 일반 164 운용제한사항 대기속도제한사항( 일반) 최대운용제한속도 기동속도 플랩작동속도 165 제정: xi

13 최소조종속도 착륙장치작동속도 기타속도한계 돌풍속도, V RA 중량, 중량중심및중량분포 동력장치운용제한사항 보조동력장치운용제한사항 최소승무원수 시스템또는동력장치고장후의비행시간한계설정 운용방식 대기온도및운용고도 감항성계속유지를위한지침서 기동하중계수 기타운용제한사항 장거리운항(ETOPS) 승인 168 표시및게시판 일반사항 계기표시- 일반사항 대기속도제한표시 자기방향지시기에대한표시 동력장치및보조동력장치의계기에대한표시 윤활유유량계에대한표시 연료유량계에대한표시 제어계통에대한표시 기타표시및설명판 안전장비품 대기속도에관련된설명판 170 비행교범 일반사항 운용제한사항 작동절차 성능자료 172 Subpart H 전선연결시스템(EWIS) 정의 전선연결시스템(EWIS) 기능및장착 전선연결시스템(EWIS) 시스템및기능 전선연결시스템(EWIS) 시스템분리 전선연결시스템(EWIS) 안전성 전선연결시스템(EWIS) 구성품식별 전선연결시스템(EWIS) 화재방지 176 제정: xii

14 전선연결시스템(EWIS) 전기적본딩및정전기방지 전선연결시스템(EWIS) 회로보호기구 전선연결시스템(EWIS) 접근장치 전선연결시스템(EWIS) 보호 전선연결시스템(EWIS) 인화성유체화재방지 동력장치전선연결시스템(EWIS) 전선연결시스템(EWIS) 인화성유체차단수단 전선연결시스템(EWIS) 계속감항성지침서 동력장치및 APU 화재탐지시스템 전선연결시스템(EWIS) 화재탐지시스템일반 178 부록 부록 부록 부록 부록 A 착륙장치 179 B 수상기 183 C 착빙조건 185 D 최소승무원수결정기준 192 E 보조동력장치 193 부록 F 196 부록 G 연속돌풍설계기준 242 부록 H 계속감항성유지를위한지침서 245 부록 부록 부록 I 자동이륙추력제어시스템(ATTCS) 248 J 비상탈출시험 250 K 장거리운항(ETOPS) 252 부록 L 고강도전자기장(HIRF) 환경과장비품에대한시험수준 262 부록 부록 M 연료탱크시스템인화성감소수단 264 N 연료탱크가연성노출및신뢰성분석 266 제정: xiii

15 Subpart A - 일반 25.1 적용 (a) 본기술기준은별도로정한경우를제외하고는최대이륙중량이 5,700kg 초과하는수송류 비행기에대하여적용한다. (b) 신청자는증명을받고자하는비행기가 Part 25의해당기술기준에적합하다는것을증명 하여야한다 소급적용을위한특수규정 다음의각조항의경우에는특별규정을제정하여소급적용할수있다. (a) 신청일자에상관없이, 당초형식증명을받은것보다승객용좌석을더늘리기위한부가형 식증명( 또는형식증명추가) 을받고자하는경우 (b) 신청일자에상관없이, 1987년 10월 16 일이후에제작된비행기에대하여부가형식증명( 또 는형식증명추가) 을받고자하는경우 (c) 상기 (a) 또는 (b) 항에서추가로규정한특별규정이필요에의하여개정되는경우이에대 한적합성입증을요구할수있다 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인에대한특수규정 (a) 적용. 본항은다음과같은비행기의장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을신청하는자에게 적용한다. (1) 2007년 2월 15 일을기준으로형식증명을이미받은비행기, 또는 (2) 2007년 2월 15일이전에최초형식증명을신청한비행기 (b) 두개의엔진이장착된비행기. (1) 부록 K 내의 항의다음과같은규정을만족할필요가없는경우를제외한, 180분 이하의장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을받으려는신청자는 항을만족하여야 한다. (i) K25.1.4(a) 연료시스템의압력과흐름요구조건 (ii) K25.1.4(a)(3) 낮은연료량경고, 그리고 (iii) K25.1.4(c) 엔진오일탱크설계 (2) 180 분을초과하는장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을받으려는신청자는 항을만 족하여야한다. (c) 두개이상의엔진이장착된비행기. 2015년 2월 17일또는이후에제작된비행기중두개 이상의엔진이장착된비행기에대한장거리운항형식설계승인을받으려는신청자는 항을만족하여야한다. 단, 3명의비행승무원이요구되는비행기에대한장거리운항 형식설계승인신청자는부록 된다. K25.1.4(a)(3) 항의낮은연료량경고의규정을만족하지않아도 Subpart B 비행 제정:

16 일반 (a) (1) (2) 적합성의입증 적합성을입증하려면승인을받으려는적재조건범위내에서항공기중량과중량중심의적 절한조합조건하에서다음과같은방법으로이장의모든요건을충족시켜야한다. 증명대상형식의비행기에대한시험또는시험결과에기초를두고시험과동등한정확도 를가진계산 조사한조합으로부터적합성이합리적으로추론이되지않을경우중량과중량중심의각 조합에대한체계적인조사 (b) [ 예비] (c) 비행기의조종성, 안전성, 트림및실속특성은최대예상운용고도까지의각고도에대해서 입증하여야한다. (d) 비행시험중중량, 하중( 중량중심과관성), 대기속도, 동력, 바람등과같은시험상의중대 (e) 한변수들의중요수치는공차범위내에있어야한다. 비행특성요건에대한적합성이안정성증강장치나그외의자동혹은동력식장치에좌 우된다면그적합성은 항및 에따라입증되어야한다. (f) (d) 항, 항, 및 항등의요건에대해풍속은지표면상 10m의높이에 (g) 서측정한것이거나풍속을측정한높이가다를경우높이차이에대하여수정한것이어야 한다. 본 Subpart의결빙조건과관련된요건들은신청자가결빙조건에서의비행인증을받고자 할경우에한하여적용한다. (1) (a) 항, (c) 항, (b)(1) 항과 (b)(2) 항, 항, (c)(2) 항, (c) 항과 (d) 항, 항, (b) 항부터 (e) 항의요건들을제외하고본 Subpart의각요건들은 결빙조건에서만족되어야한다. 본요건들에대한적합성은비행기의정상운용상태 에서신청자가설정하여비행교범에제시한결빙방지관련운용한계와운용절차에따 라부록 C 에정의된착빙조건에서입증되어야한다. (2) 비결빙조건(Non-icing condition) 에서설정된 25.23항에따른하중분포한계와 25.25항 에따른중량의한계는결빙조건또는착빙조건에서도변경없이그대로적용하여비행 할수있다. 단, 본 Subpart 의성능요건에따라별도로제한된경우에는예외로한다 중량분포범위 (a) 비행기를안전하게운용할수있는중량및중량중심의범위를설정하여야한다. 만일어 느한가지중량과중량중심의조합이실수로한계를초과할염려가있는특정한중량분 포범위내에서만( 날개길이방향같이) 허용되는경우이러한범위와그에대응하는중량과 중량중심의조합을설정해두어야한다. (b) 중량분포범위는다음사항을초과하지않아야한다. (1) (2) (3) 선정한범위 강도가증명된범위 이기술기준의각비행요건에대한적합성을보일수있는범위 중량한계 (a) 최대중량 : 비행기의운용조건( 램프, 지상활주또는수상활주, 이륙, 순항, 착륙등), 환경조 제정:

17 건( 고도및온도등) 및적재조건( 무연료중량, 중량중심의위치와중량분포) 등에대응하 는최대중량은다음을넘지않게설정하여야한다. (1) 특정조건에대하여신청자가선정한최대중량또는, (2) 구조상하중요건및비행요건에적합함이증명된최대중량. 단, 보조동력로켓엔진을장착 (3) 한비행기는이기술기준의부록 E 에설정해놓은최대중량또는, 소음기준의요건에대한적합성을보일수있는최대중량 (b) 최소중량 : 최소중량( 이기술기준의각요건에대한적합성을보일수있는최소중량) 는 다음각호보다적지않아야한다. (1) 신청자가선정한최소중량또는, (2) 설계최소중량( 이기술기준의각구조하중조건에대한적합성을보일수있는최소중량) (3) 또는, 각비행요건에대한적합성을보일수있는최소중량 중량중심범위실제적으로구분할수있는각운용조건에대해최전방및최후방중량중심의범위를설정하여야한다. 이러한범위는다음한계를넘지않도록한다. (a) 신청자가선정한최끝단한계 (b) 구조가보증된최끝단한계 (c) 각비행요건에대한적합성을보일수있는최끝단한계 (a) (1) 공허중량과대응중량중심 공허중량과이에해당하는중량중심은다음사항들을포함한비행기의중량을측정하여결 정하여야한다. 고정밸러스트 (2) 항에의하여결정한사용불능연료 (3) (i) (ii) 다음을포함하는작동유체전량 윤활유 유압유 (iii) 비행기계통의정상운전에필요한기타유체 ( 단, 음료수, 화장실용수, 엔진분사용물등 은제외 ) (b) 공허중량이결정되는비행기의상태조건은명확히정의되고용이하게반복될수있어야한다 제거가능밸러스트(Removable Ballast) 이기술기준의비행요건에대한적합성을입증하는데있어제거가능밸러스트를사용할수있다 프로펠러속도와피치범위 (a) 프로펠러속도와피치범위는다음조건에맞게설정하여야한다. (1) 정상운전조건에서안전할것. (2) 항에서 항까지의성능요건에적합할것. (b) 조속기에는프로펠러속도를제한하는장치가있어야한다. 이장치는프로펠러의최대회전 속도가허용치를넘지않도록엔진의최대속도를제한해야한다. (c) 프로펠러의낮은피치를제한하는장치는다음상태에서엔진속도가최대속도의 103% 와 제정:

18 (1) (2) (3) 승인된최대과속도의 99% 중큰수치를넘지않게하도록설정되어있어야한다. 프로펠러가낮은피치한계와에있고조속기가고장난상태 바람이없는표준대기조건에서비행기가정지하고있는상태 왕복엔진비행기에있어엔진이이륙흡기압력한계에서작동하고있거나터보프롭항공기 에있어엔진이최대이륙토크한계에서작동하는상태 성 능 (a) (b) (1) 일반 특별히규정하는경우를제외하고비행기는바람이없는대기상태에서이기술기준의해당 성능요건을충족해야한다. 엔진의출력또는추력의영향을받는성능은다음각항의상대습도를전제로하여평가 한다. 터빈엔진비행기에대한상대습도 (i) 표준온도이하 : 80% (ii) 표준온도 +10 (+50 ) 이상 : 34% 상기온도사이의온도에대한상대습도는선형적으로변화하는것으로한다. (2) 왕복엔진비행기에대한상대습도는표준대기의경우 80% 이다. 증기압에대한엔진출력 수정은다음표에따른다. 고도 H m (ft) 증기압 e mmhg (in.hg.) 비습도ω [lb(kg) 건조공기당 lb(kg) 수분] 밀도비 ρ/ σ= (0) (0.403) (1,000) (0.354) (2,000) (0.311) (3,000) (0.272) ,200 (4,000) (0.238) ,500 (5,000) (0.207) ,850 (6,000) (0.1805) ,100 (7,000) (0.1566) ,450 (8,000) (0.1356) ,750 (9,000) (0.1172) ,050(10,000) (0.1010) ,600 (15,000) (0.0463) ,100(20,000) ( ) ,600(25,000) ( ) (c) 성능은특정한주위대기상태, 특정한비행조건, (b) 항에따른상대습도등에서의이용추진 (1) (2) 추력에대응되는것이어야한다. 이용추진추력은승인된출력또는다음각항을뺀추력 을넘지않는엔진의출력이나추력에대응하는것이어야한다. 장착손실 특정한주위대기상태와비행조건에서보기와부대장치에의해 추력 흡수되는등가출력또는 (d) 특별히규정하는경우를제외하고, 신청자는비행기의이륙, 항로운항, 접근및착륙형태 들을선정하여야한다. (e) 항공기형태들은하기 (F) 에서규정하는운용절차와조화되는범위내에서중량, 고도, 온 제정:

19 도등에따라달리할수있다. (f) 특별히규정하지않는한, 가속정지거리, 이륙비행경로, 이륙거리및착륙거리를결정할때 항공기의형태, 속도, 출력및추력등에대한변경은신청자가설정한운항시의운용절차 에따라행하여야한다. (g) 항및 (d) 항에명시한조건에관련하여착륙실패와접근실패에대한절차를설 정하여야한다. (h) 상기(f) 항및 (g) 항에따라설정한절차는다음각항은 ; (1) 평균적인기술을지닌승무원들이일관적으로수행할수있는것이어야한다. (2) 안전하고신뢰성있는장치또는방법을사용하여야한다. (3) 운용중통상적으로예기되는조작시간지연에대한여유를허용해야한다. (i) 및 항에서각각규정하는가속-정지거리와착륙거리는허용가능한마모범위 내의최대마모한계에서비행기의차륜제동장치가모두있는상태로결정하여야한다 실속속도 (a) 지시실속속도 V SR 는신청자가정의한보정속도로서 1-g의실속속도보다작지않아야하며 다음식으로표현된다. V CLMAX = 하중계수-보정양력계수가본항의 (c) 항에서규정한기동중에최초 로최대값이될때얻어진수정대기속도. 선택한받음각에서기수가아래로향하도록갑자 기미는장치(stick pusher 등) 에의하여기동이제한을받을때, V CLMAX 는이장치가작 동하는순간의속도보다작지않아야한다. n ZW W = S = q = = V CLMAX 에서비행경로에수직한하중계수 비행기총중량 공력학적지시날개면적 동압 (b) V CLMAX 는다음의사항과함께결정된다. (1) 엔진공회전또는결과적인추력으로인하여실속속도가크게감소하는경우에는, 실속 속도에서 0 의추력보다크지말것. (2) 이륙위치에서프로펠러피치제어( 적용할수있는경우) (3) ( 플랩및착륙장치, 착빙과같은) 다른관점에서, V SR 이사용되는시험이나성능기준에서 존재하는조건의비행기 (4) 요구성능기준에적합함을결정하기위하여 V SR 을변수로서사용하고있을때의중량 (5) 최고값의지시실속속도를만드는중량중심위치 (6) 신청자가선정한속도에서직선비행을하도록트림된비행기. 단, 속도는 1.13 V SR 보다작 지않으며 1.3 V SR 보다크지않음. (c) 안정된트림상태로부터시작해서세로방향조종장치를조작하여비행기를감속한다. 속도 감소는초당 1 knot 를초과하지말아야한다. 제정:

20 (d) (a) 항의규정에추가하여, 선정된받음각에서기수를아래로향하도록갑자기미는장치 (stick pusher 등) 가장착되어있을때는지시대기속도 V SR 은그장치가작동하는때의속 도보다 2 노트또는 2% 중더큰값보다작지않아야한다 이륙 (a) 항의이륙속도, 항의가속정지거리, 항의이륙비행경로, 항의이륙 비행경로는신청자가다음조건에서설정한운용한계내의각중량및고도와대기온도에 서선택된이륙형태에서결정되어야한다. (1) 비결빙조건(Non-icing condition) 에서. 그리고, (2) 부록 C에서정의된이륙착빙상태로 (b) 항의형태에서다음과같은경우에는결빙 (b) 조건에서 (i) 최대이륙중량에서실속속도가비결빙조건(Non-icing condition) 에서의실속속도보다 5.6km/h(3 노트) CAS 또는 V SR 의 3% 이상초과하는경우. 또는 (ii) (b) 항에따라설정된상승경사도의성능저하가 (b) 항에서정의된실제-순 이륙비행경로경사도(actual-to-net takeoff flight path gradient) 감소분의 1/2 보다큰 경우. 이기준에필요한자료를취하기위해행하는이륙은특별한조종기술이나주의를요하는 것이아니어야한다. (c) 이륙자료는다음조건에서취한다. (1) 육상기및수륙양용기 (i) 활주로는평활하고, 건조하며단단해야함. (ii) 신청자의선택에따라, 활주로는홈이있거나또는다공성의마찰이있으면서젖은상태 로단단해야함. (2) 수상기및수륙양용기의경우평활한수면일것. (3) 스키식비행기의경우평활하고건조한눈일것. (d) 이륙자료에는설정된운용한계내에서다음과같은운용수정인자들이포함되어있어야한 다. (1) 이륙방향에반대되고이륙경로와평행한공칭풍속성분의 50% 이하풍속과이륙방향과같 (2) 고이륙경로와평행한공칭풍속성분의 유효활주로기울기 150% 이상되는풍속 이륙속도 (a) V 1 은다음과같이 V EF 에연관시켜설정해야한다. (1) V EF 는임계엔진이부작동상태가되었다고가정했을때의보정속도이다. V EF 는신청자가 선정하되 (e) 항에따라정한 V MCG 보다작지않아야한다. (2) 보정을한 V 1 은신청자가선정하는이륙결정속도이다. 그러나, V 1 은 V EF 에임계엔진이부 작동되는순간부터, 가속정지시험에있어서조종사가취하는감속조치에서알수있듯이 조종사가이를인지하여대응조치를취할때까지의시간동안부작동상태인임계엔진으 로얻는속도를더한값보다작지않아야한다. (b) 보정한 V 2min 은다음값이상이되어야한다. (1) 다음비행기에있어서는 1.13 V SR (i) 쌍발또는 3 발의터보프롭비행기및왕복엔진비행기. 제정:

21 (ii) 한엔진부작동시엔진출력실속속도를현저히감소시키는장치가없는터보제트비행기 (2) 다음비행기에있어서는 1.08 V SR (i) 4 발이상의터보프롭비행기및왕복엔진비행기 (ii) 한엔진부작동시엔진출력실속속도를현저히감소시키는장치가있는터보제트비행기 (3) 에서정한 V MC 의 1.1배 (c) 보정한 V 2 는최소한 (b) 항에서요구되는상승기울기를갖도록신청자가선정하되다 음값들보다적지않아야한다. (1) V 2min (2) V R 에이륙면상 10.7m(35ft) 의고도에이르기전에얻어지는(25.121(b)(2) 항에따라) 속도증 가분을더한속도 (3) (h) 항에서정한기동능력을발휘하는속도 (d) V MU 는보정한속도로이속도이상에서는비행기가안전하게지상을떠서이륙을계속할 수있는속도이다. V MU 는증명을받으려는전범위의추력/ 중량비에대해신청자가선정 하여야한다. 이자료들이지상이륙시험을통해확인된다면이러한속도들은자유공기자료 로부터설정하여야한다. (e) 보정된 V R 은다음 (1) 항에서부터 (4) 항에따라선정한다. (1) V R 은다음값들보다작지않아야한다. (i) V 1 (ii) V MC 의 105% (iii) 이륙면상 10.7m(35ft) 의고도에도달하기전에 V 2 를얻을수있는속도( (c)(2) 항에 따라결정 ) (iv) 비행기의기수가실제가능한최대비율로들려지는경우, 전엔진작동상태에서의 V MU 의 110% 이상이고, 한엔진부작동상태에대응되는추력/ 중량비에서결정되는 V MU 의 105 이상인 V LOF 를가져오는속도 (2) 모든조합의조건( 중량, 형태, 온도등과같이) 에서한엔진부작동상태나전엔진작동 상태에서의이륙요건에대한적합성을증명하는데에는이절에따라정한단일값인 V R 을사용하여야한다. (3) 상기 (1) 과 (2) 항에따라정한 V R 값보다 5노트적은기수올림속도에의한한엔진부작 (4) 동시이륙거리가설정된 V R 을사용하였을때의이륙거리를초과하지않음을증명해야한 다. 이륙거리는 (a)(1) 항에따라정한다. 비행기운용에있어통상적으로예견되는범위내에서설정된이륙절차를 ( 과도의기수올림과트림이되지않는상태와같은) 벗어나더라도 불안전한비행특성이나타나거나 항에따라설정한계획이륙거리를크게초과하는현상이나타나지않아야한다. (f) V LOF 는보정속도로비행기가처음으로공중에떠오를때의속도를말한다. (g) 보정한 V FTO 는최소한 (c) 항에서요구하는상승기울기를갖도록신청자가선정하되 다음값들보다적지않아야한다. (1) 1.18 V SR, 그리고 (2) (h) 항에서정한기동능력을발휘하는속도 (h) 결빙조건비행을위한 V 1, V R, V 2 이륙속도를설정하는데있어, 비결빙조건(Non-icing condition) 을기준으로설정된 V MCG, V MC, V MU 값을사용할수있다 가속정지거리 제정:

22 (a) 건조한활주로에서의가속정지거리는다음의거리중더긴것으로한다. (1) (i) (ii) (iii) 다음각항의거리들을합한거리 전엔진작동상태에서비행기를정지된출발점에서부터건조한활주로로부터이륙하기 위하여 V EF 까지가속하기까지의거리 임계엔진이 V EF 에서정지하여조종사가건조한활주로에서이륙하기위한 V 1 의속도에 서이륙을단념하였다는가정하에, 비행기를 V EF 로부터시작하여이륙단념과정에서 도달하게되는최고속도까지가속시킨거리 상기 (a)(1)(ii) 항의가속이끝난점에서부터건조한활주로에서비행기를완전히정지시 키기까지의거리. (iv) 건조한활주로에서이륙하기위한 V 1 의속도에서 2초동안이동하는거리 (2) (i) (ii) 다음각항의거리들을합한거리 조종사가건조한활주로에서이륙하기위한 V 1 의속도에서이륙을단념하기위한최초의 조치를취하였다는가정하에, 비행기가모든엔진이작동하는상태로출발점에서있는 때로부터이륙단념과정중에도달하는최고속도까지비행기를가속시킨거리. 모든엔진이작동하고있는상태의건조한활주로에서상기 에서부터비행기를완전히정지시키기까지의거리. (iii) 건조한활주로에서이륙하기위한 V 1 의속도로 2초동안움직인거리 (b) 젖은활주로에서의가속정지거리는다음의거리중더긴것으로한다. (1) (a) 항의규정에따라결정된건조한활주로에서의가속정지거리 (a)(2)(i) 항의가속이끝난점 (2) 활주로가젖어있으며젖은활주로에해당하는 V EF 및 V 1 의값이사용되는경우를제외하 (c) 고, (a) 항에따라정해진가속- 정지거리. 젖은활주로에서의가속정지거리를결정할때차 륜제동장치의정지력은다음을초과할수없다. (i) (i) 및본항의 (a) 항의규정을만족하도록결정된차륜제동장치의정지력 (ii) (c) 또는 (d) 항에서정해진젖은활주로에서의제동마찰계수로인한힘. 이륙승인을받 은가장위험한중량중심위치에서차륜에제동이걸렸을때와걸리지않았을때의사 이의범위에서정상하중의분포를고려하여야한다. 평활하고젖은상태의활주로에서의제동마찰계수는지상속도대비마찰계수곡선으로정 의되며다음과같이계산되어야한다. (1) 젖은활주로에서타이어와지면간의최대제동마찰계수는다음으로정의된다. 타이어압력 = 비행기의최대운항시타이어압력(psi) μt/gmax = 타이어와지면간의최대제동계수 V = 비행기실제지상속도(knots) 제정:

23 위에수록되지않은타이어압력에는선형삽입법이사용될수있다. (2) 젖은활주로에서의타이어와지면간최대제동마찰계수는젖은활주로에서의미끄럼방지계통의효율을감안하여조정하여야한다. 미끄럼방지계통의작동은평활한젖은활주로에서의비행시험에의하여실증되어야하며그효율이결정되어야한다. 평활한활주로에서의비행시험시정량적해석에의하여특별한미끄럼방지계통의효율이결정되지못한다면, (c)(1) 항에서결정된젖은활주로에서의타이어와지면간의최대제동마찰계수에비행기에장착된미끄럼방지계통의종류와관련된효율값을곱하여야한다. 미끄럼방지계통의종류 효율값 On-Off 0.30 Quasi-Modulating 0.50 Fully Modulating 0.80 (d) 신청자의선택에따라, 더높은값의젖은활주로에서의제동마찰계수를홈이있거나다공성의마찰수로처리를한활주로표면에사용할수있다. 홈이있고다공성인마찰수로활주로에서는젖은활주로에서의제동마찰계수를다음중하나로서정의한다. (1) 건조한활주로에서의가속정지거리를결정하기위하여사용하는건조한활주로에서의제동마찰계수의 70% (2) (c) 항에서정의한젖은활주로에서의제동계수. 특정값으로결정된미끄럼방지계통의효율이홈이있거나다공성의마찰수로젖은활주로에적합하고젖은활주로에서의타이어와지면간최대제동마찰계수가다음과같이정의된경우는제외한다. 타이어압력 = 비행기의최대운항시타이어압력(psi) μt/gmax = 타이어와지면간의최대제동계수 V = 비행기실제지상속도(knots) 위에수록되지않은타이어압력에는선형삽입법이사용될수있다. (e) (f)(1) 항에서규정한사항을제외하고, 가속정지거리를결정할때바퀴제동장치외의장치는 다음조건에적합한경우에한하여사용할수있다. (1) 안전하고신뢰성이있을것. (2) 정상적인운용상태에있어서일관된결과를기대할수있을것. (3) 비행기의조종에특별한기술을필요로하지않을것. (f) 사용가능한역추력효과는다음과같아야한다. (1) 건조한활주로에서가속정지거리를결정할때감속을위한추가적인장치로서포함되지 제정:

24 말아야한다. (2) (e) 항의규정이만족된다는가정하에젖은활주로에서가속정지거리를결정할때지정된 역추력절차를사용하여감속을위한추가적인장치로포함될수있다. (g) 가속정지거리측정중착륙장치는계속내려져있어야한다. (h) (i) 가속정지거리가활주로면과본질적으로다른표면특성을가지는정지로를포함하고있다 면이륙자료의가속정지거리에는운용수정계수를포함시켜야한다. 이수정계수에는해당 정지로의특성과설정된운용한계내에서의계절적기상조건( 기온, 비, 눈, 얼음등과같은) 에따른이표면특성의변화를반영해야한다. 최대제동운동에너지의가속정지거리에대한비행시험을통한실증은비행기의차륜제동 장치의각각에남아있는허용가능한제동마모범위가 한다. 10% 미만인상태로이루어져야 (a) 이륙경로 이륙경로는정지출발점으로부터이륙면위 450m(1,500ft) 의고도또는이륙에서항로운항 형태로의이행이완료되고비행기의속도가 V FTO 에도달하는고도중높은쪽고도까지로 한다. 이에더하여, (1) 이륙경로는 (f) 항에제시된절차를기준으로하여야한다. (2) 비행기는지상에서 V EF 까지가속하고여기에서임계엔진을끄고나머지이륙과정이끝날 때까지작동시키지않아야한다. (3) V EF 에도달한후 V 2 까지가속되어야한다. (b) V 2 까지가속하는동안앞바퀴는 V R 이상의속도에서지면으로부터떠올라도된다. 그러나 비행기가공중에부양하기전에착륙장치를올리지않아야한다. (c) 위의 (a) 항및 (b) 항에따라이륙경로를결정할때에는; (1) 이륙경로의공중구간은매지점에서양(+) 의경사도를가져야한다. (2) 이륙면상 10.7m(35ft) 의고도에이르기전에비행기속도는 V 2 에도달해야하며되도록 V 2 에가깝게가속하다가이륙면위 120m(400ft) 에도달할때까지가능한한 V2에가까운 속도를유지하되 V2 보다작아서는안된다. (3) 이륙면상 120m(400ft) 의높이에도달한점에서부터이륙경로상각지점에서의이용가능 한상승경사도는다음각항보다작지않아야한다. (i) 쌍발기의경우 1.2% (ii) 3발기의경우 1.5% (iii) 4발기의경우 1.7% (4) 착륙장치접어올림과프로펠러를자동페더링을제외하고비행기형태는변경되지않아 야한다. 또한비행기가이륙면으로부터 122m(400ft) 고도에도달할때까지조종사의동 작을요하는출력또는추력의변동이없어야한다. (5) (a)(2) 항에따라결빙조건에서비행을하기위한이륙경로의설정이필요한경우, 이 륙경로상의비행부분은다음과같은비행기항력을기준으로해야한다. (i) 이륙면에서부터고도 10.7m(35ft) 부터 122m(400ft) 까지부록 C에서정의된이륙착빙상태 에서의항력과 (ii) 이륙면에서부터고도 122m(400ft) 부터이륙경로의끝단까지부록 C에서정의된최종 이륙착빙상태에서의항력 (d) 이륙경로는연속적으로이륙을실증하거나이륙경로상의각비행구간을종합하여결정되 제정:

25 어야한다. 이륙경로를결정하는경우에는 - (1) 각비행구간은형태, 출력또는추력, 속도의뚜렷한변화에따라명확히정의되어야한다. (2) 각비행구간에서비행기의중량, 형태, 엔진출력또는추력등은일정해야하며그비 행구간을대표하는임계조건에대응되어야한다. (3) 비행경로는지면효과를받지않는비행기의성능을기준으로한다. (4) 이륙경로가연속적인경로와비교하여보수적으로설정될수있도록이륙경로에대한자 료는비행기가지면효과의영향권을벗어나속도가안정되는지점까지의연속적인이륙 실증비행을통해확인되어야한다. 비행기는날개길이만큼의고도에다다르면지면효과 영역을벗어난것으로간주한다. (e) 예비동력로켓엔진을장착한비행기의경우이륙경로는부록 E의 2부에따라결정될수있다 이륙거리및이륙활주 (a) 건조한활주로에서의이륙거리는다음각항들의거리보다커야한다. (1) 건조한활주로에서 항에따라이륙출발점으로부터이륙면상 10.7m(35ft) 의고도에 도달하는위치까지이동한이륙경로에평행한수평거리. (2) 전엔진작동상태로이륙출발점으로부터 항의절차에따라비행기가이륙면상 10.7m(35ft) 의고도에도달하는위치까지이동한이륙경로에평행한수평거리의 115% 에 해당하는거리. (b) 젖은활주로에서의이륙거리는다음중더긴거리로한다. (1) (a) 항에서정해진건조한활주로에서의이륙거리 (2) 비행기가이륙출발점으로부터시작하여젖은활주로에서 항에서정해진이륙면상 10.7m(35ft) 의고도에도달하기전에 V 2 와같은속도로이륙면상 4.5 m(15 ft) 지점까지이 동한이륙경로에평행한수평거리 (c) 이륙거리에대피로가포함되어있지않은경우, 이륙활주는이륙거리와동일하여야한다. 이륙거리에대피로가포함되어있는경우에는다음과같아야한다, (1) 이륙활주거리는다음각항들의거리보다커야한다. (i) 이륙출발점에서부터비행기의속도가 V LOF 에도달하는점과건조한활주로에서의 항에따라비행기가이륙면상 동한수평거리. 10.7m(35ft) 고도에도달하는점사이의중간위치까지이 (ii) 전엔진작동상태로 항에따라이륙출발점에서부터비행기의속도가 V LOF 에도달 하는점과비행기가이륙면상 한수평거리의 10.7m(35ft) 115% 에해당하는거리. (2) 젖은활주로에서의이륙활주는다음중더긴거리로한다. 고도에도달한점사이의중간위치까지이동 (i) 젖은활주로에대한 항의규정에따라이륙면위로 10.7 m(35 ft) 의고도에도달하 기전에 V 2 의속도를낼수있는비행방식으로이륙면위 이륙경로의수평거리 4.5 m(15 ft) 고도까지이동한 (ii) 항에서규정한절차에따라비행기의모든엔진이작동하는상태로비행기가이륙 출발점으로부터시작하여 V LOF 에도달하는지점과이륙면위로 달하는지점의중간지점까지이동한이륙경로의수평거리의 10.7 m(35 ft) 115% 되는거리 고도에도 이륙비행경로 (a) 이륙비행경로는활주로노면상태에따라 (a) 또는 (b) 항에서활주로표면에대해적 제정:

26 (b) 정하게정하는이륙거리끝의이륙면상 10.7 m(35 ft) 점에서시작한다. 순수이륙비행경로자료는다음각항의상승기울기만큼매점에서감소된실제이륙비행 경로( 항및상기(a) 항에따라정한) 를대표할수있도록정해야한다. (1) 쌍발기의경우 0.8% (2) 3발기의경우 0.9% (3) 4발기의경우 1.0% (c) 예시된상승기울기감소량은비행기가수평비행으로가속하는점에서이륙비행경로의해당 부분에따른가속에대한등가감소량으로적용해도좋다 상승 : 일반 및 의요건에대한적합성은해당비행기에대해설정된운용한계내에서각각의 중량, 고도, 대기온도와각형태에서가장불리한중량중심에대해서증명되어야한다 착륙상승 : 전엔진작동상태 최소비행아이들(Idle) 출력또는추력에서다음설정에해당하는착륙포기출력또는추력까 지증가시킨직후 사도는 3.2% 보다커야한다. 8초간얻을수있는출력또는추력상태에서착륙비행형태로정상상승경 (a) (b)(2)(i) 항에따라설정된 V REF 의상승속도로비결빙조건(Non-icing condition) 에서 (b) (b)(2)(ii) 항에따라설정된 V REF 의상승속도로결빙조건에서부록 C에정의된착륙 착빙상태에서 상승 : 한엔진부작동상태 (a) 이륙 : 착륙장치내림상태 : 지면효과가없는 항의비행형태와비행경로상의임계 이륙비행형태( 비행기의속도가 V LOF 에도달하는점과착륙장치를완전히올림상태로되는 점사이) 에있어서정상상승기울기는 V LOF 에서다음조건과함께쌍발기에있어서는정 (+) 의값, 3발기에있어서는 0.3% 이상, 4발기에있어서는 0.5% 이상이어야한다. (1) 임계엔진은부작동상태이고나머지엔진은 항에따라착륙장치올림을시작할때의 이용출력또는추력일것. 단, 비행경로에따라더중요한동력운전조건이이후에그러나 착륙장치를완전히올리기전에생기지않아야한다. (2) 중량은 항에따라착륙장치를올리기시작할때의중량과같은것으로정한다. (b) 이륙 : 착륙장치올림상태 : 착륙장치를완전히올린비행경로상의이륙비행형태에있어 서와지면효과없이 항에따른비행형태에서다음과같아야한다. (1) 정상상승경사도는 V 2 에서다음조건과함께쌍발기에있어서는 2.4% 이상, 3발기에있 어서는 2.7% 이상, 4발기에있어서는 3.0% 이상이어야한다. (i) 임계엔진은부작동상태이고나머지엔진은 항에따라착륙장치올림을시작할때 의이용출력또는추력일것. 단, 비행경로에따라더중요한동력운전조건이비행경 로이후에서부터이륙면상 (ii) 중량은 120m(400ft) 의높이에도달하기전에생기지않아야한다 항에따라착륙장치를완전히올린상태에서의중량과같은것으로정한다. (2) 본항목의 (b)(1) 항의요건은다음의조건에서만족되어야한다. (i) 비결빙조건(Non-icing condition) 에서. 그리고, (ii) 다음에해당하는이륙착빙상태로 (b) 항에따라이륙착빙형태로있는경우부록 C 에따라정의된이륙착빙상태의결빙조건에서 제정:

27 (A) 최대이륙중량에서실속속도가비결빙조건(Non-icing condition) 에서의실속속도보 다 5.6km/h(3 노트) CAS 또는 V SR 속도의 3% 보다크거나 (B) (b) 항에따라설정된상승경사도의성능저하가 (b) 항에서정의된실제- 순이륙비행경로경사도(actual-to-net takeoff flight path gradient) 감소분의 1/2 보 다큰경우. (c) 최종이륙단계 : 항에서정해진이륙경로의끝에서의순항비행형태에서, 다음을만 족해야한다. (1) 정상상승기울기는 V FTO 및다음의상태에서쌍발기의경우에는 1.2%, 3발기에있어서는 1.5%, 4발기에서는 1.7% 보다커야한다. (i) 임계엔진은부작동상태이고나머지엔진은최대연속출력또는추력상태. 그리고, (ii) 중량은 항에따라설정된이륙경로의최종단계에서의중량 (2) 본절의 (c)(1) 항의요건은다음의조건에서만족되어야한다. (i) 비결빙조건(Non-icing condition) 에서. 그리고, (ii) 다음에해당하는이륙착빙상태로 C 에따라정의된이륙착빙상태의결빙조건에서 (b) 항에따라이륙착빙형태로있는경우부록 (A) 최대이륙중량에서실속속도가비결빙조건(Non-icing condition) 에서의실속속도보 다 5.6km/h(3 노트) CAS 또는 V SR 속도의 3% 보다크거나 (B) (b) 항에따라설정된상승경사도의성능저하가 (b) 항에서정의된실제-순 이륙비행경로경사도(actual-to-net takeoff flight path gradient) 감소분의 1/2 보다큰 경우. (d) 접근 : 모든엔진이작동하고정상적인비행절차에있는비행기형태에서, V SR 이모든엔 진작동착륙형태 V SR 의 110% 를초과하지않는상태에서다음을만족하여야한다. (1) 정상상승기울기는다음의상태에서쌍발기의경우에는 2.1%, 3발기에있어서는 2.4%, 4 발기에서는 2.7% 보다작지않아야한다. (i) 임계엔진은부작동상태이고나머지엔진은착륙포기출력또는추력상태. (ii) (iii) (iv) 최대착륙중량 상승속도는정상착륙절차와연계하여설정하나 착륙장치접음 1.4V SR 를넘지않을것 (2) 본절의 (d)(1) 항의요건은다음의조건에서만족되어야한다. (i) 비결빙조건(Non-icing condition) (ii) 부록 C 에서정의된접근단계의착빙상태에서. 본절의 (d)(1)(iii) 에따라계산된결빙조 건에서의상승속도가비결빙조건(Non-icing condition) 에서의상승속도를 5.6km/h(3노 트) CAS 또는 V SR 의 3% 이상초과하지않는경우에는비결빙조건(Non-icing condition) 을기준으로설정된상승속도를사용할수있다 항로비행경로 (a) 항로비행형태에대해 (b) 항및 (c) 항에기술된비행경로는해당비행기에설정된운용한계 내에서각중량, 고도, 대기온도등에따라결정한다. 엔진작동에의한연료와윤활유의소 모를고려하여, 비행경로상의중량변화를계산에포함시킬수있다. 비행경로는다음의 조건과 V FTO 이상의속도에서결정되어야한다. (1) 중량중심은가장불리한위치일것. (2) 임계엔진은부작동일것. 제정:

28 (3) 나머지엔진은연속최대이용출력또는추력으로작동할것. (4) 엔진이고온대기상태에서도적절히냉각이되도록엔진냉각공기의공급을제어하는장 치를조절할것. (b) 한엔진부작동상태에서의순비행경로자료는쌍발기의경우 발기에있어서는 (1) 비결빙조건(Non-icing condition) 1.1%, 3발기의경우 1.4%, 4 1.6% 의상승경사도를감소시킨실제상승성능을대표하는것이어야한다. (2) 다음과같은경우에는부록 C에서정의된순항단계의착빙상태로결빙조건에서 (i) 순항단계의착빙상태에서의 1.18 V SR 속도가비결빙조건(Non-icing condition) 에서의순 항속도보다 5.6km/h(3 노트) CAS 또는 V SR 의 3% 를초과하는경우. 또는 (ii) 상승경사도의성능저하가본절의 (b) 항에서정의된실제- 순비행경로(Actual-to-net takeoff flight path) 감소분의 1/2 보다큰경우. (c) 3발기또는 4 발기에있어두엔진부작동시의순비행경로자료는, 3발기에있어서는 0.3%, 4발기에있어서는 0.5% 씩감소시킨실제상승성능을대표하는것이어야한다 착륙 (a) 착륙면상고도 15m(50ft) 에서부터착지하여완전히정지하기까지의 ( 착수의경우는 5.6km/h (3 노트) 의속도가될때까지) 필요한수평거리는다음가같이결정하여야한다. ( 해당비행 기에대해신청자가설정한운용한계내의표준온도, 각중량과고도및바람등에대해) (1) 비결빙조건(Non-icing condition) (2) 최대착륙중량상태및결빙조건에서의 V REF 속도가비결빙조건(Non-icing condition) 에서 의 V REF 속도를 9.3km/h(5 노트) CAS 이상초과하는경우, 부록 C에정의된착륙착빙상 태의결빙조건 (b) 본절의 (a) 항에제시된거리를결정하는데있어다음의조건을만족해야한다. (1) 비행기는착륙형태에있어야한다. (2) V REF CAS 15m(50ft). (i) 비결빙조건(Non-icing condition) 에서의 V REF 속도는다음의속도보다커야한다. (A) 1.23 V SR0 속도 (B) (f) 에따라설정된 V MCL 속도 (C) (h) 에명시된기동성능을발휘할수있는속도 (ii) 결빙조건에서의 V REF 속도는다음의속도보다커야한다. (A) 본절의 (b)(2)(i) 항에따라결정된속도 (B) 속도가비결빙조건(Non-icing condition) 에서의 V REF 속도를 9.3km/h(5 노트) CAS 이 상초과하는경우, 부록 C에정의된착륙착빙상태에서설정된 1.23 V SR0 속도 (C) 부록 C에정의된착륙단계에서의착빙상태로 (h) 에명시된기동성능을발휘할 수있는속도 (3) 비행기의형태, 출력또는추력, 속도의변화는운용절차에설정된절차에따라야한다. (4) 착륙은과도한수직가속, 바운스(Bounce), 노즈오버(Nose over), 지상루프(Ground loop), 펄퍼스(Porpoise) 또는수상루프(Water loop) 의경향이없어야한다. (5) 착륙은과도한조종기술이나조종사의주의를요구하지않아야한다. (c) 육상기와수륙양용기의지상착륙거리는평탄하고건조하며단단한수평인활주로면에서 정하여야한다. 또한, 제정:

29 (1) 제동장치에가해지는압력은브레이크제조자가명시한기준치를초과하지않아야한다. (2) 제동장치또는타이어가과도하게마모될정도까지제동을하지않아야한다. (3) 다음조건에적합한경우바퀴제동장치이외의감속장치를사용할수있다. (i) 안전하고신뢰성이있을것. (ii) 실용운용에서일관된결과를기대할수있을것. (iii) 비행기의조종에특별한기술이필요하지않을것. (d) 수상기와수륙양용기의수상착륙거리는평탄한수면에서정하여야한다. (e) 스키식비행기의설상착륙거리는평탄하고건조한눈위에서설정되어야한다 (f) 이륙방향에반대되고이륙경로와평행한공칭풍속성분의 50% 이하풍속과이륙방향과같 고이륙경로와평행한공칭풍속성분의 수를포함해야한다. 150% 이상되는풍속인경우착륙거리에는수정계 (g) 엔진의운전에의존하는장치의특성상, 엔진고장시착륙에있어서착륙거리가현저히 증가하는비행기에있어서는착륙거리를임계엔진부작동의상태로결정하여야한다. 다 만, 이것들의보조장치를사용한경우모든엔진의운전시착륙거리와현저한차이가생 기지않는다고인정된비행기에있어서는임계엔진부작동으로하지않아도좋다. 조종성및기동성 일반 (a) 비행기는다음비행중에안전하게조종되고기동이되어야한다. (1) (2) (3) (4) (5) (b) (1) 이륙 상승 수평비행 하강 착륙 다음상태를포함하는어떠한예상운용상태에있어서도비행기는조종사의특별한조종기 술, 주의또는조종력을요하지않는가운데제한하중계수를초과하지않으면서어느한 비행상태에서다른비행상태로원활히이행될수있어야한다. 임계엔진의갑작스런고장 (2) 3 발이상의비행기에있어서순항, 접근또는착륙비행도중두번째임계엔진의갑작스 (3) 런고장. 엔진고장상태에서비행기는트림이되어있다고본다. 감속장치의펼침이나접음을포함하는비행형태의변화 (c) 비행기는임계엔진이부작동상태이고, ( 해당되는경우) 프로펠러는최소항력위치에있고, 부록 C에정의된비행단계에서의임계착빙상태인경우안전하게조종가능하고기동함을 입증하여야한다. (1) 이륙을위한최소 V 2 (2) (3) 접근과착륙포기동안 접근과착륙동안 (d) 다음은전통적인바퀴배열비행기의조종간에있어 (a) 항및 (b) 항의시험을할때허용되 는최대필요조종력을규정한표이다. 제정:

30 조종륜또는방향타페달에가해지는힘피치롤요우 피치와롤조종을위한단시간조타 피치와롤조종을위한단시간조타 ( 양손사용가능 ) 33kg(75Ib) 22kg(50lb) - ( 양손사용가능 ) 22kg(50lb) 11kg(25Ib) - 요우조종을위한단시간조타 kg(150Ib) 장시간조타 4kg(10lb) 2kg(5lb) 9kg(20lb) (e) (d) 항의단시간조타에적용되는필요조종력에대한적합성을증명할때에는승인된절차 또는관행적인통상절차에따라조종해야한다. 비행기는트림이되어있거나가능한한 바로앞의정상비행상태에가깝게머물러있도록해야한다. 이륙에있어비행기는승인된 조종절차에따라트림되어야한다. (f) (d) 항의장시간조타에적용되는필요조종력에대한적합성을증명할때비행기는트림이 되어있거나가능한트림이되어있는상태에가까워야한다. (g) 등속이나마하속도( V FC/M FC 까지) 로기동할때, 필요조종력과기동하중계수와필요조종력 의비율은만족할만한범위내에머물러있어야한다. 조종력은비행기가기동할때, 조 종사가과도하게요구할만큼크지않아야하고비행기가부주의하게심한압력을쉽게 받을만큼작지않아야한다. 하중계수변화에의해발생하는변화기울기는비행기의조 종을유지하는데있어예상하지못한곤란을초래하지않아야한다. 구간기울기는과도한 조종의위험이있을만큼작지않아야한다. 비행형태 (Configuration) 속도 선회비행시기동선회각 추력조정 1 이륙 (Takeoff) V 2 30 비대칭 WAT-제한됨 이륙 (Takeoff) 2 V 2 + XX 40 전엔진작동상태에서상승 3 1 순항 (En route) V FTO 40 비대칭 WAT-제한됨 착륙 (Landing) VREF 40-3 비행경로각에서대칭 ¹ : 추력또는출력조정값이비행조건별로 항에서규정한최소상승기울기를만드는 ² : 3 중량(W), 고도(A) 및온도(T) 의조합 모든엔진이작동하는상태에서승인을받은초기상승속도 : 임계엔진이정지하고남은엔진의추력이나출력을조정하기위한승무원의조치가없을경우에, V 2 에서의이륙조건에대하여규정된추력이나출력을내도록추력값이나출력값을조정하는것. 또는모든엔진이작동하는상태의초기상승절차에서사용하는더작은값의추력이나출력조정 (i) 결빙조건에서 항의적핪성입증시다음사항을만족하여야한다. (1) 조종성은특정한비행단계의임계조건인부록 C 에서정의된착빙조건에서입증하여야한다. (2) 0g 의하중계수로급강하기동내내요구되는미는힘이나, 승강타힘또는비행조종시스 템의다른설계특성에의해제한되는경우에얻을수있는가장낮은하중계수를입증하 여야한다. 22kg (50lb) 의당기는조종력을초과하지않고기동으로부터신속하게회복가 능하여야한다. (3) 조종사의특별한조종기술, 주의력이나힘없이조금씩쉽게조절이가능하지않는경우, 조종사가옆미끄럼각이증가하는속도를유지하기위하여피치조종에작용하여야하는힘 의변화는일정하여야한다. 제정:

31 (j) 결빙방지시스템이작동되고의도대는기능을수행하기전에결빙조건에서비행은다음의요 구조건을만족하여야한다. (1) 결빙방지시스템의작동이기준면( 결빙을처음알려준곳이아닌) 에규정된착빙을본조종 사에게달린경우, 항의요구조건은부록 C Part II (e) 항에정의된착빙조건에적용 된다. (2) 결빙방지시스템을작동시키는다른수단을위해부록 C Part II (e) 항에정의된착빙조건에 서다음항목을비행중에입증하여야한다. (i) 비행기는 1.5g 의하중계수까지급상승기동조종을할수있어야한다. (ii) 0.5g 의하중계수로급강하기동시피치조종력에반대되는힘은없어야한다 세로조종(Longitudinal Control) (a) (b)(6) 항에서규정한트림속도와실속인지속도(25.201(d) 항의정의에따른) 사이의 어떠한속도에서도기수를아래로내리도록피치를조종하여, 선정한트림속도까지다음 의상태에서즉시가속할수있어야한다. (1) (b)(6) 항에규정한트림속도로비행기가트림되어있음 (2) 착륙장치가내려져있을것; (3) (4) (b) 플랩은올림과내림두가지상태로할것 엔진은정지와최대연속출력의두가지상태로할것 다음기동에있어서착륙장치가내려져있는가운데트림의변경이나 23kg(50Ib) 조종력( 한손으로바로가할수있는최대단시간조타력) 이필요없어야한다. 이상의 (1) 엔진정지, 플랩올림및 1.3 V SR1 의속도로트림한상태에서, 비행기가기동중의각순간 에존재하는지시실속속도보다약 내리는기동. 30% 큰속도를유지하면서가능한한신속하게플랩을 (2) 상기 (1) 항을되풀이하되플랩을처음에는내렸다가되도록신속히올리는기동. (3) 상기 (1) 항을되풀이하되출력또는추력을착륙포기위치로옮기는기동. (4) 엔진정지, 플랩올린상태및 1.3 V SR1 의속도로트림한상태에서, 비행기가동일한속도를 유지하면서신속히엔진출력이나추력을착륙포기위치로옮기는기동. (5) 플랩을내린상태의 (b)(4) 항의기동 (6) 엔진정지, 플랩내린상태및 1.3 V SR1 의속도로트림한상태에서, V SW 와 1.6 V SR1 또는 V EF 중작은수치사이의속도를얻은후이를유지하는기동. (c) 다음의조건에서프로펠러비행기의경우 1.08 V SR1 의속도로또는터보제트비행기의경우 (1) (2) 1.13 V SR1 의속도로직선수평정상비행중에어느위치에서든고양력장치를완전히올리 기시작할때특별한조종기술이없이도고도를상실하지말아야한다. 출력또는추력을착륙포기출력또는추력으로동시이행 착륙장치는내림위치 (3) 임계착륙중량/ 고도조합 (d) 게이트방식의고양력장치위치조종기가장착되어있을경우, 처음위치에서최대착륙위 치사이의, 그리고마지막게이트위치에서완전올림위치사이의어느위치에서도고양 력장치를올리는상태를알수있어야한다. 또한, 착륙위치인첫게이트위치는착륙비 행형태에서착륙포기를하는절차에들어서기위한고양력장치의형태와대응되어야한 다. 각게이트식위치조종기는전체게이트위치에걸쳐분리되고분명한조종조작에 의해서만작동되고비의도적인작동이되지않도록고안된것이어야한다. 제정:

32 방향조종과가로조종 (a) 방향조종 : 일반 주익을수평으로한상태에서, 작동엔진쪽으로요우조종이가능하여야하며부작동하 는임계엔진방향에서기수를 15도까지안전하면서어느정도신속하게돌릴수있어야 한다. 1.3 V SR1 의속도에서기수를 15 도( 방향타페달조종력이 68 kg(150 Ibs) 이상요구되 는기술변화는제외) 까지돌릴수있음을다음의조건에서입증하여야한다. (1) 임계엔진은부작동상태이고프로펠러는최소항력위치에있을것. (2) 엔진의출력은 1.3 V SR1 에서수평비행을위한필요출력으로최대연속출력이하일것. (3) 중량중심은가장불리한위치에있을것. (4) 착륙장치는올림위치에있을것. (5) 플랩은접근비행위치에있을것. (6) 최대착륙중량 (b) 방향조종 : 4 발이상의엔진을장착한비행기는다음을제외하고 (a) 항의요건에적합해야 한다. (1) 두개의임계엔진이부작동이고프로펠러( 적용되는경우) 가최소항력위치에있어야한다. (2) 예비 (3) 플랩은상승비행에가장유리한위치에둔다. (c) 가로조종 : 일반 다음조건에서 1.3 V SR1 의속도로정상비행하는상태에서엔진이부작동일때부작동엔 진방향으로및그반대방향으로 20 도의경사선회가가능해야한다. (1) 임계엔진이부작동이고프로펠러( 적용되는경우) 는최소항력위치 (2) (3) (4) (5) (6) 나머지엔진의출력은최대연속출력 중량중심은가장불리한위치 착륙장치는올림및내림의두가지상태 플랩은상승비행에가장양호한위치 최대이륙중량 (d) 가로조종 : 롤성능 임계엔진이부작동하는상태에서롤반응은정상기동을허용할수있어야한다. 한엔진 이부작동하는상태의비행속도에서롤조종은과도한조종력이나조종간의조작없이안 전에필요한충분한롤변화율을제공할수있어야한다. (e) 가로조종 : 4발이상의엔진을장착한비행기 4 발이상의엔진을장착한비행기는이절의 (b) 항에서규정한비행기형태와최대연속출 력, 1.3 V SR1의정상비행조건에서부작동엔진방향및반대방향으로 20도경사선회가가 능해야한다. (f) 가로조종 : 모든엔진의작동, 모든엔진이작동하는상태에서의롤반응은정상기동( 돌풍에의한전복으로부터의회복 및회피기동의개시와같은) 을허용할수있어야한다. 옆미끄럼각( 정상운용에요구되는 옆미끄럼각까지) 상태에서는제한된기동을허용할수있고, 돌풍에대한보상이가능하도 록충분한가로조종이가능해야한다. 가로조종은 VFC/MFC까지어느속도에서나과도한조종력이나조작없이안전에필요한 제정:

33 최대롤변화율을제공하기에충분해야한다 최소조종속도 (a) 이기준에서요구되는최소조종속도를설정하는데있어, 임계엔진의모의고장을사용하는 방법은운용중예상되는조종성측면에서의가장위험한동력장치고장형태를나타내는 것이어야한다. (b) V MC 는보정속도로이속도에서는임계엔진이갑자기부작동되었을때, 그엔진이부작동인 상태로비행기의조종유지가가능하고 5 도이하의경사각으로직선비행을유지할수있다. (c) V MC 는다음조건에서 1.13 V SR 를넘을수없다. (1) (2) (3) 최대이용이륙출력또는추력 가장불리한중량중심위치 이륙트림상태 (4) 최대해면고도이륙중량( 또는그이하로 V MC 를보이기위한중량 ) (5) 비행기는부양한후이륙경로에따라가장위험한이륙비행형태에있을것. 단, 착륙장치 (6) (7) 는올린다. 비행기는공중에있고지면효과는무시 부작동엔진의프로펠러상태 (i) 풍차상태(Windmilling) (ii) 프로펠러조종설계상, 가장가능성있는예상위치 (iii) 항의상승요건에적합성을보이는자동페더링장치가있는비행기의경우페더링상태 (d) V MC 에서조종성을유지하기위한방향타조종력은 68kg(150Ib) 이상이지않아야하며엔진 의출력또는추력을감소할필요가없어야한다. 회복비행중비행기는위험한자세를보 이지않아야하고 20도를이상의기수방향변화방지하기위해특별한조종기술과주의 또는조종력을필요로하지않아야한다. (e) V MOG 는지상에있어서의최소조종속도로이륙활주중에보정되는속도이다. 이속도에서는 (1) (2) (3) (4) (5) 임계엔진이갑자기부작동상태가되었을때방향타조종만으로( 앞바퀴의조종없이) 68kg(150Ib) 의제한된힘으로조종을유지할수있고보통의조종기술로날개를수평으로 유지하고이륙을안전하게계속할수있을정도의세로안전성이가능하다. V MOG 결정에있 어서전엔진이작동하는가운데가속하는비행기의경로가활주로의중심선위에있다고 가정할때, 임계엔진이부작동상태로되는점으로부터중심선에평행한방향으로의회복 이끝나는점까지의경로는어느지점에서든중심선으로부터가로방향으로 떨어지지않아야한다. V MOG 는다음조건에서설정해야한다. 각이륙비행형태또는신청자가선택에따라가장위험한이륙비행형태 최대이용이륙출력또는추력 가장불리한중량중심위치 이륙트림상태 이륙중량의범위내에서가장불리한중량 9m(30ft) (f) V MCL 은보정속도로접근비행과착륙비행중전엔진작동상태에서의최소조종속도이다. 이속도에서는임계엔진이갑자기부작동상태로되었을때그엔진이부작동인상태에서 비행기의조종상태를유지할수있고 V MCL 은다음조건에서설정해야한다. 이상 5 도이하의경사각으로직선비행을유지할수있다. (1) 전엔진이작동하는가운데접근및착륙에있어가장위험한비행형태( 또는, 신청자의 제정:

34 (2) (3) (4) 선택에따라각비행형태 ) 가장불리한중량중심위치 전엔진이작동하는상태에서의접근비행트림 가장유리한중량또는신청자의선택에따라중량의함수 (5) 프로펠러비행기의경우엔진이 3도각도의접근각을유지하는데필요한출력또는추력 (6) 에서고장이난다는가정하에부작동엔진의프로펠러가조종사의조종행위없이제위치 에있을것. 작동엔진의출력은착륙포기출력 (g) 3발이상의비행기에서 과착륙시의최소조종속도이다. V MCL-2 는보정속도로한개의임계엔진이부작동인상태에서접근 이속도에서는두번째엔진이부작동상태로될때두 개의엔진이계속부작동인상태에서비행기조종을할수있어야하고 5도이하의경사 각으로직선비행을유지할수있어야한다. V MCL-2 는다음조건에서설정해야한다. (1) 한엔진고장상태에서가장위험한접근과착륙비행형태 ( 또는신청자가선택에따라각 (2) (3) 비행형태 ) 가장불리한중량중심위치최대이용이륙출력또는추력 한엔진고장상태의접근비행에맞추어트림 (4) 가장불리한중량또는신청자의선택에따라중량의함수로함. (5) 프로펠러비행기의경우엔진이 3도각도의접근각을유지하는데필요한출력또는추력 에서고장이난다는가정하에둘둥더중요한부작동엔진의프로펠러가조종사의조종 행위없이제위치에있고다른부작동엔진의프로펠러는페더링상태에있을것. (6) 한엔진부작동일때작동엔진의출력또는추력이 3도각도의접근각을유지하는데필 요한것일때. (7) 작동엔진의출력또는추력을두번째임계엔진의부작동직후위의 바 항의출력또는 (i) (ii) 추력상태에서다음의출력또는추력상태로빨리변경할것. 최소출력또는추력 착륙포기출력또는추력 (h) V MCL 과 V MCL -2 를실증하는데있어 ; (1) 방향타조종력은 68kg(150Ib) 초과하지않아야한다. (2) 위험한비행특성을보이지않아야하며, 특별한조종기술, 주의또는필요조종력을요구하 (3) 지않아야한다. 세로조종은초기의정상비행으로부터비행기를부작동엔진의반대쪽으로돌리기위한필 요한방향으로 20도의롤을 5 초이내에수행하기에충분한것이어야한다. (4) 프로펠러비행기는엔진고장에따라조정되는프로펠러의위치에관계없이, 또한, 프로펠 러가엔진또는프로펠러조종에따라움직이는위험한비행특성을보이지않아야한다. 트림 (a) 일반 트림 : 비행기는트림이된후에주조종장치에부가적인힘을가하거나움직이지않고또는 조종사나자동조종장치에의한상응하는트림조종없이본절의트림요건을만족해야한다. (b) 가로조종트림과방향조종트림 : 비행기는통상예상되는운용조건(1.3 V SR1 로부터 V MO/M MO 까지의모든속도에서의운항을포함) 에서가로방향의중량중심이운용한계내의 제정:

35 가장불리한위치에서비행시가로조종트림과방향조종트림이유지될수있어야한다. (c) 세로조종트림 : 비행기는다음의비행상태에서세로조종트림을유지할수있어야한다. (1) 1.3 V SR1 이하의속도에서최대연속출력상승비행. 단, 착륙장치는올림, 플랩은 (i) 올림, (ii) 이륙위치 (2) 1.3 V SR1 이하의속도로엔진정지상태의활공비행이나 3 활공각출력에서중량, 형태에 따른정상접근속도범위내의접근비행중가장가혹한조건. 단, 착륙장치는내린상태, 주익플랩은 (i) 올림및 (ii) 내림, 착륙승인중량과중량중심과의가장불리한조합조건 (3) 착륙장치및플랩을올린상태에서 1.3 V SR1 로부터 V MO/M MO 내의임의의속도에서의수 평비행및착륙장치를내린상태에서 1.3 V SR1 로부터 V LE 까지의임의의속도에서의수평 비행 (d) 세로, 방향및가로트림 : 비행기는다음의조건으로 1.3 V SR1 의속도로상승비행하는과 정에서세로트림, 방향트림및가로트림( 가로트림에있어경사각은 5도를넘지않아야 한다.) 을유지할수있어야한다. (1) 임계엔진은부작동상태일것. (2) 나머지엔진은최대연속출력상태일것. (3) 착륙장치및플랩은올림상태일것. (e) 4 발이상의비행기 : 4 발이상의엔진이장착된비행기. 4발이상의엔진을장착한비행기는가장불리한중량중심과 (a) 항에서두엔진부작동 시순항항로설정을위해요구되는상승속도, 형태, 출력조건에서도직진비행시의트림이 유지될수있어야한다. 안정성 일 반 비행기는 항에서 항까지정한대로가로안정성, 방향안정성, 세로안정성등이유지되 어야한다. 또한, 시험비행결과안전한운용을위해필요하다고인정되면운용중예상되는모 든조건에서적절한안정성과조종감( 정적안정성) 을갖추어야한다 정적세로안정성 항에명시한조건에서승강타조종력( 마찰을포함) 의특성은다음과같아야한다.. (a) 어느속도에서든규정트림속도이하의속도를얻어이를유지하기위해서는조종간을당 기고, 규정트림속도이상의속도를얻어이를유지하기위해서는조종간을밀도록해야 한다. 단, 착륙장치또는플랩작동한계속도와 V FC/MFC 중적합한속도보다큰속도또 는실속이되지않는정상비행을위한최소속도보다적은속도에서는예외로한다. (b) 상기(a) 항의범위내의어느속도에서든조종간을서서히놓았을때대기속도는 (a) 항, (c) 항및 (d) 항에명시된상승, 접근및착륙조건에있어원래트림속도의 10% 이내로돌 아와야되고, (b) 항에명시된순항조건에있어원래트림속도의 7.5% 이내로돌아와 야된다. (c) 속도에대한필요조종력의안정된기울기의평균기울기는 6노트당 1 lb 이상이어야한다. (d) 상기 (b) 항에명시된자유복원속도범위내에서필요조종력을가하지않고도필요한트림 속도의위아래속도에서안정화하는것은허용된다. 단, 필요한트림속도로복원하여이를 유지하는데조종사의특별한주의를필요로하지않아야한다. 제정:

36 정적세로안정성의실증 정적세로안정성은다음과같은방법으로입증되어야한다. (a) 상승 : 속도에대한조종력선도는다음비행상태로, 속도 85% 및 115% 사이에서안정된 기울기를가져야한다. (1) 다음과같이트림된상태. (i) 주익플랩올림. (ii) 착륙장치올림. (iii) 최대이륙중량 (iv) 왕복엔진인경우최대연속출력의 75% 또는터빈엔진의경우신청자가상승비행의운 영한계로설정한최대출력또는추력 (2) 최대상승률에해당하는속도에서트림된상태. 단, 속도가 1.3 V SR1 보다작을필요가없는 경우에는제외함. (b) 순항. 정적세로안정성은순항비행조건에서다음과같이입증되어야한다. (1) 착륙장치를올린고속비행조건에서, (i) 조종력선도는트림속도를전후하여트림속도의 15% 에자유복원속도범위를더한값과, 50노트에자유복원속도범위를더한값중더큰 값의속도에서안정된기울기를가져야한다.( 단, 여기의속도범위에 1.3 V SR1 보다작은 속도나 V FC/M FC 보다큰속도, 또는 23 kg(50 Ib) 을넘는조종력을요하는속도를포함시 킬필요는없다.) 플랩올림 (ii) 가장불리한중량중심위치(25.27 항참조) (iii) 최대이륙중량와최대착륙중량사이의임계중량 (iv) 왕복엔진인경우최대연속출력의 75% 또는터빈엔진의경우신청자가운용한계로설 정한최대순항출력( 항참조). 단, V MO/M MO 에서필요한출력을초과할필요는없 음. (v) (b)(1)(iv) 항의출력에서수평비행이되도록트림 (2) 착륙장치를올린저속비행조건에서, 조종력선도는트림속도를전후하여트림속도의 15% 에자유복원속도범위를더한값과, 50노트에자유복원속도범위를더한값중더큰 값의속도범위에서안정된기울기를가져야한다. ( 단, 이속도범위에 1.3 V SR1 보다작 은속도나, (b)(1) 항에규정된적용속도범위의최소속도보다큰속도, 또는 23 kg (50 Ib) 을넘는조종력을요하는속도를포함시킬필요는없다.) (i) 플랩, 중량중심위치, 중량등은위의 (1) 항과같음. (ii) (V MO V SR1 )/2와같은속도로수평비행을하는데필요한출력 (iii) (b)(2)(ii) 항의출력에서수평비행이되도록트림 (3) 착륙장치를내린조건에서, 조종력선도는트림속도를전후하여트림속도의 15% 에자유 복원속도범위를더한값과, 50노트에자유복원속도범위를더한값중더큰값의속도 범위에서안정된기울기를가져야한다.( 단, 이속도범위에 1.3 V SR1 보다작은속도, V LE 보다큰속도, 또는 23 kg (50 Ib) 을넘는조종력을요하는속도를포함시킬필요는없다.) (i) 플랩, 중량중심위치, 및중량등은 (b)(1) 항과같음. (ii) 왕복엔진인경우최대연속출력의 75% 또는터빈엔진의경우신청자가운용한계로설정 한최대순항출력. 단, V LE 에서수평비행을하는데필요한출력을초과할필요는없음. 제정:

37 (iii) (b)(3)(ii) 항의출력에서수평비행이되도록트림 (c) 접근 : 다음의조건에서 V SW 와 1.7 V SR1 사이에서의필요조종력선도의기울기는안정적이 (1) (2) (3) 어야한다. 플랩은접근위치 착륙장치올림위치 최대착륙중량 (4) 1.3 V SR1 의속도로트림이되어있고이속도에서수평비행을유지하는데충분한출력 (d) 착륙 : 다음의조건에서 V SW 와 1.7 V SR0 속도범위에서조종력선도는안정된기울기를가 (1) (2) (3) 져야하면, 조종력은 36 kg(80 Ib) 을넘지않아야한다. 플랩은착륙위치 착륙장치는내림위치 최대착륙중량 (4) 비행기는다음의조건에서 1.3V SR0 의속도로트림되어야한다. (i) (ii) 출력또는추력의정지 수평비행에필요한출력또는추력 (5) 비행기는출력또는추력의정지조건에서 1.3 V SR0 의속도로트림되어야한다 (a) (b) (c) 예비 예비 정적가로안정성및정적방향안정성 직선비행의정상옆미끄러짐에서보조익과방향타조종면의움직임과조종력은옆미끄러짐 각도에대체적으로안정되게비례하여야하며, 그비율계수는해당비행기운용에적당한 옆미끄러짐각도의전범위를통하여안전한운항을할수있는범위내에들어있어야 한다. 방향타의최대조종각과 87kg (180Ib) 의조종력을보이는조종각중큰각에서방향타 페달이역전되지않아야한다. 그리고옆미끄러짐이커지면그에대한방향타각도도커 져야한다. 이기준에대한적합성은 1.13 V SR1 에서 V EF, V LE, 또는 V FC/MFC 까지중적당한 속도에서의대칭출력으로착륙장치와플랩의모든위치에대해입증되어야한다. (d) 방향타의경사도는 V MO/MMO 와 V FC/MFC 사이의속도에서 (c) 항의요건을충족해야한다. 단, 발산이점진적이고쉽게인식되고조종사가쉽게조종할수있는것이라면상반각효과 ( 방향타조종입력과반대되는보조익의작동) 는역으로될수도있다 동적안정성 (a) 항공기형상에따라허용되는최대허용속도와 1.13 V SR 사이에서발생하는, 세로축과가로 (1) (2) (b) 축을중심으로한조합진동을포함하지않는단주기진동은주조종장치가다음과같은 상태에서크게감쇄되어야한다. 자유로운상태 고정된상태 항공기형상에따라허용되는최대허용속도와 1.13 V SR 사이에서발생하는모든세로축과 가로축을중심으로한조합진동( 더치롤) 은조종장치를조작하지않아도능동적으로감쇄 되어야하고특별한조종기술이없이도주조종장치를통상적인방법으로사용하여조종 할수있어야한다. 제정:

38 실속 실속의실증 (a) 다음조건에서직선비행과 30 도경사선회를하는가운데실속을실증해보여야한다. (1) 출력정지 (2) 1.5 V SR1 에서수평비행을유지하는데필요한출력 ( 여기에서, V SR1 은플랩이접근위치에있 고착륙장치는올린상태의최대착륙중량상태에서의지시실속속도에해당하는속도 ) (b) 상기 (a) 항의각조건과다음조건에서 항의적용요건을충족해야한다. (1) 해당비행에대해승인된플랩, 착륙장치, 감속장치등의위치조합 (2) (3) 증명을하려는범위내의대표적인중량 회복을하는데가장불리한중량중심위치 (4) (b)(6) 항에서규정한속도에서수평비행이되도록트림 (c) 항에대한적합성을증명하기위해서는다음절차를사용해야한다. (1) 일정한비율로감속이되도록실속속도보다충분히큰속도에서세로조종을시작해서초 당 1 노트이하로감속을하여비행기를실속시킨다. (2) 선회비행실속에있어서는초당 3 노트까지감속이되도록가로조종을한다. (3) 비행기가실속에들어선후곧바로통상적인회복기술을사용하여회복시킨다. (d) 조종사가비행기의움직임을통해분명하고식별성있는실속특성의징후를인지할수 있을때, 비행기는실속상태에들어섰다고간주한다. 인정되는실속의징후들은다음과 같은데이것들은개별적으로나타나거나또는조합된형태로나타난다. (1) 쉽게바로잡을수없는기수내림이발생한다. (2) 속도감속을저지할만큼크고정도가심한이상진동이생긴다. (3) 후방정지점까지세로조종을하였을때, 회복을시작하기전짧은시간동안이정지점을 넘어조종간을완전히당겨도피치자세에변화가일어나지않는다 실속특성 (a) 비행기는실속에들어서는순간까지보조익과방향타를역전시키지않고사용하여롤과요 우를생성하고수정할수있는것이어야한다. 비정상적으로기수가올라가는피칭이생기지 않아야하며실속에들어서고실속하는과정동안세로조종력은양의값을나타내야한다. 또한, 실속을신속하게예방하고통상적인조종으로실속으로부터회복할수있어야한다. (b) 수평자세실속에서발생하는롤의경사각은실속이생겨회복이완료되기까지약 20도를 (c) 넘지않도록해야한다. 선회비행실속의경우실속후비행기의움직임은보통의조종기술로신속하게실속과비 행기조종력을회복하기에어려울정도로심하거나극단적이지않아야한다. 중에발생하는최대경사각은다음을초과하지않아야한다. 회복과정 (1) 감속율이초당 1 노트까지인경우, 원래선회방향으로약 60도또는반대방향으로 30도 (2) 감속율이초당 1 노트를초과하는경우, 원래선회방향으로약 90도또는반대방향으로 60 도 실속경보 (a) 실속경보는직선비행과선회비행비행중에있는조종사가플랩과착륙장치가보통위치에있는가운데일어나는불의의실속을예방하기위하여충분한여유를갖고대처할수있도 제정:

39 (b) 록발생해야하며분명하고식별성이있어야한다. 경보는비행기고유의공기역학적성질을이용한것일수도있고또는예상되는비행상태 에서명료하고분명하게식별되는지시를나타내는장치를갖추고있는것이어야한다. 그 러나조종실내승무원의주의를요하는시각적인실속경보장치의경우그자체만으로는 부족하다. 경보장치를채용하는경우이장치는 (c) 항과 (d) 항에서규정하는속도에서 (a) 항 에서규정하는각비행형태에대해경보를발해야한다. 본절의 (H)(2)(ii) 항에규정된실 속속도를제외하고, 본절의 (e) 항에명시된결빙조건에서의비행에대한실속경보는비-결 빙조건에서의실속경보와동일한방법으로경보가제공되어야한다. (c) 속도가초당 1 노트미만의비율로감소할때, 모든정상비행자세에서실속경보는 V SW 에 서발령되기시작하여야한다. 이때 V SW 는 (d) 항에따라실속으로식별되는속도를 5 노트또는 5% 교정대기속도(CAS) 중더큰값이상초과한값이어야한다. 일단발령된 실속경보는대략적으로실속경보가발령되기시작했던각으로받음각이감소할때까지계 속되어야한다. (d) 위의 (c) 항의규정에추가하여, 엔진이공회전하면서직선비행을하고중량중심이 (b)(5) 항에서규정한위치에있는상태에서속도가초당 1 노트미만의비율로감소 할때, 모든정상비행자세에서 V SW 는 V SR 을 3노트또는 3% 교정대기속도(CAS) 중더큰 값이상초과하여야한다. (e) 실속경보직후조종사가 3 초를초과하지않고회복기동을시작할때, 결빙조건하의수평 및선회비행에서의실속경보여유치는조종사가실속(25.201(d) 항에규정) 을예방할수있 을정도로충분하여야한다. 본항에대한적합성실증시, 조종사는비-결빙조건에서의회 복기동과동일한방법으로회복기동을수행하여야한다. 본요건에대한적합성은초당 1 노트(Knot) 를초과하지않는감속율과다음과같은조건을적용하여실증하여야한다. (1) 이륙단계에서사용된모든이륙비행의경우, 부록 C에명시된이륙착빙과최종이륙착빙 보다가혹한조건을적용한다. (2) 순항항로의경우, 부록 C 에명시된순항항로비행시의착빙조건을적용한다. (3) 체공비행의경우, 부록 C 에명시된체공비행시의착빙조건을적용한다. (4) 접근비행의경우, 부록 C 에명시된접근비행시의착빙조건을적용한다. (5) 착륙및착륙포기비행의경우, 부록 C 에명시된착륙시의착빙조건을적용한다. (f) 최소 1.5g 하중계수및초당 2 노트(Knots) 감속률의선회비행으로인해실속경보가작동한 (1) 경우, 실속경보발생직후조종사가 1초를초과하지않고회복기동을시작할때실속경보 여유치는결빙조건에관계없이조종가사실속을예방할수있도록충분하여야한다. 결빙 조건에대한본항의적합성을실증할때, 조종사는비-결빙조건에서의회복기동과동일한 방법으로회복기동을수행하여야한다. 이요건에대한적합성은다음과같은비행조건에 서실증하여야한다. 플랩과착륙장치는정상위치 (2) 직선비행의경우, 비행기는 1.3V 로트림되어야한다. (3) 1.3V 에서수평비행을유지하기위한출력또는추력을적용한다. (g) 계통결함후에비행에사용될수있는고양력장치가비정상적인형상에있을때또한실속 경보가발생하여야한다.( 비행교범절차에서규정하는모든형상을포함한다. (h) 결빙방지시스템의작동및해당시스템의기능을수행하기전결빙조건에서의비행의경우, 부록 C Part II(2) 항에명시된착빙을포함하여다음과같은요건을적용한다. (1) 이절의 (c) 항과 (d) 항을제외하고, 결빙방지시스템의작동여부를기준면에발생된착빙에따 제정:

40 른조종사의육안확인으로결정하는경우, 이절의요건을적용한다. (2) 결빙방지시스템작동에대한다른방법의경우, 초당 1 노트(Knot) 의감속률을초과하지않 는속도로감속되고조종사가비-결빙조건에서의회복기동과동일한방법으로회복기동을 수행할때, 직선및선회비행중의실속경보여유치는비행특성에나쁜영향을미치는 것과의조우없이조종사가실속을예방할수있도록충분하여야한다. (i) 비- 결빙조건에서발생되는실속경보와동일한방법으로실속경보가발생하는경우, 조종사 는실속경보발생직후 1 초보다빠르게회복기동을시작하지않아야한다. (ii) 비- 결빙조건에서발생되는실속경보와다른방법으로실속경보가발생하는경우, 조종사 는실속경보발생직후 3 초보다빠르게회동기동을시작하지않아야한다. 또한실증이 필요하지않은 (c)(2) 의감속률을제외하고, 에대한적합성은 에명시된 실증으로입증하여야한다. 지상및수상조종특성 (a) 가로안정성과조종 육상기는모든예상운용상태에서또는이착륙중에튀어오르더라도조종이되지않아 전복이되는경향이있지않아야한다. 또한; (1) 바퀴브레이크는부드럽게작동해야하며전복을일으킬소지가없어야한다.. (2) 착륙장치가뒷바퀴식인경우 V SR1 의 75% 속도로콘크리트활주로에서이륙을위한지상 (b) 활주를할때비행자세를추력선수준까지유지할수있어야한다. 수상기와수륙양용기에대해서활주및이착수시안전을위한최소한의수면조건을설정 해두어야한다 방향안정성및조종 (a) 비행기는 20노트까지의풍속과 0.2 V SR0 중큰쪽의풍속에서운용시예상되는어느풍속에 (b) 서든지 90 도방향의횡풍에서조종할수없는지상루프경향을보이지않아야한다. 단, 풍 속이 25 노트보다클필요는없다. 이요건은 항에서요구되는풍속의 90도의횡방 향성분을사용해서증명해도된다. 정하는경우에하여도좋다. 육상기는통상착륙속도로출력정지착륙을하는경우특별한조종기술이나주의가없이 도직선경로를유지하기위해서제동장치나엔진출력을사용하지않고만족할만하게조 종이되어야한다. 이시험은출력정지착륙중에다른시험과같이실시해도된다. (c) 비행기는활주중방향이적절하게되어야한다. 이특성은이륙전활주중에다음시험 과연계하여증명해보여도된다 지상활주조건비행기의충격흡수장치는정상운용시예상되는가장거친지면을활주할때비행기의구조에손상을주지않는것이어야한다 풍속 (a) 육상기와수륙양용기의경우, 다음과같은요건을적용한다. (1) 이륙및착륙시, 90 도측방향에서의안전한풍속을실증하여야한다. 이같은측방향풍속 실증은건조한활주로에서최소 20 노트(knots) 또는 0.2 V 중큰수치를적용하여수 제정:

41 립하여야한다. 단, 25 노트(knots) 를초과할필요는없다 (2) 착빙없이수립된이륙에대한측풍은결빙조건에서도유효하다. (3) 착륙에대한측풍은다음과같은조건에서수립되어야한다. (i) 비- 결빙조건(Non-icing conditions) (ii) 부록 C에명시된착륙시의착빙상태가반영된결빙조건 (b) 수상기와수륙양용기에대해서는다음사항을적용한다. (1) 정상운용중예상되는모든수상조건에서안전하게이착수를할수있는 90도횡방향 성분의풍속을설정해두어야한다. 이풍속은최소 20노트와 0.2 V SR0 중큰속도이상 이어야한다. 단, 25 노트보다클필요는없다. (2) 정상운용중예상되는모든수상조건에서모든방향으로안전하게활주할수있는풍속 을설정해두어야한다. 이풍속은최소 20노트와 0.2 V SR0 중큰속도이상이어야한다. 단, 25 노트보다클필요는없다 수상에서의분무특성, 조종및안정성 (a) 수상기와수륙양용기는이수, 활주, 착수등의과정에서그리고 (b) 항에서정해진조건에서 다음사항들을보이지않아야한다. (1) 조종사의시계가가리거나, 손상을주거나, 과도한양의물의유입을발생하는분무특성 (2) 조종되지않아위험한포포우징, 튀어오름또는흔들림 (3) 수중부하를견디도록설계되어있지않은보조플로트(float), 스폰슨, 날개끝, 프로펠러블레 이드또는기타부품등의침수 (b) 상기(a) 항의요건에대한적합성은다음조건에서보여야한다. (1) 항에따라설정된순조로운상태에서부터가장불리한상태까지의수상조건 (2) 수상운용에서예상되는풍속, 횡풍, 조류, 파도및굽이침등의조건 (3) (4) 수상운용에서예상되는각각의속도 수상에있는동안모든경우에일어나는임계엔진의갑작스런고장 (5) 증명을신청한하중조건범위내에서각운용조건에해당하는중량과중량및중량중심 (c) 수상기와수륙양용기는 (b) 항의수상조건과그에따른바람조건하에서엔진부작동상태 에서 5 분간표류할수있어야한다. 필요한경우닻을이용해도좋다. 기타비행요건 진동과이상진동 (Buffeting) (a) 안전한비행을저해하는진동과이상진동이발생하지않는다는것을실증해야한다. (b) 은발생이예상되는모든운용조건에서보여야한다. 비행중에 이것 V DF/MDF 까지의적절한속도와출력조건에서비행기의각부분에과도한진동이 발생하지않는다는것이증명되어야한다. 이때증명된최대속도는 항에의거한비 행기의운용한계를설정하는데사용하여야한다. (c) (d) 항에서정하는경우를예외로하고, 순항중의비행형태변경을포함한통상적인비행 에있어비행기조종에간섭을일으키거나, 승무원에게과도한피로를주거나, 구조손상을 일으키기에충분한이상진동이생기지않아야한다. 동은허용된다. 이러한한계내에서실속경보이상진 (d) 실속경보이상진동이허용되는경우를제외하고, V MO/MMO 속도까지의순항직선비행상태 제정:

42 에서감지할만한이상진동이생기지않아야한다. (e) 0.6 보다큰 M D 의항공기또는최대운용고도가 7,620m(25,000ft) 이상인항공기에있어, 감지가될만큼의이상진동이발생하는기동하중계수은증명을신청한대기속도또는마 하수, 중량, 고도등의범위에서순항비행형태에있는항공기에대해결정해야한다. 기 동하중계수, 속도, 중량, 고도등의포위선도는통상운용을위해충분한범위의속도와하 중계수를나타내야한다. 이상진동이시작되는포위선도의경계를불의적으로잠시넘어 서더라도불안전한상태가생기지않아야한다 고속도특성 (a) 속도증가와회복특성. 속도증가와회복특성은다음사항을충족해야한다. (1) 의도치않은속도증가( 피치와롤의급변을포함한) 를일으킬수있는운용조건과특성을 V MO/MMO 까지의모든예상되는순항속도에대해트림한비행기를사용하여모의시험해야 한다. 이러한운용조건과특성에는돌풍으로인한요동, 불의적인조종, 조종마찰에비해 낮은조종력, 승객의이동, 상승에서수평비행으로전환, 마하고도로부터속도제한고도로 까지의하강등이포함된다. (2) 고유의또는인위적인속도경보에대한조종사의반응시간을허용하였을때비행기는정상 자세로회복되고그속도가 V MO/MMO 까지줄일수있다는것을다음조건에서보여야한다. (i) 특별한조종력과기술이필요없을것. (ii) V D/MD, V DF/MDF 또는구조상의한계를초과하지않을것. (iii) 비행기를회복시키기위한조종이나조종사가계기를판독하는능력을 진동이나타나지않을것. 저해하는이상 (3) V MO/MMO 까지의모든속도에트림한비행기에대해 V DF/MDF 까지의모든속도에있어조 종입력에대한역전반응이생기지않아야한다. 피치, 롤, 또는요우는보통의기술로도 부드럽고쉽게조종이되어야한다. 비행기가 V MO/MMO 에서트림되었을때승강타조종 력대속도곡선의기울기는 V FC/MFC 이상의속도에서는안정될필요가없으나 V DF/MDF 까 지의모든속도에서는미는힘이있어야하며 V DF/MDF 에도달할때승강타조종력이갑자 기또는과도하게감소하지않아야한다. (b) 안정특성을위한최대속도. V FC/ M FC. V FC/ M FC 는플랩과착륙장치를올린상태에서 (g), (e), (b)(1), , 및 의요건이충족되어야하는최대속도임 (c) 에명시된것을제외하고, 이속도는 V MO/M MO 과 V DF/M DF 사이의속도보다적지 않아야한다. 단, 마하수가제한계수가되는고도에있어 M FC 는유효속도경보가발생하 는마하수를초과할필요가없다. (c) 결빙조건하에서안정특성을위한최대속도. 부록 C에명시된착빙하에서안정성특성을 위한최대속도는 (g), (e), (b)(1), , 그리고 의요건에만족되 고다음과같은속도보다낮아야한다. (1) 300 노트(Knots) CAS (2) V (3) 증가되는동압의영향으로인해착빙이발생되지않는기체로입증된속도 트림이되지않은상태에서의특성 (a) V MO/MMO 까지의순항속도로트림되어있는초기상태의비행기는기수올림과기수내림양방향에있어트림이되지않은상태에서충분한기동안정성과조종성을보여야한다. 여기 제정:

43 에서트림이되지않은상태는다음각항에기인한다. (1) 세로방향트림장치의 3 초이상의작동. 이트림장치는공기역학적하중( 동력작동식트림 (2) 장치가없는비행기인경우같은정도의트림) 이없는해당비행조건에대해보통의비율 로작동하는것으로한다. 단, 조절식안정판에대해 (b) 항에서요구되는것을포 함한트림정지장치에의해제한되는것은예외로한다. 고속순항수평비행중에자동조종장치가대응할수있는최대트림오류치를넘는트림 오류 (b) (a) 항의트림이되지않은상태에서, 통상적인가속도가 +1g 에서 (c) 항에명시된양의값과 음의값으로변하는경우 ; (1) 조종력대 g 곡선은 V FC/MFC 까지의모든속도에서양의경사도가되어야한다. (2) V FC/MFC 와 V DF/MDF 사이의속도에서주세로조종력의방향이역전되지않아야한다. (c) (d) 항과 (e) 항에서정하는경우를제외하고, (1) 항의요건에대한적합성은다음가속도범 위를넘어서는비행에서실증되어야한다. (1) -1 g 에서 +2.5 g 까지 (2) 0 g에서 2.0 g 까지. -1g 와 +2.5 에대해서는합당한방법으로추정한다. (d) 만일 (c)(2) 항의절차를주세로조종력의역전에대한시험비행중에생기는한계여유와적 합성을실증하는데적용한다면, 비행시험은한계여유조건이 (b)(1) 항에서규정하는한계까 지존재하는것으로밝혀지는통상적인가속도에서부터수행해야한다. (e) (a) 의시험비행동안 (b) 항과 항에서규정하는제한운동하중계수와 (e) 항 (f) 에따라결정되는이상진동이발생하는포위선도의경계를잠시불의적으로넘어설때의 기동하중계수를초과하지않아도된다. 또한, 1g 이하의통상가속도에서수행하는실증 비행시험에서의진입속도는 V DF/MDF 를초과하지않고회복을완수하는데필요한정도까지 제한되어야한다. (a) 에서규정하는트림이되지않은상태에서회복을위해 V DF/MDF 의과속상태로부터주세 로조종장치만을사용하든지또는주세로조종장치와세로방향트림장치를같이사용해서 57kg(125Ib) 이하의세로조종력으로최소한 1.5g 를발생시킬수있어야한다. 만일세로방 향트림이필요한하중계수의생성을보조하기위해이용되는경우 V DF/MDF 에서비행기의 기수를올리는데필요한다음각항의최소조종력에해당하는하중이주조종면에작용하는 가운데세로방향트림이기수가올라가는방향으로작용할수있다는것을보여야한다. (1) 항및 항의운용에있어예상되는최대조종력 (2) 1.5g 를발생시키는데필요한조종력 (3) 이상진동이나주세로조종력의작용을강력히저해할강도를갖는그외다른현상에대응 하는조종력 Subpart C 구조 일반 하중 (a) 강도상의요건은제한하중( 운용중예상되는최대하중) 및종극하중( 제한하중에적정의안전율을곱한하중) 에따른다. 규정하는하중은별도의언급이없는한제한하중으로한다. 제정:

44 (b) 원칙적으로규정하는비행하중, 지상하중및수상하중은그비행기의질량내역을고려하여관성력을평형으로해야한다. 하중은근사적인상태또는거의실제상태로분포되어야한다. 하중의크기및하중의분포를결정하는방법은신뢰될수있다고증명된경우를제외하고비행하중측정을통해확인해야한다. (c) 하중에따라일어나는휨으로인해외력또는내력의분포가크게변하는경우이것을고려하여계산하여야한다 안전율 별도로규정하지않는한, 제한하중( 구조의외부하중) 에대하여 1.5 의안전율을적용한다. 하중상 태가종극하중으로할당되어있을때는별도로규정하지않는한안전율을적용할필요가없다 강도및변형 (a) 구조는제한하중에대하여안전상유해한잔류변형이생기지않도록해야한다. 제한하중 에이르기까지의모든하중에있어서그비행기의안전한운용을방해하는변형이생기지 않게해야한다. (b) 구조는종극하중에대하여적어도 3 초간은파괴되지않은상태로지지할수있어야한다. 그러나, 실제하중조건을모사한동적시험을통해강도를증명하는경우 3초제한기준은 적용되지않는다. 종극하중까지의정적시험은하중에따라발생하는종극편향및종극변형 을포함해야한다. 분석방법을통해종극하중강도요건에대한적합성을증명하는경우다 음사항들을충족해야한다. (1) 변형에따른효과가중대하지않을것. (2) 포함된변형이분석에의해완전히설명될것. (3) 사용된방법및가정이변형에따른효과를충분히포함하고있을것. (c) (d) 운용조건에서발생할수있는어떤하중적용율이정적하중에서의응력보다높은순간응력 을발생하도록구조의신축성이있는경우, 이러한하중적용율효과를고려해야한다. 보류 (e) 진동개시영역선도의범위하에서, 실속또는가능한이탈을포함하여 V D/M D 운용조건까지 발생할수있는어떠한진동을견딜수있도록비행기는설계되어야한다. 이것은해석적방 법이나비행시험또는검사관이필요하다고판단하는다른시험에의해서증명되어야한다. (f) 발생할경우가매우지극히낮다는것이증명되지않는한, 어떠한파손이나오동작또는 비행조종계통의불리한조건으로부터발생되는구조적진동을견딜수있도록설계되어야 한다. 이것은제한하중을고려하여야하며 Vc/M C 의속도에서증명되어야한다 구조의증명 (a) 구조가이장의강도및변형에관한기준에적합하다는증명은각각가장엄격한하중조건에따라행하여야한다. 구조해석은그방법이경험상신뢰할수있는것이증명되어있는구조와동일한구조인경우에한하여증명에사용해도좋다. 검사관은제한하중시험이적당하지않다고인정되었을경우는종극하중시험을행할수도있다. (b) 예비 (c) 예비 (d) 비행구조부재에있어서 (b) 항의요건에대한적합성증명때문에정적시험또는동 적시험을행하는경우, 수많은구성요소가구조전체의강도에기여하고있어한개의부재 제정:

45 가파괴된경우구조또는부재가대체하중경로에따라하중의재분배가행하여지는경 우를제외하고적정한재료수정계수를적용해야한다. 비행하중 일반 (a) 비행하중계수는비행기에작용하는공기역학적분력( 기체축에수직작용) 과비행기의중량 의비율을나타낸다. 정(+) 하중계수는비행중공기력이상방향으로작용하는것이다. (b) 모든속도에서압축성효과를고려하면서, 이장에서의비행하중조건에대한적합성은다 (1) (2) (3) 음을모두만족하여야한다. 신청자가선정한고도범위내에서가장불리한고도 각각의특정비행하중상태에적절한설계최소중량에서설계최대중량까지의모든중량 비행교범에기록된운용한계내에서배치된하중의실제적인분포에대하여각각요구되 는고도및중량 (c) 설계선도영역내에있는여러점들은, 비행기구조의각부분에가해지는최대하중이얻 어짐을확인하도록조사되어야한다. (d) 비행기에작용하는주요힘은타당하거나보수적인방법으로평형상태에있어야한다. 선 형관성력은추력과모든공기역학적하중에대해평형상태에있는것으로고려되어야 하며, 회전( 피칭) 관성력은미익표면과나셀과같은구성품에작용하는하중에의한모멘 트를포함하여추력과모든공기역학적모멘트에대해평형상태에있는것으로고려되어 야한다. 임계추력값은 0 부터최대연속추력의범위에서고려되어야한다. 비행기동과돌풍조건 대칭기동조건 (a) 절차. (b) 항및 (c) 항에규정된기동비행조건의분석은다음의절차를따른다. (1) 급작스런조종의변위가규정되어있을경우, 가정된조종면의변위속도는조종계통을 통하여조종사에의해작동되는경우의속도보다작지않아야한다. (2) (b) 항및 (c) 항의기동조건에서방향타각도와시위방향의하중분포를결정함에있어해 당피치속도의효과를고려해야한다 항에규정된트림안팎의비행조건을고려해 야한다. (b) 기동균형조건. 비행기가피치가속도가 0인평형상태에있다고가정하고 (b) 항의기 동영역선도의 A에서 I 까지의기동조건을조사해야한다. (c) 피치기동조건. (c)(1) 항및 (2) 항에규정된조건을조사해야한다. 피치조종면의모멘트는 (b) 항에서규정된최대조종력에의한한계, 조종계통정지장치및기타조종계통의 출력상의한계에의한간접영향( 예를들면, 실속토크또는동력조절계통에의해얻어질 수있는최대속도) 을고려하여조정될수있다. (1) V A 에서의최대피치조종변위. 비행기는정상수평비행상태(25.333(b) 항에제시된그림의 A1) 에있다고가정하며, 최대피치각속도( 기수올림) 를얻기위해피치조작을급하게하 였다고가정한다. 미익하중을결정함에있어비행기의반응을고려해야한다. 중량중심에 서의수직가속도가양의제한기동하중계수를초과하거나(25.333(b) 항에제시된그림의 A2) 미익에대해수직방향의하중이최대값에도달한후에비행기에가해지는하중은그발 제정:

46 생순서에관계없이고려하지않아도좋다. (2) 특정한조정변위 : 항에서규정하는설계제한하중계수를넘지않도록합리적인종방 향조종장치변위대시간곡선에서시험조작을결정해야한다. 해당비행기의특성상다 음 (i) 항및 (ii) 항의값을넘지않을경우는제외하고, 비행기의반응은다음 (i) 항및 (ii) 항에서규정하는값이상의피치가속도를발생해야한다. (i) 양(+) 의피치가속도( 기수올림) 가하중계수 1.0에동시에도달하였다고가정한 다.((25.333(b) 항그림의 A1점에서 D1 점까지) 이때, 양의가속도는최소한다음과같아 야한다. 39 V n(n- 1.5)rad/s 2 n : 고려되고있는속도에있어서양(+) 의하중계수 V : 등가대기속도( 노트) (ii) 음(-) 의피치가속도 ( 기수내림 ) 가양(+) 의기동하중계수에동시에도달하였다고가정한 다.(25.333(b) 그림의 A2점에서 D2 점까지 ) 이때, 음의가속도는최소한다음과같아야한다. 26 V n(n- 1.5)rad/s 2 n : 고려되고있는속도에있어서양(+) 의하중계수 V : 등가대기속도( 노트) 비행기동영역선도(V-n 선도) (a) 일반. 강도상의요건은 (b) 항의기동영역선도(V-n 다이어그램) 의범위내의대기속도와하중 계수와의모든조합에대해적합해야한다 항에규정된비행기의구조적운용한계 를결정하기위해서는이영역선도를사용하여야한다. (b) 기동영역선도 설계대기속도선정된설계대기속도는등가대기속도(EAS) 로표시한다. V S0 및 V S1 의추정값은보수적인것으로해야한다. 제정:

47 (a) 설계순항속도 V C. V C 에대해서는다음기준을적용한다. (1) V C 의최소치는심각한난류의영향으로의도치않게발생하는속도증가에대비해 V B 보다 충분히큰값으로해야한다. (2) (d)(2) 항에규정된경우를제외하고, V C 는 V B U REF (25.341(a)(5)(i) 항에서규정하 는 U REF ) 이상이어야한다. 그러나 V C 는해당고도에서의최대연속출력상태에서의최대수 평비행속도를초과할필요는없다. (3) V D 가마하수에따라제한되는고도에서 V C 는선정된마하수로제한될수있다. (b) 설계급강하속도 V D. Vc는 V C/M C 가 0.8 V D/M D 를초과하지않거나 V C/M C 와 V D/M D 간의 속도여유의최소치가다음값을초과하도록선정되어야한다. (1) V C /M C 에서정상비행상태를초기조건으로해서뒤집힌상태로초기경로보다 7.5도아래 쪽의비행경로를따라 20초간비행한후하중계수가 1.5g(0.5g 의가속도증가) 가되도록 조종간을당긴다. 신뢰할수있는공기역학적자료를사용할경우, 위의기동중에발생 하는속도증가를계산에의해결정할수있다 (b)(1)(iv) 항에규정된출력은조종간 을당기기시작할때까지적용되는것으로가정하며그후에는출력감소및조종사에의 한저항발생장치의작동을가정할수있다. (2) 속도여유의최소치를산정할때에는대기변화( 수평돌풍, 제트기류및한냉전선통과등) 및계기오차와제조상의편차등을충분히고려하여야한다. 이러한요소들에대한고려 는확률에근거해도좋다. 압축성효과에의해 M C 가제한되는고도에서, 속도의여유는 0.07M 이상이어야한다. 단, 자동화된계통의성능이반영된타당한분석에의해더낮은 속도여유가결정된경우는예외로한다. 그러나어떠한경우에도속도여유는 0.05M보다 작아서는아니된다. (c) 설계기동속도 V A. V A 에대해서는다음기준을적용한다. (1) V A 는 V S1 n 보다작지않아야한다. 여기서 (i) n은 V C 에서의양의제한기동하중계수이다. (ii) V S1 은플랩올림실속속도이다. (2) V A 및 Vc 는고려되는설계중량및고도에따라평가되어야한다. (3) V A 는 V C 또는양의 C N MAX 곡선과양의기동하중계수선이교차하는점에서의속도중 (d) 작은값보다클필요는없다. 최대돌풍에대한설계속도 V B (1) V B 는다음의값보다작아서는안된다. V S1 = 고려되는특정중량에서플랩이올려진상태에서의 C NA MAX에근거한 1g 실속 속도 V C = 설계순항속도( 노트단위, 등가대기속도) Uref = (a)(5)(i) 항의기준돌풍속도(ft/s, 등가대기속도) w = 고려되는특정중량에서의평균익면하중(pound/ft²) 제정:

48 ρ= 공기밀도(slugs/ft³) c= 평균기하학적익현(ft) g= 중력가속도(ft/sec²) a= 수직분력계수곡선의기울기(C NA/radian) (2) V C 가마하수에의해제한되는고도에서는다음을적용한다. (i) V B 는저속버펫과고속버펫경계사이의여유가최적화되도록선정될수있다. (ii) V B 는 V C 보다클필요는없다. (e) 설계플랩내림속도 V F. V F 에대해서는다음기준을적용한다. (1) 각각의플랩위치(25.697(a) 항에따라설정) 에대한설계플랩내림속도는이에대응하는비 행단계( 착륙복행포함) 에대하여권고되는속도보다충분히커야하며, 속도제어시에일 어나는속도의변동및플랩위치이동에대비해야한다. (2) 플랩위치자동조절장치또는자동하중제어장치가사용되는경우, 프로그램되어있거나그 장치에의해허용되는속도및이에대응하는플랩위치를사용해도좋다. (3) V F 는다음보다더작지않아야한다. (i) 최대이륙중량에서플랩을이륙위치로한 V S1 의 1.6배 (ii) 최대착륙중량에서플랩을접근위치로한 V S1 의 1.8배 (iii) 최대착륙중량에서플랩을착륙위치로한 V S0 의 1.8배 (f) 설계항력제어장치속도 V DD. 각항력제어장치에대해선정된설계속도는속도조절시예상 되는변화를허용할수있도록장치의조작을위해권고되는속도보다충분히커야한다. 고속강하시사용하는항력제어장치의 V DD 는 V D 보다작지않을수도있다. 자동으로항력 제어장치의위치를제어하거나하중을제한하는방법을사용하는경우, 설계시프로그램되 거나자동화된방법에의해허용되는속도및이에대응하는항력제어장치위치를사용해 야한다 제한기동하중계수 (a) 정적최대양력계수에의거제한되는범위를제외하고, 비행기는이절에서규정된제한기동 하중계수를발생하는대칭적인기동을한다고가정한다. 치속도는고려되어야한다. 급상승및정상선회기동시의피 (b) V N 까지의모든속도에있어서양(+) 의제한기동하중계수 n 은, 단 n이 2.5보다적어서는안 되며 3.8보다클필요는없는경우를제외하고는 ,000/(W+ 10,000) 보다적지 않아야한다. 여기서 W 는설계최대이륙중량으로한다. (c) 음(-) 의제한기동하중계수는다음을만족하여야한다. (1) V C 까지의모든속도에있어서 -1.0 보다적지않아야한다. (2) V C 에서의값부터 V D 에서의제로까지선형적으로변화하여야한다. (d) 비행기특성상비행중에기동하중계수를넘지않는다는것이증명되는경우에는, 상기값 이하의기동하중계수를사용할수있다 돌풍하중 (a) 불연속돌풍설계기준. 비행기는수평비행중대칭적인수직및수평돌풍을받는다고가정한다. 제한돌풍하중은다음의기준에따라결정되어야한다. (1) 구조의각부분에작용하는하중은동적해석을통해결정하여야한다. 이해석은비정상 제정:

49 공기역학적특성과강체운동을포함한모든중요한구조적자유도를포함하여야한다. (2) 돌풍의형태는다음과같아야한다. 단 0 s 2H s= 돌풍에들어간거리 m(ft) U ds = (a)(4) 항에규정된동등한공기속도에있어서, 설계돌풍속도) H= 돌풍이최고속도에도달할때까지돌풍에대한비행기의비행경로와평행한돌풍의 변화거리 (m) (3) 각하중에대한특정한반응을찾기위하여, 9m에서 107m 까지(30ft에서 350ft 까지) 돌풍의 변화거리에대해서충분히조사되어야한다. (4) 설계돌풍속도는다음과같다.. (5) U ref = (a)(5) 항에규정된동등한공기속도에있어서, 기준돌풍속도 F g = (a)(6) 항에정의된비행경로완화계수 기준돌풍속도는다음과같이적용된다 (i) 설계속도 V C 에서. 17m/s(56ft/s) 의기준돌풍속도를가진양(+) 및음(-) 의돌풍은해면에서 고려된다. 기준돌풍속도는해면상의 17m/s(56ft/s) 에서부터 15,200m(50,000ft) 고도에서의 13m/s(44ft/s) 까지직선적으로변화감소하는것으로할수있다. 기준돌풍속도는 15,200m (50,000ft) 고도에서의 13m/s (44ft/s) 에서부터 15,200m (50,000ft) 고도에서의 8/s(26ft/s) 까지 직선적으로변화감소하는것으로할수있다. (ii) 설계속도 V D 에서. 기준돌풍속도는 (a)(5)(i) 항에서얻어진값의 0.5 배이다. (6) 비행경로완화계수 F g 는해면상의 1.0에서부터 항에정의된최고운용고도까지직선 적으로변화감소하는것으로할수있다. 해면상에서비행경로완화계수는다음과같이 정의된다. F g = 0.5 ( F gz + F gm ) F gz : 1 - (Z mo /250,000) F gm : (R 2 tan ( π R 1 4 ) R 1 : 최대착륙중량 / 최대이륙중량 R 2 : 최대공허중량 / 최대이륙중량 G mo : 항에정의된최고운용고도 (7) 안전성증대계통을고려하여해석하는경우, 제한돌풍조건으로부터제한하중을도출할때 주요계통의비선형성의효과를고려하여계산해야한다. (b) 연속돌풍설계기준. 수직및수평방향의연속난류에대한비행기의동적반응을고려해야 한다. 동적반응을정의하는데있어보다타당한기준이없는경우부록 G의연속돌풍설 계기준을사용해야한다 설계연료및윤활류하중 제정:

50 (a) 연료및윤활류적재상태를고려한설계하중은연료및윤활류가적재되어있지않은상태 에서부터최대로선정된연료및윤활류적재상태까지각각의조건을포함하여야한다 (e) 항및 (f) 항에서규정하는운용조건하에서 45분을넘지않는비행에필요한연료 량을구조적여유연료조건으로선정할수있다. (b) 구조적여유연료조건을선정한경우, 그조건을이장에서규정하는비행하중요건에대한 적합성을증명하기위한최소연료중량조건으로사용하여야한다. 추가적으로 - (1) 다음에해당하는제한하중에대하여날개내의연료및윤활류의중량이 0인조건에서구 조를설계하여야한다. (i) 의기동하중계수 ; 그리고 (ii) (a) 항에서규정하는돌풍조건. 단 (a)(4) 항에규정된설계속도의 85% 를가정한다. (2) 구조의피로평가는 (b)(1) 항에서규정하는설계조건으로인한운용응력의증가를고려해 야한다. 그리고 (3) 플러터, 변형, 진동에대한요구조건은연료가 0 인상태에서도만족하여야한다 고양력장치 (a) 이륙, 접근혹은착륙시주익플랩을사용하도록계획되어있는경우에, (e) 항의기준에 의한비행단계의플랩대응위치에서설정한설계플랩속도에있어서비행기는대칭기동및대 칭돌풍을받는것으로가정한다. 제한하중의결과는다음에결정된조건에일치하여야한다. (1) 양(+) 의제한하중계수 2.0 까지의기동하는것. (2) 수평비행중비행경로에수직으로작용하는양(+) 및음(-) 의 7.6m/s(25ft/s) 돌풍을받을 (b) 것. 돌풍하중으로인한구조의각부분에대해서는합리적인해석을통해결정해야한다. 이해석은불안정한공기역학적특징과비행기의강체운동을포함하여계산하여야한다. 돌풍의모양은다음을제외하고 U ds : 7.6 m/s (25ft/s EAS) H : 12.5 c c : 비행기는 평균기하학적익현 m(ft) (a)(2) 항과같이규정된다. (a) 항에서규정하는조건에대하여다음과같은영향을개별조건으로고려하여 설계되어야한다. 단, 하중계수는 1.0 을초과할필요가없다. (1) 설계플랩속도 V F 에서연속최대출력에대응하는프로펠러후류및특정의플랩위치에서 그것에맞게최대중량에대한실속속도의 로펠러후류 (2) 7.5m/s(25ft/s) 정면향돌풍(EAS) 1.4배이상의속도에서이륙출력에대응하는프 (c) 순항상태로사용할목적인플랩또는유사한고양력장치가사용될때그리고, 이조건에 대해선정된플랩설계속도까지의속도에서적절한위치에있는플랩의경우, 비행기는 (1) 및 (2) 에규정된범위안에서대칭기동및돌풍을받는것으로가정한다. (1) (b) 항에규정된양(+) 의제한하중계수로기동을행할것. (2) (a) 항에규정된불연속수직방향돌풍기준 (d) 비행기는, 기동하중계수 1.5g와착륙비행형태에서의플랩및유사한고양력장치를가진상 태로, 최대이륙중량에서착륙이될수있도록설계되어야한다 롤링상태 비행기는다음의 (a) 항및 (b) 항에서규정하는롤링조건에의해발생하는하중에따라설계되 제정:

51 어야한다. 중량중심에대해불균형한공기역학적모멘트는반작용관성력을발생시키는주요 질량을고려하여타당하고보수적인방법으로반작용을받아야한다. (a) 기동 : 다음 (1) 항에서 (4) 항까지의조건, 속도, 보조익변위량( 변위가조종사의노력에의해 제한되는경우를제외) 등은설계에사용된제로하중계수양(+) 의기동하중계수의 2/3를 조화시켜고려되어야한다. 필요한보조익변위량을결정하는데있어서는 (b) 항의기 준에따라날개의비틀림유연성을고려해야한다. (1) 정상롤링속도와부합하는조건이고려되어야된다. 최대각가속도와부합하는조건은동체외 부의다른집중된중량또는엔진을포함한비행기에대해서조사되어야한다. 각가속도조 건에대해서기동에대한합리적인이력자료가없는경우에는롤링속도를제로로가정한다. (2) 속도 V A 에서보조익을정지때까지갑자기조작하는것으로가정한다. (3) 속도 V C 에서상기 (2) 항의조건에의거나타나는값이상의롤링율이발생하도록보조익 을조작하여야한다. (4) 속도 V D 에서상기 (2) 항의조건에의거나타내는값의 1/3 이상의롤링율이발생하도록 보조익을조작하여야한다. (b) 비대칭돌풍. 비행기는수평비행중비대칭수직돌풍을받는것으로가정한다. 돌풍에의 한제한하중은 (a) 항에따라직접적으로도출되는주익의최대공기하중또는 (a) 항에서계산된수직하중계수에서간접적으로도출되는주익의최대공기하중에 의해결정되어야한다. 비행기의한쪽면의날개에는공기하중의 100% 가작용하고다른 면의날개에는공기하중의 80% 가작용하는것으로가정한다 요우기동조건 비행기는 V MC 에서 V D 까지의속도에서다음의 (a) 항에서 (d) 항까지규정된요잉조건에의해발 생하는하중에따라설계되어야한다. 중량중심에대한불균형한공기역학적모멘트는관성력 을고려하여타당하거나보수적인방법으로반작용되어야한다. 꼬리날개의하중을계산함에 있어요잉속도를 (a) (1) 0 으로가정할수있다. 비행기가요우없이등속으로비행하고있는상태에서급속히방향타를조작하는것으로 가정한다. 방향타조작은다음과같은조건에의해제한된다. 조종면정지장치의조종계통에의한제한 (2) V MC 에서 V A 까지의속도에서는 300lb, V C/M C 에서 V D/M D 까지의속도에서는 200lb으로제한 (b) 되는조종력. V A 와 V C/M C 사이의속도에서의조종력은선형적으로변화하는것으로한다. 방향타각을 (a) 항에서규정하는제한범위내에서최대값으로계속유지하는경우비행기는 옆미끄러짐각으로요우되는것으로가정한다. (c) 비행기가정적으로평형을유지할수있는옆미끄러짐각으로요우되는경우, (a) 항에서규 (d) 정하는제한범위내에서가능한최대방향타각에도달할수있도록조종석의방향타조종 장치를당기는것으로가정한다. 비행기가 (c) 항에서규정하는정적으로평형을유지할수있는옆미끄러짐각으로요우되는 경우, 조종석의방향타조종장치는신속히정위치로되돌아가는것으로가정한다. 추가조건 엔진토크 (a) 엔진마운트및지지구조는다음에규정하는영향에따라서설계하여야한다. 제정:

52 (1) 비행조건 A(25.333(b) 항참조) 의경우제한하중의 75% 하중에동시에작용하는이륙출력 과프로펠러회전속도에부합하는제한엔진토크 (2) 비행상태 A(25.333(b) 항참조) 의경우제한하중에동시에작용하는최대연속출력과프로펠 러회전속도에부합하는제한엔진토크 (3) 터보프롭비행기에있어서는상기 (1) 항및 (2) 항의조건외에이륙출력과프로펠러회전속 도에부합하는제한토크는 1g 상태의수평비행시의급격한페더링을포함하여프로펠러 제어장치결함영향에따른배수를곱하여결정한다. 합리적인분석이없는경우에는배수 로서 1.6 을사용한다. (b) 터빈엔진비행기에있어서엔진마운트및지지구조는다음의조건을견디도록설계되어야한 다. (1) 오동작또는구조적파괴( 예 : 압축기가꽉막힘) 때문에갑작스런엔진정지에의해발생 (2) 하는제한엔진토크하중 엔진의최대가속에따른제한엔진토크하중 (c) 상기(a) 항에서고려되는제한엔진토크는규정된출력과속도의평균토크에다음배수를곱 하여야한다. (1) 터보프롭에대하여는 1.25 (2) 다섯개이상의실린더를갖는엔진에대해서는 1.33 (3) 두개, 세개, 네개의실린더를갖는엔진에대해서는각각 4, 3, 엔진및보조동력장치마운트에작용하는측방하중 (a) 각엔진및보조동력장치의마운트와그지지구조는측방향의제한하중계수를고려하여설계하여야한다. 엔진및보조동력장치마운트에작용하는측방하중은적어도요잉조건에서발생하는최대하중계수이상이어야하며다음의값보다작지않아야한다. (1) 1.33; 또는 (2) (b) 항에규정된비행조건 A에서의제한하중계수의 1/3 (b) 상기 (a) 항에규정된측방하중은다른비행상태( 요잉상태) 에대해독립적인것으로가정한다 여압실하중 여압실이하나이상인비행기에대해서는다음의기준을적용한다. (a) 비행기의구조는, 차압하중이영에서부터감압밸브최대위치에대응하는값까지의차압하 중에따른비행하중을견딜수있도록충분한강도를가져야한다. (b) 비행중의외부풍압분포, 응력집중및피로의영향이고려되어야한다. (c) 여압실을가압한채로착륙하는경우착륙하중은차압하중이영에서부터착륙동안에허용 된최대치까지의차압하중을조합하여야한다. (d) 비행기의구조는다른모든하중을생략하고, 13,700m(45,000ft) 까지운용하도록승인된비 행기의경우 1.33 배, 13,700m(45,000ft) 이상에서도운용하도록승인된비행기의경우 1.67배 의감압밸브최대값에대응하는차압하중에대하여견딜수있도록설계되어야한다. (e) 여압실내외모든구조, 구성품및부품은계속적인안전한비행과착륙에있어서영향을 미치는파손에대해서다음의조건으로발생되는모든운용고도에서모든구역의입구에 서압력의갑작스런저하의영향을견딜수있도록설계되어야한다. (1) 엔진붕괴에따른엔진일부분의여압실관통 제정:

53 (2) 넓이 Ho 까지의모든여압실의입구. 그러나, 작은여압실은적절한여압실과조합될수 (3) 있으며, 이들은작은여압실에국한되도록예정되지않은입구들에대해하나의여압실로 간주된다. 넓이 Ho 는다음에의해계산된다. Ho = PAs Ho = 입구의최대면적( m2), 단, 1.86 m2(20ft 2 ) 이하 P = As 6, As = 길이방향에수직인여압실선체의최대단면적 ( m2) 비행기및장비품의파손에의한최대의입구개폐는일어날가능성이지극히적을경우 조사되지않을수있다. (f) 상기 (e) 항에따라, 파손이나관통이일어날가능성과예상할수있는입구의크기를결정 함에있어문의잠금장치가부적당하거나불시에문을열었을경우를고려한다면안전 장치를한형상을고려한설계를할수있다. 또한, 1g의수평비행하중및비상시의감압 상태에서의발생하는모든차압하중은합리적이고안전한방법으로조합되어야한다. 그러 나, 이하중이극한조건으로간주되지만이상태와연관된어떠한변형도안전비행과착륙 을저해하지않아야한다. (g) 여압실내의격벽, 바닥, 칸막이등은 (e) 항에규정된조건에견딜수있도록설계되어야한 다. 설계상합리적인예방책은탑승자가좌석에앉아있는동안좌석으로부터이탈하거나 손상을입을가능성을최소화하도록해야한다 엔진고장에따른비대칭하중 (a) 비행기는임계엔진고장으로인하여발생하는비대칭하중을고려하여설계되어야한다. 터 보프롭비행기에있어서는가능한조종사의수정조작을고려해야하여프로펠러저항제한 계통의오동작과관련하여다음에서규정하는조건을고려하여설계되어야한다. (1) V MC 에서 V D 까지모든속도에있어서연료흐름의방해로인한엔진출력손실로발생하는 하중은제한하중으로하여야한다. (2) V MC 에서 V C 까지모든속도에있어서터빈으로부터또는터빈블레이드의손실로부터엔진 (3) 압축기의분리로인해발생하는하중은종극하중으로하여야한다. 위에서언급한엔진고장결과일어나는추력감쇄와저항증가의이력은특정한엔진과프 로펠러의결합에적용할수있는시험또는다른자료에의거입증되어야한다. (4) 특정한엔진, 프로펠러및비행기의결합특성을고려하여조종사의가능한수정조작을행 할시기와조작력이안전하도록결정해야한다. (b) 조종사가수정조작을시작하는시기는최대요우속도에달한때로가정하며, 엔진고장후 2 초이내이지않아야한다. 수정조작의조작력은 (b) 항에따라결정할수있다. 단, 해석또는시험에의해이항에기술된엔진고장으로인해발생하는요우와롤링을제어 하는데적은힘으로도조절할수있을경우이적은힘을조작력으로가정할수있다 자이로효과하중 엔진또는보조동력장치를지지하는구조는 (a) 항, 항, 항, 25,473 항, 항및 항의조건에의해발생하는자이로효과에의한하중을고려하여설계되어야한다. 엔진또 는보조동력장치는상기조건에서의최대회전수로운전되는것으로한다. 본절에대한적합성은 양의제한기동하중계수에도달할때까지 (c)(1) 항의피치기동을수행하여입증해야한다. 제정:

54 속도제어장치 속도제어장치 ( 예 : 스포일러, 저항플랩) 를장착한비행기에대해서는다음사항을적용하여야한다. (a) 비행기는, 모든속도제어장치상태와그상태의최고속도에대하여25.333항및 항에 규정된대칭기동상태, 항에규정된요우기동, (a) 항에규정된수직방향및가로 방향돌풍조건등의대칭기동을고려하여설계되어야한다. (b) 자동작동장치또는하중제한장치를갖춘속도제어장치의경우, 그러한작동환경에허용되 는속도및속도제어장치위치에서비행기는 설계되어야한다. (a) 항에규정된기동및돌풍상태를고려하여 조종면및조종계통하중 조종면하중 : 일반 조종면은, 항, (a) 항, 항, 항에규정된비행상태및 항에규정된지 상돌풍상태로인해발생하는제한하중을고려하여설계되어야한다. (a) 항에규정된힌지선에평행인하중 (b) 항에규정된조종사조종력효과 (c) 항에규정된트림탭효과 (d) 항에규정된비대칭하중 (e) 항에규정된보조공력면 힌지선에평행한하중 (a) 조종면및지지용힌지장치는힌지선에평행하게작용하는관성력대해서설계되어야한다. (b) 합리적인자료가없는경우, 관성력은 KW 와같은것으로가정할수있다. (1) K = 24 ( 수직조종면의경우) (2) K = 12 ( 수평조종면의경우) (3) W : 조종면의중량 조종계통 (a) 세로방향, 가로방향, 진행방향과항력의각조종계통및이들의지지구조는, 항에규 (b) 정된조건에있어서가동조종면에작용하는계산상의힌지모멘트의 중에따라설계되어야한다. 1.25배에상당하는하 조종계통의제한하중은지상돌풍으로인해발생기는하중을제외하고조종사또는자동조 종장치및동력작동조종장치가주는하중보다클필요는없다. (c) 하중은 (c) 항에규정된최소력으로인해발생하는것보다적지않아야한다 조종계통하중 (a) 일반 : (c) 항에규정된최대및최소의조종력은조종간또는페달에대하여 ( 비행중인상 태와동일한방법으로) 작동되고조종계통의조종면혼(Horn) 의연결부에서반작용을받는 것으로가정한다. (b) 조종사조종력의영향 : 조종면의비행하중조건에서조종면의공기력하중및변형은 (c) 항 에규정된범위내에서비행중모든조종사조종력으로인해발생되는것보다클필요는 제정:

55 (c) 없다. 단, 보조익및승강타에대해서는, 조종면의힌지모멘트가신뢰할수있는자료에근 거할경우, 보조익및승강타에규정된최대값의 2/3 를사용할수있다. 이기준을적용하 는데있어서조종계통의자동제어장치, 탭, 자동조종장치등의영향이고려되어야한다. 제한조종력및제한조종토크 제한조종력및제한조종토크는다음표와같다. 보조익 (Aileron) 조종장치 최대조종력또는최대조종토크 조종간 (Stick) 45kg(100lb) 18kg(40lb) 최소조종력또는최소조종토크 조종륜 *(Wheel) 승강타 (Elevator) 36Dkg cm(80dlb.in)** 18Dkg cm(40dlb.in) 조종간 (Stick) 113kg(250lb) 45kg(100lb) 조종륜(Wheel)( 대칭조종력) 136kg(300lb) 45kg(100lb) 조종륜(Wheel)*** ( 비대칭조종력) 45kg(100lb) 방향탸 (Rudder) 136kg(300lb) 60kg(130lb) * 보조익조종계통의중요한부분은, 상기표의값에서얻어지는모멘트의 1.25배에상당하는 한개의접선력을고려하여설계되어야한다. **D : 조종륜의직경 cm(in) *** : 비대칭조종력은조종륜의정상적으로잡은손의위치중한방향에가하여야한다 이중조종장치 (a) 이중조종장치를갖춘경우에는 2 인의조종사가반대방향으로조작하도록설계되어야한다. 이경우개개의조종력은다음값이상으로하여야한다. (1) 항의규정에의해얻어진값의 0.75배 (2) (c) 항에서규정하는최소조종력 (b) 이중조종장치계통은, 항의규정에의해얻어지는값의 0.75배이상의개개의조종력 을이용하여같은방향으로조작하는조종력을고려하여설계되어야한다 차조종계통 차륜브레이크, 스포일러, 탭의조작장치와같은 2차조종계통은조종사가그장치에가하려는 최대의힘을고려하여설계되어야한다. 다음과같은적절한값들이사용될수있다. 조종사의조종력한계( 주조종장치이외의조작장치) 제정:

56 조종장치한계조종력 기타 (Miscellaneous) 크랭크, 바퀴또는레버* (Crank, wheel, or lever) 또는 단, 23kg(lb) 보다작거나 68kg(150lb) 보다크지않아야함. (R : 반경을 cm(in) 로나타낼때의수치) ( 조절면과의이루는각이 20 이내의경우에적용한다) 회전식손잡이 (Twist) 미닫이식손잡이 (Push-pull) 1.53kg-m(133lb-in) 신청자가선정하는것으로한다. * 플랩, 탭, 안정판, 스포일러및착륙장치의조작장치에한함 트림탭의효과 주조종면의설계조건에대한트림탭의효과는조종면의하중이조종사조종력으로제한되는경 우에만고려되어야한다. 이경우트림탭은조종사를돕는방향으로기울어야하고, 탭의기운 각도는다음에규정하는값으로하여야한다. (a) 승강타트림탭은 V-n 선도의양(+) 의부분내의모든점에있어서비행기를트림시키는데 (b) 필요한각도로한다. 단, 스토퍼로제한되는경우는아니다. 보조익및방향타트림탭의각도는장착오차를적당하게고려해서가장엄격한비대칭출력 상태및비대칭하중상태에서비행기를트림하는것에필요한각도로한다 (a) (b) (c) 탭 트림탭 탭의효과가 (b) 항에서규정하는값까지의조종사조종력을방해하는경우 ( 비행기 에규정된비행하중조건을넘지않고얻어질수있는) 탭의상태, 주조종위치및비행속 도등의조합에서예상되는하중을고려하여설계하여야한다. 균형탭 균형탭은주조종면의하중조건에합치하는움직임을고려하여설계하여야한다. 서보탭 서보탭은트림탭과작용과상반하는경우를고려하여조종사조종력의범위내에서얻어 지는주조종면의하중조건에합치하는모든움직임을고려하여설계하여야한다 (a) (1) (i) 지상돌풍상태 조종계통은지상돌풍및지상활주중후방에서부는바람으로인한조종면에생기는하중 상태를고려하여설계되어야한다. 조종면에가장가까운정지장치와승무원실내의조종장치와의사이에있는조종계통은 다음(2) 항에서규정하는제한힌지모멘트 H에부합하는하중을고려하여설계되어야 하며다음값보다클필요는없다. 조종사각개인에대하여 (c) 항에규정된최대조종력에부합하는하중 (ii) 2인의조종사가같은방향으로조작할때각조종사의최대조종력의 0.75배 (2) 조종면에가장가까운정지장치, 조종계통의잠금장치, 정지장치와잠금장치및조종면혼 제정:

57 사이에있는조종계통의구성품은다음의공식에의한제한힌지모멘트 계하여야한다. H=0.0034KV²cS V=65knot( 풍속) K=(b) 항에서정해진지상돌풍에대한제한힌지모멘트계수 c= 힌지선후방의조종면평균시위(ft) S= 힌지선후방의조종면면적(ft²) (b) 지상돌풍에대한제한힌지모멘트계수 K 는다음표와같다. 조종면 K 조종장치의위치 H를고려하여설 보조익 (Aileron) 승강타 (Elevator) 방향타 (Rudder) 0.75 중간위치에고정한경우 *±0.50 제한위치까지작동한경우 *±0.75 아래쪽제한위치까지작동한경우 *±0.75 위쪽제한위치까지작동한경우 0.75 중간위치에고정한경우 0.75 제한위치까지작동한경우 * 양의 K 값은조종면을내리는모멘트를, 음의 K 값은조종면을올리는모멘트를나타낸다 비대칭하중 (a) 횡방향돌풍, 요우기동, 롤링기동에대한비행기를설계할때, 익면, 수직안정판, 기타공기 역학적표면의후류와공기역학적간섭과같은효과로인해발생하는미익의비대칭하중 을고려하여계산되어야한다. (b) 수평미익은다음과같이정의된비대칭하중조건이적용된다고가정하여야한다. (1) 항의대칭비행조건과 (a) 항의종방향돌풍조건으로부터최대하중의 100% 가비 행기의대칭면의한쪽에작용한다. (2) 80% 하중은다른쪽에작용한다. (c) 수평미익면이 ±10 보다큰상반각을가지고있거나수직미익면에의해지지되어져있는비 행기꼬리부분에있어서수평미익면과그지지구조는각비행경로의직각인 규정된돌풍속도를고려하여설계하여야한다 (a) 항에 (d) (e) 항의버펫조건에의해꼬리부분에작용하는비대칭하중을고려해야한다 (a) 보조공력면 바깥쪽수직핀이나작은날개와같은보조공력면과보조공력면을지지하는공력면사이에 공기역학적영향이중요할경우, 이영향은비행경로에수직인어떠한방향으로작용하는 (a) 항에규정된돌풍, 피치, 롤링, 요우기동을포함한모든하중조건을고려하여야한 다. (b) 바깥쪽수직핀이수평미익의위아래에있을때비대칭하중을고려하기위해서 항에 규정된임계수직미익하중( 단위면적당의하중) 을다음과같이적용하여야한다. (1) 수직미익중수평미익의위쪽( 또는아래쪽) 부분에대해서는면적을 100% 로적용한다. (2) 수직미익중수평미익의아래쪽( 또는위쪽) 부분에대해서는면적을 80% 로적용한다. 제정:

58 플랩플랩및조작장치, 그리고이들의지지구조는 항에규정된조건하에서발생하는임계하중을고려하여설계되어야한다. 이경우하나의플랩위치속도에서다른플랩위치속도에옮겨지는동안에발행하는하중을포함하여야한다 특수장치 슬롯, 슬랫, 스포일러등과같이공기역학적표면을사용하는특수장치의하중은시험분석자료 에따라결정하여야한다. 지상하중 (a) 일 반 하중과평형 지상제한하중은다음과같다. (1) 이절에서의제한지상하중은비행기구조에작용하는외력으로본다. (2) (b) 다음각각에규정된지상하중조건에있어서외력은합리적또는안전한방법에의한선형 관성력및회전관성력에대해평형상태로놓여있어야만한다. 임계중량중심 인증되는범위내의임계중량중심은최대설계하중이착륙장치의각구조부분에서얻어지 도록선정되어야한다. 전후방향, 종방향및횡방향의비행기중량중심이고려되어야한 다. 대칭하중상태에서임계설계하중의 103% 보다크지않은주착륙장치하중을발생시키 는비행기의중심선에서중량중심의횡방향의변위는주착륙장치적재또는비행기구조 에대한하중의횡방향중량중심의변위영향을고려하지않고선정할수있다. (1) 중량중심의횡방향변위는동체내의불규칙한여객또는화물의배치, 또는불규칙한비대 (2) (c) 칭연료하중또는연료소비로인해발생하는경우 불규칙하게배치되는하중에대해적절한적재지침서가중량중심의횡방향변위를한계내 에유지할것을확실히하도록 착륙장치의제원 부록 A의그림1 에기본제원을규정한다 (c)(1) 항에포함되어있을것 착륙하중조건과가정 (a) 항및 항에규정된착륙조건에대해서비행기는다음과같이접지하는것으로 가정한다. (1) 항및 항에규정된자세 (2) 설계착륙중량( 최대강하속도에서착륙하는경우의최대중량) 에서 3 m/sec(10 ft/sec) 의제 한강하속도 (3) 설계이륙중량( 최대강하속도보다더낮은강하속도로착륙하는경우의최대중량) 에서 1.8 (4) m/sec(6 ft/sec) 의제한강하속도 비행기의설계특성상위에기술한강하속도의적용이불가능한경우에는다른값을적용 할수있다. (b) 계통이나절차가양력에현저한영향을미치는경우가아니면비행기의중량을초과하지 제정:

59 않는양력을가정할수있다. (c) 비행기및착륙장치하중을해석함에있어적어도다음과같은요소를고려해야한다. (1) 착륙장치의동적특성 (2) Spin-up 및 spring-back (3) 강체반응 (4) 중요한경우, 동체의구조적동적반응 (d) 착륙장치의동적특성은 (a) 항에규정된시험에의해입증되어야한다. (e) 타이어와지표면간의마찰계수는미끄러짐속도와타이어압력의영향을고려하여결정할 수있다. 그러나마찰계수는 0.8 보다클필요는없다 착륙장치의배열 항에서 항까지의기준은통상의조작기술이적용될때주륜과전륜또는주륜과미륜이보통으로배치된비행기에적용한다 수평착륙조건 (a) 비행기는 항에서정해진조건하에서수평자세에서지면과평행한전방속도성분이 V L1 에서 1.25 V L2 사이가되도록접지하는것으로가정하며다음과같은사항이적용된다. (1) V L1 은적정착륙중량과표준해면상에서의 V S0 (TAS) 와같다. (2) V L2 는적정착륙중량과표준대기온도에 5 (41 ) 를더한더운온도상태의고도에따른 V S0 (TAS) 와같다. (3) 10 노트를초과하는배풍하에서착륙승인이요구되는경우증가된접지속도의영향을고 려하여야한다. (b) 후륜식비행기의수평착륙의경우, 본장의부록 A의그림2에따라설정된비행기의기준 수평선에대하여본절에규정된조건을검토하여야한다. (c) 부록 A의그림2 와같은전륜식비행기의수평착륙의경우, 다음의자세를가정하여본절 (1) 에규정된조건을검토하여야한다. 주륜은접지되어있고전륜은지면에접지하기직전의자세 (2) 규정된강하속도와전방속도에서무리없이가능한경우, 주륜과전륜이동시에접지하는 자세 (d) 상기 (a) 항에규정된하중조건외에도, (a) 항을통해계산된최대수직지면반력하에서다 (1) 음의사항을적용한다. 착륙장치및착륙의직접적인영향을받는구조물의경우최대수직지면반력과이반력의 25% 이상크기의후방저항분력에대하여설계되어야한다. (2) 측방편류(lateral drift) 상태의착륙중에발생할수있는가장엄격한하중조합을고려하 여야한다. 이조건에대하여더타당한분석이없을경우에는다음의기준을적용한다. (i) 항의최대지면반력의 75% 에해당하는수직하중과수직하중의 40% 에해당하는저 항하중및 25% 에해당하는측방하중의조합을고려해야한다. (ii) 완충장치및타이어의변형은 (a)(2) 항의최대지면반력에의한변형의 75% 에해당 하는것으로가정한다. 이하중조건은구멍이난타이어의경우에대해고려할필요는 없다. (3) 수직분력및저항분력의조합은바퀴중심선에작용한다고가정한다. 제정:

60 꼬리내림착륙조건 (a) 꼬리내림자세에서, 비행기는 V L1 에서 V L2 까지범위에서지면과평행하게전방속도성분으 로접지하고 항에서규정하는하중계수를받는것으로한다. (1) V L1 은적정착륙중량과표준해면에서의 V S0 (TAS) 와같다. (2) V L2 는적정착륙중량과그고도의표준대기온도에 22.8 (41 ) 를더한온도상태의고도에 있어서따른 V S0 (TAS) 와같다. (3) 수직분력및저항분력의조합은주륜축의중심선에작용한다고가정한다. (b) 미륜식비행기의미부내림착륙의경우에는부록 A의그림3에따라주륜및미륜이동시에 (1) 접지하는것으로한다. 미륜에작용하는지면반력조건은다음과같이작용한다고가정한 다. 수직방향 (2) 차축을따라지면에대해 45 상방향및후방향 (c) 전륜식비행기의미부내림착륙의경우에는비행기는실속각또는부록A의그림3과같이 주륜이외의비행기의부분이지면에접촉하는것없이얻어지는최대각중작은쪽각도 를선정한다 한쪽바퀴착륙조건 한쪽바퀴착륙조건에대해비행기는부록A의그림4에따라주착륙장치의한쪽이수평자세로 접지한다고가정한다. 이경우다음조건을고려하여야한다. (a) 접지하는바퀴에작동하는지면반력은 (d)(1) 항에서얻어지는반력과같다. (b) 각각의불균형한외력은합리적또는안전한방법으로비행기의관성력에반작용되어야한다 측하중조건 (d)(2) 항에추가하여다음과같은사항이고려되어야한다. (a) 측하중조건에대해비행기는부록A의그림5에따라수평자세에서주륜만이접지되는것 으로가정한다. (b) 내부로작용하는 ( 한쪽면의) 수직반력의 0.8 배크기의측하중과외부로작용하는 ( 다른 쪽면의) 수직반력의 0.6 배크기의측하중은, 수평착륙조건에서얻어지는최대수직지상반 력의 1/2 과결합되어야한다. 이하중들은지상의접점에서작용하고비행기의관성력을 저지하는것으로가정한다. 저항하중은 0 으로가정할수있다 (a) 반동착륙조건 착륙장치및지지구조는착륙면에서비행기의반동동안에발생하는하중에대해서검토되 어야한다. (b) 착륙장치가완전히펼쳐진상태이며지면에접촉하지않는경우, 하중계수 20은착륙장치 에탄력이가해지지않은중량에작용시켜야한다. 이하중계수는착륙장치에탄력이가해 진부품에관해제한되는위치까지도달되었을때탄력이가해지지않는중량이움직이는 방향으로작용되어야한다 지상조종조건 착륙장치및기체구조는, 별도로규정하지않는한, 설계램프중량( 지상조작조건에따른최대중 량) 에있어서 항에서 항까지의기준에따라검토되어야한다. 이경우에있어서주 제정:

61 익의양력은없으며완충장치및타이어는정적인위치에있는것으로한다 지상활주, 이륙및착륙상태에서의롤적절한지상속도및승인된중량범위내에서비행기의구조및착륙장치는정상적인운용중에예상되는, 가장고르지못한지면에의해발생하는하중보다작지않은하중을받는것으로가정한다 제동상태에서의롤조건 (a) 미륜식비행기의경우, 비행기는부록A의그림6에따라수평자세로하중이주륜에걸리는 것으로가정한다. 제한수직하중계수는설계착륙중량에대하여 1.2, 설계램프중량에대하여 1.0 으로한다. 이경우에있어서마찰계수 0.8을곱한수직반력과같은저항력은수직지면 반력과결합되어야하며접지점에적용하여야한다. (b) 전륜식비행기의경우, 제한수직하중계수는설계착륙하중에대하여 1.2, 설계램프중량에대 (1) (2) 하여 1.0 으로한다. 수직반력에마찰계수 0.8을곱한저항반력은수직지면반력과결합되어 야하며브레이크가장착된각차륜의접지점에작용하여야한다. 부록A의그림6에따라 다음의두가지자세를고려해야한다. 비행기는수평자세에서모든바퀴가접지되고하중은주륜과전륜사이에분포되는것으로 한다. 이경우에있어서피치가속도는 0 으로가정한다. 비행기는수평자세에서주륜만이접지되는것으로하고피치모멘트는각가속도의저항을 받는것으로한다. (c) 어떠한하중조건에서도수직반력의 0.8배에해당하는유효저항력을받지는않음을증명한 (d) 경우에는본절에규정된것보다작은저항반력을사용할수있다. 전방착륙장치가장착된비행기는순간정지력의작용에따른피치운동에의해발생하는 하중을견디도록설계되어야한다. 비행기는설계착륙중량하에서전방착륙장치와주착륙 장치가지면에접지된상태로정상상태의수직하중계수 1.0 이작용하는것으로고려한다. 정상상태의전방착륙장치반력은 (b) 항및 (c) 항에규정된최대정지력의순간적인작용에 의해발생하는전방착륙장치수직반력의증분과결합되어야한다. (e) 더타당한분석이없는경우, (d) 항에규정된전방착륙장치의수직반력은다음의공식에따 라계산되어야한다. V N W T A = B = = = 전방착륙장치수직반력 설계착륙중량 비행기의중량중심과전륜사이의수평방향간격 주륜의중심을잇는선과중량중심사이의수평방향간격 E = 1.0g 의정적상태에서지면에대한비행기중량중심의높이 μ = 마찰계수(0.8) f = 동적반응계수: 별도로입증되지않는한 2.0 을사용한다. 별도의언급이없으면동적 반응계수 f 는다음과같은공식에의해정의된다. 제정:

62 ξ 은주착륙장치의유효접지점에대한강체피칭상태의유효임계감쇠율을의미한다 지상선회 부록A의그림7에따라정적인위치에서비행기는수직으로 1.0, 측면으로 0.5의제한하중계수가 중량중심에가해지도록전륜을조종하든지또는충분한외력을가하여정상선회를행한다고가 정한다. 각차륜의측방향지면반력은수직반력의 0.5 배로한다 꼬리바퀴요잉 (a) 미륜의정하중과같은수직지면반력은같은크기의횡방향분력과결합되어작용하는것으 (b) 로가정한다. 미륜식비행기가선회한다면미륜은기체의전후축에대하여 90 회전하고차축을통하여 하중을받는것으로가정한다. (c) 미륜고정장치, 미륜조종장치또는이상진동제동기를갖추고있는경우미륜은지상접촉시 작용하는횡방향하중을꼬리부분에서받는것으로가정한다 전륜의요잉및조향 (a) 비행기의중량중심에 1.0의수직하중계수가작용하고전륜의접지점에작용하는수직지면 (b) 반력의 0.8 배에해당하는측방분력이전륜의접지접에작용하는것으로가정한다. 주착륙장치의제동장치중한쪽만을사용함으로인해발생하는하중에대해비행기가 적평형상태에있다고가정한경우, 전륜, 전륜지지구조및중량중심의전방에위치한동 체구조는다음하중을고려하여설계되어야한다. (1) 중량중심에작용하는수직하중계수 1.0 (2) 하나의주륜에가해지는수직하중의 0.8배의크기로중량중심에작용하는전방하중 (3) 정적평형상태를유지하기위해요구되는전륜접지면에서의측방하중및수직하중 (4) 중량중심에서의측방하중계수는 0 으로한다. (c) 상기(b) 항에규정된하중으로인해전륜에작용하는수직하중의 0.8배보다더큰측방하중 이전륜에가해지는경우, 비행기관성력의저항을받는것으로가정할수있는불균형한 요잉모멘트로인해전방착륙장치의설계측방하중을수직하중의 다. (d) 전방착륙장치, 상기 정 0.8배로제한할수있 지지구조및전방동체구조이외의하중상태는다음의경우를제외하고 (b) 항에규정된기준에따른다. (1) 예상되는어떠한하중상태에있어서도수직반력의 0.8배의유효저항력이발생하지않는 것이증명되는경우에는그것보다작은저항력을사용할수있다. (2) 중량중심에서전방으로작용하는하중은, (b) 항에따라결정된, 한쪽의주륜에작용 하는최대저항력보다클필요는없다. (e) 전방착륙장치, 지지구조및전방동체구조를설계함에있어비행기의설계램프중량및전 방착륙장치의모든조향위치에서, 수직방향의조향토크와전방착륙장치에작용하는최 제정:

63 대정적반력의 1.33 배에해당하는수직력이조합되어작용하는것으로고려하여야한다 축선회 (a) 비행기는한쪽주륜에브레이크를걸어이를중심으로하여선회하는것으로가정한다. 제 한수직하중계수는 1.0, 마찰계수는 0.8 로한다. (b) 부록A의그림8에따라하중은접지점에작용하고비행기는정적평형상태에있는것으로 가정한다 역전제동 (a) 비행기는세점의정적접지점상태로있어야만한다. 지면과평행한전방수평분력은브레 이크를갖고있는각바퀴의접지점에작용하여야한다. 이경우에있어서제한하중은각 차륜에작용하는수직하중의 0.55배의하중또는공칭최대정적브레이크토크의 1.2배에 의해발생하는하중중적은쪽의하중으로한다. (b) 전륜식비행기에있어서피치모멘트는회전관성력에의해균형을이루어야한다. (c) 미륜식비행기에있어서지면반력의합력은비행기의중량중심을통과하여야한다 견인하중 (a) 하기(d) 항에규정된견인하중은별도로고려되어야한다. 견인하중은다음을고려하여견인 장비에적용되어야하며지면에평행하게작용하여야한다. (1) 1.0 의수직하중계수가중량중심에작용하여야한다. (2) 완충장치및타이어는정적위치에있어야한다. (3) 설계램프중량을 W T 로할경우견인하중 F TOW 는다음값으로하여야한다. (b) (i) W T 가 13,600kg(30,000lb) 이하인경우는 0.3W T (ii) W T 가 13,000kg(30,000lb) 에서 45,300kg(100,000lb) 까지의경우는 (iii) W T 가 6W T +204, ,300kg(100,000lb) 이상인경우는 0.15W T 견인점이착륙장치에없고비행기의대칭면가까이있을경우에는보조바퀴에규정된저항 분력및측방향견인하중분력이적용된다. 견인점이주륜의바깥에있을경우에는주륜에 규정된저항분력및측방향견인하중분력이적용된다. 또규정된회전각이발생하지못하 는경우에는실제에얻어지는최대의회전각을이용하여야한다. (c) 하기 (d) 항에규정된견인하중은다음과같이반작용되어야한다. (1) 주착륙장치에서견인하중의측방향분력은하중이걸리는차륜의접지선에서받는횡력에 반작용되어야한다. (2) 주착륙장치에서저항분력과보조바퀴의견인하중은다음과같이반작용되어야한다. (i) 수직반력과동일한최대반력하중이하중이작용하는차륜축에적용되어야한다. 평형상태 에도달할만큼의필요한비행기의관성력이작용되어야한다. (ii) 하중은비행기의관성력에의해반작용되어야한다. (d) 견인하중은다음표와같이규정한다. 제정:

64 F TOW 1.0 F TOW F TOW 다차륜식착륙장치의비대칭지상하중 (a) 일반 : 다차륜식착륙장치는 (b) 항부터 (f) 항까지에규정된제한지상하중을받는것으로 가정한다. 이경우다음조건을고려한다. (1) 직렬식지지대배치의착륙장치는다차륜식착륙장치로한다. (2) 하기 (b) 항에서(f) 항까지의기준에따라착륙장치에걸리는전체하중을결정할경우, 차륜 의비대칭하중분포로인한하중중심의횡방향이동은무시할수있다. (b) 차륜의제한하중분포( 모든타이어압력이규정값인경우). 주착륙장치의차륜에걸리는제 한하중분포는제한하중의차륜분포는다음 (1) 에서 (6) 까지의영향을고려하여각각의착륙 상태, 지상유도상태및지상상태에서정해져야한다. (1) 차륜의수및상호간의배열. 트럭형착륙장치의경우에는전방차륜및후방차륜의한쌍 에대한설계최대하중을결정함에있어서착륙충격을받을때의착륙장치의시소운동 영향을고려하여야한다. (2) 제작오차, 타이어의팽창과마모의조합으로인해발생하는직경의차이. 최대타이어직 경차이는제작오차, 타이어의팽창과마모를고려하였을때나타나는가장바람직하지못 한조합에따른직경차이의 2/3 와같다고가정하여야한다. (3) 공칭타이어압력의 5% 이내의최대변화를가정한타이어압력의불균형 (4) 기울기영의활주로꼭대기와수평면에대해 1.5% 기울기를갖는상방향볼록한형태를 (5) (6) 가진활주로꼭대기. 활주로꼭대기의영향은전륜이활주로꼭대기의모든경사면상에 있는것으로고려되어야한다. 비행기의자세 구조변형 (c) 공기가빠진타이어 : 착륙장치각부품의배열을고려해서 (d) 항부터 (f) 항까지에규정된 (1) 하중조건에관하여공기가빠진타이어가구조에미치는영향을고려하여야한다. 사항도고려하여야한다. 다음의 한개의착륙장치당네개이상의차륜을갖는착륙장치에있어서다차륜식착륙장치중 에어느한개의타이어공기가빠진경우와두개의타이어공기가빠진경우를고려하 제정:

65 여야한다. (2) 지면반력은공기가빠져있지않는타이어를갖는차륜에적용하여야한다. 단, 두개이 상의완충장치를갖는다차륜식착륙장치에있어서공기가빠진타이어로인해발생하는 완충장치의늘림차이를고려하여공기가빠진타이어와공기가빠지지않은타이어사 이에서지면반력에대한합리적인분포가사용되었을때에는적용되지아니한다. (d) 착륙조건 : 공기가빠진타이어가한개일경우와두개일경우각착륙장치에걸리는하 중은규정된각각의착륙조건에있어각착륙장치에걸리는제한하중의 60% 및 50% 로각 각가정한다. 단, 항에서규정하는미끄러짐착륙상태에있어서는수직하중의 100% 를적용하여야한다. (e) 지상활주및지상유도조건 : 공기가빠진타이어가한개일경우와두개일경우다음조 (1) 건을고려하여야한다. 중량중심에걸리는횡방향하중계수및저항하중계수는규정된지상활주및지상유도조건 으로인해발생하는가장위험한상태에부합하는제한횡방향하중계수및제한저항하 중계수의각각 50% 및 40% 까지의값으로하여야한다. (2) (a) 항및 (b)(2) 항의제동된롤링조건에있어서정규타이어의저항하중은공기가빠 지지않은타이어의대칭하중분포의각타이어에걸리는하중보다클수도있다. (3) 중량중심의수직하중계수는하중계수가 1g보다큰경우를제외하고공기가빠지지않은 타이어의하중계수에각각 60% 및 50% 가되어야한다. (4) 축선회는고려할필요가없다. (f) 견인조건 : 공기가빠진타이어가한개일경우와두개일경우견인하중 F TOW 는규정된 하중의각각 60% 및 50% 가되어야한다 잭지지대와고정끈고정대 (a) 일반. 비행기의중량과중량중심의가장위험한조합에있어서 항과 항에서 적용이되는정적지상하중조건으로인해발생하는제한하중조건을견딜수있도록비행 기는설계되어야한다. 각잭지지대에대한최대허용하중은규정되어야한다. (b) 잭. 비행기는잭에대한기준이있어야하며비행기가잭에의해지지될때다음의제한하 (1) 중을견딜수있어야한다. 비행기의최대램프하중에서착륙장치에의한잭에대해서비행기의구조는수평하중단독 으로그리고모든방향으로작용되는정적수직반력과 용하는각각잭지지점에서의정적수직반력의 다. 0.33배의수평하중의조합으로작 1.33인수직하중을고려하여설계되어야한 (2) 승인된최대잭중량에대해비행기의구조에의한잭에대해서다음을적용한다. (i) (ii) 비행기의구조는수평하중단독으로그리고모든방향으로작용되는정적수직반력과 0.33배의수평하중의조합으로작용하는각각잭지지점에서의정적수직반력의 1.33인수 직하중을고려하여설계되어야한다. 잭지지대와국부적인구조는수평하중단독으로그리고모든방향으로작용되는정적 수직반력과 의 0.33배의수평하중의조합으로작용하는각각잭지지점에서의정적수직반력 2.0 인수직하중을고려하여설계되어야한다. (c) 고정끈지지대. 고정끈지지대가사용되는경우주고정끈지지점과국부적인구조는어떤 방향으로부터 야한다 km/s(65 노트) 의수평바람으로인해발생하는제한하중을견딜수있어 제정:

66 수상하중 (a) 일 반 수상기는정상운용상태에서예상되는수상기의모든자세에대하여예상되는가장가혹한 해수조건하에서적절한전진속도와하강속도에서발생되는수상하중과이수및착수시발 생되는수상하중을고려하여설계되어야한다. (b) 수상하중에대해합리적해석방법이없는경우에는한수상하중은 항에서 항까 지의기준에따라야한다. (c) 본절및 항에서 항까지의요구사항은수륙양용기에대해서도적용한다 설계중량및중량중심위치 (a) 설계중량 : 상하중요건은 항에규정된이수조건에대해서설계수상이수중량( 수상유도 및이수활주에있어서최대중량) 이사용된경우를제외하고설계착수중량까지 중량에적합하여야한다. 각각운용 (b) 중량중심위치 : 증명이요구되는한계내에서가장불리한중량중심은수상기구조의각 부분이받는최대설계하중에도달하도록고려되어야한다 하중의적용 (a) 별도로규정하지않는한수상기전체는 항에규정된하중계수에부합하는하중을 받는다고가정한다. (b) 항에규정된하중계수로인해발생하는하중을적용하는경우, 수상하중은 ( 수상하중 이적용되는위치에서의굽힘모멘트와전단하중을초과하는것을피하기위해 ) (b) 항에규정된값보다큰압력을이용하면서수상기선체(hull) 또는주플로트(float) 에분포 되어야한다. (c) 플로트(float) 가두개인수상기에있어서각플로트(float) 는당해수상기의 1/2 중량을가 진가상의수상기에동등한선체(hull) 로취급되어야한다. (d) 항에규정된이수조건을제외하고충격시당해수상기의공기역학적양력은수상기 중량의 2/3 로가정한다 선체(hull) 및주플로트(float) 의하중계수 (a) 수면반력 n W 는다음과같이계산하여야한다. (1) 스텝(step) 착수의경우 (2) 선수착수와선미착수의경우 제정:

67 (b) 다음과같은값이사용된다. (1) n W = 수면반력하중계수( 수면반력을수상기중량으로나눈값) (2) C 1 = 경험상의수상기운용계수, 0.012( 단, 단계적하중계수의최소치 2.33을얻기위해필 요한값보다작지않을수도있는계수는제외한다.) (3) V S0 = 프로펠러의후류로인한영향이없고적당한착수위치로플랩이전개된상태에서의 수상기실속속도( 노트) (4) β = 부록B의그림1 에따라하중계수가결정되는길이방향지점(longitudinal station) 에 서의 dead rise 각도 (5) W = 수상기설계착수중량( 파운드) (6) K1 = 부록B의그림2 에따른경험상의선체(hull station) 하중(weighing) 계수 (7) γ x = 수상기선체(hull) 기준축에대하여평행하게측정된수상기의중량중심에서하중 계수가산출되는선체(hull) 상의지점까지의거리와수상기피치의관성반경에대한 비율. 여기서수상기선체(hull) 기준축은대칭면내의직선으로서주디딤판에서의용 골(keel) 에접한다. (c) 플로트(float) 가두개인수상기에대해서, 수상기플로트(float) 의접합부유연성의영향때 문에선수착수와선미착수의 K1 값은부록B의그림2에나타난값의 0.8배로감소할수있 다. 이는버팀대및수상기구조의설계에대해서만적용된다 선체(hull) 및주플로트(float) 의착수조건 (a) 대칭적인스텝(step) 착수와선수착수및선미착수. 대칭적인스텝(step) 착수와선수착수및 선미착수에대해서제한수면반력하중계수는 항에따라계산된다. 그리고다음과 같은기준이적용된다. (1) 대칭스텝(step) 착수의경우, 합성수상하중은중량중심선용골(keel) 에작용하여야하며, 용 골선(Keel Line) 에수직으로작용하여야한다. (2) 대칭선수착수의경우, 합성수상하중은앞부분에서스텝(step) 까지의거리의 1/5인용골 (keel) 에작용하여야하며용골선에수직으로작용하여야한다. (3) 대칭선미착수의경우, 합성수상하중은스텝(step) 에서뒷부분끝까지거리의 85% 인용골 에작용하여야하며용골선에수직으로작용하여야한다. (b) 선체(hull) 및플로트(float) 하나의수상기의비대칭착수조건 비대칭적인스텝(step) 착수와선수착수및선미착수는검토되어져야하며, 다음조건을고 려하여야한다. (1) 각조건에서의하중은상방향성분과수평성분의합성력으로구성되어지며, 각각비대칭 착수조건에부합하는합성하중에 0.75와 0.25 tan β로나타내어진다. (2) 하중의상방향성분의방향및작용점은대칭착수조건의경우와같다. 수평성분의작용점 은상방향성분에서와같이세로지지대위치와같은곳에있지만용골선과등골선중간지 점에서대칭면에수직하게내부로향한다. (c) 플로트(float) 두개인수상기의비대칭착수조건 : 비대칭하중은각플러터의플로트(float) 하면스텝(step) 에서 0.75 배의상방향하중과, 항의기준에따라얻어지는플로트(float) 하면스텝(step) 의하중과한플로트(float) 하면스텝(step) 에서의 0.25 tanβ를곱한수평하 중으로구성된다. 이경우수평하중은상방향하중의세로지지대와같은위치에서용골선과 등골선과의중앙대칭면에수직이며내부로작용하는것으로한다. 제정:

68 선체(hull) 및주플로트(float) 의이수조건 날개및선체(hull)/ 주플로트(float) 와의접합부에대하여 -- (a) 날개의공기역학적양력은 0 으로가정한다. (b) 다음공식에따라계산된하중계수에해당하는하방관성하중이작용해야한다. n = 관성하중계수 CTO V S1 = 경험상의수상기의운용계수 = 설계이수중량에서플랩이이수위치로전개된상태에서의수상기실속속도( 노트) β = 주디딤판에서의 dead rise 각도(degree) W = 설계수상이수중량( 파운드) 선체(hull) 및주플로트(float) 의바닥압력 (a) 일반 : 기골, 격벽, 스트링거및바닥판을포함한선체(hull) 및주플로트(float) 의구조는 이항에따라설계되어야한다. (b) 국부압력 : 바닥판및스트링거그리고지지구조의접합부에대한설계에있어서다음압 력분포가적용되어야한다. (1) 플레어가없는밑부분의경우, 등골에서의압력은용골에서의압력의 0.75배로하여용골 과등골과의사이에압력은부록B의그림3 에따라직선적으로변하는것으로한다. 용골 에서의압력은다음에따르는것으로한다. P k : 용골에서의압력 kg/ cm2(1b/in C 2 : K 2 : 부록B의그림2 에따른선체(hull station) 하중(weighing) 계수 2 ) V S1 : 적절한이수위치에서플랩을펼친설계이수중량에서실속속도 km/h( 노트) β k : 부록B의그림1 에따라, 용골에서의밑바닥에배치한각도 (2) 플레어가있는밑부분의경우, 플레어시작점에서의압력은플레어가없는밑부분에서의 압력과같으며, 등골과플레어시작점사이의압력은부록B의그림3에따라직선적으로 변화하는것으로한다. 압력분포는플레어가없는밑부분을위한 (b)(1) 의기준과동일하 며용골에서의압력이다음식에서계산된경우는제외한다. P ch = 등골에서의압력(psi) C 3 = 제정:

69 = 부록B의그림2 에따른선체(hull station) 하중(weighing) 계수 V S1 β = = 설계이수중량에서플랩이해당이수위치로전개된상태에서의수상기실속속 도( 노트) 적당한위치에서의밑바닥에배치한각도 이압력을받는면적은선체(hull) 또는플로트(float) 에국부적인높은충격시에발생하는 압력으로실험하여야한다. 단, 기골또는구조전체에임계응력을발생하는부분까지확 대할필요는없다. (c) 압력분포. 기골, 용골및등골의구조설계에있어서는다음압력분포를적용하여야한다. (1) 대칭압력은다음과같이계산된다. P = 압력(psi) C 4 = 0.078C 1 ( C 1 은 에서계산된값임) K 2 = 부록B의그림2 에따른선체(hull station) 하중(weighing) 계수 V SO = 플랩이착수위치로전개되고옆미끄럼현상이없는상태에서의수상기실속속도 ( 노트) V SO = 적당한위치에서의 dead rise 각도 (2) 비대칭압력은부록B의그림3 에따라선체(hull) 또는주플로트(float) 중심선의한쪽에상 기 (c)(1) 항에규정된압력을구성하고선체(hull) 또는주플로트(float) 중심선의다른쪽 에 (c)(1) 항에규정된압력의 1/2 이걸리도록구성된다. 이압력은일정하고선체(hull) 또 는주플로트(float) 밑부분전체에동시적용되어야한다. 이경우얻어지는하중은선체 (hull) 본체의벽면구조에전달되어야하며, 전단하중및굽힘하중으로전방및후방에전 달될필요는없다 보조플로트(float) 하중 (a) 일반. 보조플로트(float) 및보조플로트(float) 의접합부그리고지지구조는본절에규정된 조건에대해설계되어야한다. (b) 항에서 (e) 항까지규정된경우에있어, (g) 항에규정된것 보다작지않은바닥면압력을이용하여규정된수상하중을주부의바닥면에분포시킴으 로서과도한국부하중이걸리지않도록할수있다. 일반. 보조플로트(float) 와보조플로트 (float) 의접합부및지지구조는다음조건에맞게설계되어야한다. (b) 플로트(float) 하면스텝(step) 하중. 합성수상하중은플로트(float) 앞부분끝에서스텝(step) 까지거리의 3/4 되는지점에서플로트(float) 대칭면에작용하여야하며, 용골에수직하여 야한다. 제한합성하중은다음을따라야하지만플로트(float) 가완전히물에잠겼을때는 제한하중 L이배수된물의중량보다 3 배를넘을필요는없다. L = L : 0.297C 5 Vso 2 W 2/3 tan 2/3 β s (1+ γ y 2 ) 2/3 [ L = 제한하중 C : V S0 : kg(lbs) C 5 Vso 2 W 2/3 tan 2/3 β s (1+ γ y 2 ) 2/3 ] 프로펠러의후류로인한영향이없고적절한착수위치에서플랩이펼쳐졌을때 의수상기실속속도. km/h( 노트) 제정:

70 W : 설계착수중량 kg(lbs) βs : 플로트(float) 앞쪽끝에서스텝(step) 까지거리의 3/4 위치에서의밑바닥배치각도. 단, 15 보다작을필요는없다. γ y : 수상기의중량중심과플로트(float) 대칭면사이의횡방향거리와롤링관성반경 의비율 (c) 선수하중 : 제한합성하중은앞부분끝에서스텝(step) 까지의거리의 1/4 지점에서플로트 (float) 의대칭면에작용하여야하며, 그지점에서용골접선에수직이어야한다. 합성하중의 크기는 (b) 항에규정하는값으로한다. (d) 비대칭스텝(step) 하중 : 합성수상하중은 (a) 항에규정된하중에 0.75를곱한상방향하중과 (b) 항에규정된하중에 3.25 tan β를곱한수평하중으로구성된다. 수평하중은용골과등골 사이의중심선에서플로트(float) 대칭면에수직으로작용하여야한다. (e) 비대칭선수하중 : 합성수상하중은 (b) 항에규정하는값에 0.75 를곱한상방향하중과 (c) 항 에규정된하중에 0.25 tan β를곱한수평하중으로구성된다. 수평하중은용골과등골사이 의중심선에서플로트(float) 대칭면에수직으로작용하여야한다. (f) 수몰된플로트(float) 조건 : 합성하중은플로트(float) 앞부분에서스텝(step) 까지의거리의 1/3 지점에서플로트(float) 단면의중심에작용하여야하며, 제한하중성분은다음과같다. 상방향하중 = ρg V 후방하중 = C x2 ρ V 2/3 (KV S0) 2 측방하중 = C y2 ρ V 2/3 (KV S0 ) 2 ρ: 물의밀도 (slugs/ft 2 ) V : 플로트(float) 의부피 V 2 Cx : 항력계수, Cy : 횡방향하중계수, K : 단, 상용운동상태에서플로트(float) 가 0.8V S0 속도로물에잠길수없음을 V S0 증명된경우에는 : 0.8 이하의값을사용한다. 프로펠러의후류로인한영향이없고적절한착수위치에서플랩이펼쳐졌을 때, 수상기의실속속도. km/h( 노트) g : 중력가속도 (m/s 2 ) (g) 플로트(float) 밑부분압력 : 플로트(float) 밑부분압력은공식중의 K2의값이 1.0을취할 수있는경우를제외하고 항의기준에의거결정되어야한다. 플로트(float) 밑부분압 력을결정하는데사용되는밑바닥배치각도는 (b) 항에기준에따른다 수중익하중 수중익설계하중은적용가능한시험자료에근거하여야한다. 비상착륙상태 일반 (a) 비행기는비상착륙상태또는비상착수상태에있어서구조부분이손상되어도모든탑승자를보호할수있도록설계되어야한다. (b) 구조는다음과같은상태로소파손착륙을했을경우모든탑승자로하여금중상을입지 제정:

71 않도록설계되어야한다. (1) 좌석, 안전벨트, 기타모든안전설비를적절하게사용 (2) (3) 접히는바퀴의경우는바퀴올림상태 탑승자는주위의구조에대하여각각독립적으로작용하는다음의종극관성력을받는것 으로한다. (i) 상방향 : 3.0g (ii) 전방향 : 9.0g (iii) 측방향 : 기체구조에 3.0g, 좌석및부착물에 4.0g (iv) 하방향 : 6.0g (v) 후방향 : 1.5g (c) 장비, 객실내부의화물및기타질량이큰물체에대하여는다음사항을적용한다. (1) 하기(c)(2) 항의경우를제외하고상기의품목은정위치에서이탈되더라도다음과같은현 (i) (ii) 상을유발하지않도록배치되어야한다. 탑승자에게직접적인부상을유발 연료탱크또는배관을관통하거나인접계통의손상으로인한화재또는폭발 (iii) 비상착륙시에이용하도록되어있는탈출시설의무용화( 無用化 ) (2) 위와같은배치가가능하지않은경우( 예를들면동체에장착된엔진또는보조동력장치) 각질량체(item of mass) 는 (b)(3) 항에규정된범위까지의모든하중하에서구속될수있 어야한다. 이러한품목의국부적인연결부는해당품목이빈번하게장탈되어심하게닳 거나째지기쉬운경우규정된하중의 1.33 배의하중을견딜수있도록설계되어야한다. (d) 좌석및질량체( 그리고지지구조) 는 (b)(3) 항에규정된값까지의모든하중하에서탑승자 의신속한탈출을방해할수있는변형을일으키지않아야한다 (a) 비상착륙에대비한동적조건 비행기의좌석및구속장치계통은다음의경우비상착륙동안에각탑승자를보호하기위해 이항에규정된대로설계되어야한다. (1) 설계에서규정된좌석, 안전벨트및멜빵을적절히사용하였을때 (2) (b) 탑승자가이항에규정된조건으로인해발생하는하중에노출되어있을때 이륙과착륙중승무원과승객을위해승인된각좌석형태의설계는다음의각각의비상착 륙조건에따라유사한형태의좌석에대한동적시험에근거한합리적인해석에의해서입 증되거나또는동적시험을성공적으로수행하여야한다. 시험은 77kg(170lb) 의인체모형이 정상적으로똑바르게앉아있는상태로행해져야한다. (1) 수직하방향속도변화( V) 는 10.7m/s(35ft/s) 이상이고비행기종축이수평면및날개면에 대해하방향으로 30 도경사일것. 객실바닥의최고감속은충격후 0.08초이내에발생되 어야하며최소 14g 에도달해야한다. (2) 수평전방속도변화( V) 는항공기종축이수평으로 13.3m/s(44ft/s) 이상이고탑승자의어깨 가상체구속계통에서빠질가능성이많은오른쪽또는왼쪽으로 10 도의요잉이있을것. 객실바닥의최고감속은충격후 0.09초이내에발생되어야하며최소 16g에도달해야한 다. 객실바닥궤도또는조립부속품이시험설비좌석에부착되는경우객실바닥궤도또는 조립부속품은수직으로 10 도이상어긋난( 즉평행이아닌) 채로정렬되어야한다. (c) 다음의성능측정치는 (b) 항에따라수행된동적시험동안에초과하지않아야한다. (1) 상체띠가승무원을위해사용될때, 각각띠의인장하중은 793kg(1,750lb) 를초과하지않 제정:

72 아야한다. 이중의띠가상체를구속하기위하여사용될때에는전체띠의인장하중은 906kg (3,000lb) 를초과하지않아야한다. (2) 의인모형의골반과요추사이에서측정한최대압축하중이 680kg(1,500lbs) 를초과하지않 아야한다. (3) 상체구속띠가충격시에도탑승자어깨에남아있어야한다. (4) 안전띠는충격시탑승자골반에남아있어야한다. (5) 상기(b) 항에규정된상태하에서각탑승자는머리부분중상으로부터보호되어야한다. 좌 석이나기타기체구조에머리접촉이발생되는경우, 머리충격이머리부상표준(HIC) 1,000 을넘지않도록보호되어야한다. 이머리부상표준(HIC) 은다음과같이정의된다. HIC = { ( t 2 - t 1 ) [ 1 (t 2 - t 1 ) t 1 : 최초시간, t 2 : 최종시간 t 2 t 1 a(t)dt] 2.5} m ax a(t) : 머리를부딪친시간에대한총가속도곡선, 중력(g) 의단위 (t) : 시간 (6) 좌석또는기타구조물에부딪쳐서발생하는다리부상이있는경우, 각각대퇴에 1020kg (2250lbs) 이상의축방향압축하중을방지하도록보호되어야한다. (7) 기체구조가항복점을넘더라도, 좌석은모든장착지점에부착된채로남아있어야한다. (8) 좌석은항공기탑승자가재빨리탈출하는것을방해하지않는범위까지 (b)(1) 항및 (b)(2) 항에규정된시험조건에서항복점을넘지않아야한다 불시착에대비한구조 불시착기준에대한구조적강도요건은 (e) 항에따라야한다. 피로평가 구조의손상허용과피로평가 (a) 일반. 강도, 세부설계및제작에대한평가를통하여비행기의수명중에피로, 부식, 제조 결함또는우연한손상에의한치명적인결함이비행기수명기간에걸친운용중에는초 래되지않는다는것을입증하여야한다. 이평가는 (c) 항의경우를제외하고 (b) 항및 (e) 항 에따라그손상이비행기의치명적인결함을초래하는모든구조부재( 예 : 주익, 미익, 조 종면및조종계통, 동체, 엔진마운트, 착륙장치및주요연결장치) 에대해수행하여야한 다. 터보제트비행기에있어서치명적인결함을초래하는부재는 (d) 항의기준에따라평 가되어야한다. 추가적으로다음과같은기준이적용된다. (1) 여기에서요구되는모든평가는다음을포함하여야한다. (i) 운용중예상되는전형적인하중변동범위, 온도및습도 (ii) 파손되었을경우비행기의치명적인(catastrophic) 결함을야기할수있는주요구조요소 (iii) (2) 및세부설계부분의판별 상기 (a)(1)(ii) 항에서판별된주요구조요소및세부설계부분의시험에따른해석 운용조건및운용절차의차이를고려하여해당비행기와설계구조가유사한비행기의운 용이력에따른자료를본절에서요구하는평가에사용할수있다. 제정:

73 (3) (i) 본절에서요구하는평가에근거한검사또는다른절차는치명적인파손을방지하기위 한필요에따라설정되어야하며 항에의해요구되는계속감항성을위한지시서의 감항성제한부분에포함되어야한다. 균열성장분석또는/ 및시험에근거하여다음과같 은유형의구조에대한최초검사시기(inspection threshold) 를설정해야한다. 이경우제 작과정또는운용손상에의해가능한최대크기의초기균열이이미발생되어있는것으 로가정한다. 단일하중경로구조 (ii) 정상적인정비, 검사또는비행기의운용을통해하중경로의파손, 부분적인파손또는 균열정지를잔여구조의파괴이전에발견하여수리할수있다는것을입증할수없는 경우, 다중하중경로 파손안전(fail-safe) 구조및균열정지 파손안전(fail-safe) 구조 (b) 손상허용평가. 평가시피로, 부식또는우연한손상으로인한파손이예상되는위치와 형태를결정하여야한다. 시험결과에근거한반복하중과정적해석그리고 ( 가능한경우) 운용이력을평가에포함시켜야한다. 광범위한피로손상이발생할수있는경우이에대해 특별히고려하여야한다. 설계상의비행기운용기간내에는광범위한피로파괴가발생하지 않음을전기체에대한충분한피로시험을통하여입증하여야한다. 필요한시험의완료계 획에대한국토교통부장관의승인을받고, 항에의해요구되는계속감항성지시서 의감항성한계에관한내용에시험이완료될때까지는피로시험중인전기체에누적된 운용주기의 1/2을초과하여해당형식의비행기를운용할수없다는것이명시된경우에 한해서는전기체피로시험이완료되기이전에라도형식증명을발행할수있다. 비행기운 용수명내의모든시점에서잔류강도평가에대한손상정도는초기발견능력및반복하중 에따른균열의성장과일치하여야한다. 잔류강도평가는남은부재가다음의조건에부합 하는하중( 정적종극하중) 에대해서견딜수있다는것을증명하여야한다. (1) V C 까지의속도에서 항에규정된제한대칭기동조건과 항에규정된제한대칭기 동조건 (2) V C 까지의속도에서 항에규정된제한돌풍하중조건과 항에규정된제한돌풍하 중조건 (3) 항에규정된제한롤링조건과 V C 까지의속도에서 항및 (a) 항에서 (c) 까 지규정된제한비대칭조건 (4) V C 까지의속도에서 (a) 항에규정된제한요우기동조건 (5) 여압객실에대해서는다음의조건 (i) 상기 (b)(1) 항에서 (4) 항까지에규정된비행하중조건이중요한영향을미칠경우, 이비행 하중조건과예상되는외부의공기역학적압력이동시에조합하여작용하는정상적인작 동차압 (ii) 정상적인작동차압의최대값(1g의수평비행상태에서예상되는외부의공기역학적압 력) 에계수 1.15 를곱한값. 다른하중은포함하지않는다. (6) 착륙장치및직접적으로영향을받는기체구조에대해서는 항, 항및 항 에규정된제한지상하중조건. 만약구조적파손또는국부적파손으로인해구조의강 성또는형상에현저한변화가발생하는경우에는손상허용성에대한영향을검토하여야 한다. (c) 피로( 안전수명) 평가. 신청자가특정한구조로인해 (b) 항에규정된조건을적용하기가불 가능하다는것을입증한경우 (b) 항에규정된손상허용요건에대한적합성입증은요구되 지않는다. 이러한구조에대해서는비행기의수명중에예상되는다양한크기의반복하중 제정:

74 에대해탐지가능한균열이생기지않고견딜수있다는것을시험결과에근거한해석에 의해입증하여야한다. 이때적절한안전수명분산계수를적용하여야한다. (d) 음향피로강도. 시험결과에근거한해석또는설계구조와음향자극환경이비슷한비행기의 운용이력에근거한해석에의해서다음을증명하여야한다. (1) 음향자극을받는모든비행구조부재에서음향피로균열이발생할가능성이없다. (2) 상기 (b) 항에규정된하중이음향균열에의한영향을받는모든부분에적용된다고가정 하였을경우음향균열로인한치명적인파손이발생할가능성이없다. (e) 손상허용( 개별적인원인) 평가. 다음의결과로인하여구조적손상이발생하더라도비행기 는성공적으로비행을완료할수있어야한다. (1) 비행기의비행경로로날고있는중량 1.81 kg(4 lb) 의새와의충돌. 이때상대속도는해면 고도에서 Vc 또는 2,400 m(8,000 ft) 고도에서 0.85Vc 중더위험한경우를적용한다. (2) 봉쇄( 내포) 되지않은엔진블레이드의충돌 (3) (4) 봉쇄되지않은엔진파손 봉쇄되지않은고에너지회전류기기의파손 손상된구조는비행중발생할것으로예상되는정적하중( 종극하중으로간주) 을견딜수있어야 한다. 이러한정적하중에가해지는동적영향은고려할필요가없다. 제한기동, 난기류회피, 감 속과같은준사고후조종사가취하는후속조치를고려해야한다. 만약구조적파손또는국부 적파손으로인해구조의강성또는형상에중대한변화가발생하는경우에는손상허용성에대 한영향을검토하여야한다. 낙뢰피해방지 낙뢰와정전기방지를위한전기적접속및보호조치 (a) 낙뢰와정전기를방지하기위한전기접속및보호조치는다음과같이되도록하여야한다. (b) (1) 낙뢰에의한방전및전기적쇼크에의한위험스러운영향으로부터비행기및이 비행기의각시스템, 이비행기의탑승자및지상이나수상에서이비행기와접촉하는 자가보호되도록하여야한다. (2) 위험스러운정전기충전이축적되지않게예방되도록하여야한다. 비행기는낙뢰의심각한영향에대하여보호되어야하며비행기제작에사용되는재료도 이러한점이고려되어야한다. Subpart D 설계및구조 일반 일반비행기에는경험에의해위험하거나또는신뢰성이없는것으로나타난설계특성혹은부품을사용하지않아야한다. 적합성이의문시되는각각의세부설계및부품은시험을통하여이를확인해야한다. 제정:

75 재료 부품의파손으로인하여안전성에부정적인영향이발생할수있다면사용되는재료의적합성 과내구성은다음과같아야한다. (a) 사용경험또는시험에근거하여입증되어야한다. (b) 설계자료의강도및기타가정된특성을보증하는승인된규격( 산업규격, 국방규격, 또는 기술표준품등) 에적합하여야한다. (c) 온도및습도등과같은운용중예상되는환경조건을고려해야한다 제작방법 (a) 사용하는제작방법은일관성있게정상적인구조물을생산할수있어야한다. 이를위해서 제작공정( 접착, 부분용접, 열처리등) 상에엄격한관리가필요한경우해당공정은승인된 공정규격에따라수행되어야한다. (b) 각각의새로운제작방법은시험을통해입증되어야한다 결합구(Fastener) (a) 다음 (1) 항또는 (2) 항에해당하는경우장탈가능한볼트, 스크류, 너트, 핀또는기타장 (1) 탈가능한결합구는두개의분리된잠금장치를강구해야한다. 결합구가손실되면통상의조종기술및힘을사용하여항공기설계한계내에서계속비행 하거나착륙할수없는경우 (2) 결합구가손실되면피치(Pitch), 요우(Yaw) 또는롤(Roll) 조종성능이저하되거나또는반 응성이 Subpart B의요구조건보다감소하는경우 (b) 상기(a) 항에규정된결합구및그잠금장치는특별한장착과관련된환경조건들에의해 (c) 부정적인영향을받지않아야한다. 자체잠금너트는자체잠금장치에마찰방식이아닌잠금장치를부가하는경우외에는운 용중회전하는볼트에사용하지않아야한다 구조의보호 모든구조부분은 - (a) (1) (2) (3) 다음을포함한모든원인에의해운용중발생하는노화또는강도저하에대해서적절히 보호되어야한다. 기상조건 부식 마모 (b) 보호가필요한부분에는환기및배수설비를하여야한다 접근할수있는설비 (a) 감항성유지를위해서필요한조정, 윤활그리고통상교환이요구되는부품의교환및주 요구조부재와조종계통을점검할수있는방법을제공하여야한다. 각대상품의점검방 법은점검주기에따라서실행가능한것이어야한다. 구조부재점검에직접육안으로점검 하는방법을적용할수없는경우에는비파괴검사방법을이용할수있다. 단, 이점검방법 이효과적임을보여야하며 항에서규정한정비교범(Maintenance Manual) 에점검절 제정:

76 차가규정되어있어야한다. (b) EWIS( 전선연결시스템) 은 항의접근장치요구조건을만족하여야한다 (a) (b) 재료의강도특성및재료설계값 통계적인방법으로설계값을결정하기위해서재료의강도특성은승인된규격에맞는재료 로수행한충분한시험에근거하여야한다. 재료의설계값은재질의다양성때문에생길수있는구조결함가능성을최소화하도록선 정되어야한다. 하기(e) 항및 (f) 항과같은경우를제외하고다음과같은가능성이있는재 료강도를보장하는재료의설계값을선정하여이항목의적합성을입증하여야한다. (1) 가해진하중이궁극적으로조립품내의한부재에분포하는경우, 이것의결함으로인해 구성품의구조적인완전성을상실할가능성이 95% 신뢰도수준에서 99% 인경우 (2) 나. 이중구조인경우, 각부재의결함에도가해진하중이하중을지탱하는다른부재들에 안전하게분산할가능성이 95% 신뢰도수준에서 90% 인경우 (c) 비행기운용선도내에서환경조건의영향이현저한경우에는온도및습도와같은환경조건 (d) 이필수구성품이나구조물에사용하는재료의설계값에미치는영향을고려하여야한다. 예비 (e) 특정품목의실제강도특성이설계에서사용한값이상이라는것을판정하기위해각품목의 시편을시험한후, 해당재료를선정한경우에는, 보다큰재료설계값을사용할수있다. (f) 국토교통부장관이승인한경우에는다른재료의설계값을사용할수있다 특별계수 강도가다음과같은부재에대해서는 항에규정된안전계수에 항에서 항까지 의적절한특별안전계수중가장큰특별계수를곱해야한다. (a) (b) (c) 실제강도가불확실한부재 운용중정상적인교환시기이전에강도가저하될우려가있는부재 제조과정또는검사방법의불확실성때문에강도에상당한변화가생기는부재 주물계수 (a) 주물의품질관리를위해필요한것에부가하여 (b) 항에서 (d) 항까지에서규정한계수, 시험 및검사를적용하여야한다. 검사는승인된규격에적합한것이어야한다. 유압계통혹 은기타유체계통의부품으로서압력시험을수행하고구조적인하중을지지하지않는주 물이외의구조용주물은 (c) 항및 (d) 항의기준을적용한다. (b) 면압응력및표면. (c) 항및 (d) 항에서규정한주물계수는다음과같아야한다. (1) 검사방법에관계없이면압응력에대해서는 1.25 를초과할필요가없다. (2) 적용되는주물계수보다면압계수가더큰부품의면압표면에대해서는주물계수를사용 할필요가없다. (c) 치명성주물. 파괴될경우항공기가안전하게비행을계속하여착륙할수없게되거나탑 승자가중상을입을염려가있는주물에대해서는다음의기준을적용한다. (1) 모든치명성주물은다음과같아야한다. (i) 1.25 이상의주물계수를적용하여야한다. (ii) 육안검사, 방사선검사및자분탐상혹은침투검사방법을사용하거나또는이것과동등한 승인된비파괴검사방법을사용하여 100% 검사하여야한다. 제정:

77 (2) 주물계수가 1.50 미만인치명성주물은세개의견본주물에대해서정적인시험을실시 하여다음과같은사항에대한적합성을입증하여야한다. (i) 주물계수 1.25에상당하는극한하중에서 항의강도요구조건 (ii) 제한하중의 1.15배의하중에서 항의변형요구조건 (3) 이러한주물의예는구조적인장착피팅, 조종계통의부품, 조종면의힌지, 균형추장착품, 좌석, 좌석안전띠, 연료탱크와윤활유탱크의지지대및장착품, 객실여압밸브등이다. (d) 기타주물. (c) 항에서규정하는것이외의주물에대해서는다음의기준을적용한다. (1) 본절의 (d)(2) 항및 (3) 항에규정하는경우를제외하고주물계수에따른검사방법은다음 표와같아야한다. 주물계수검사방법검사대상 2.0 이상육안검사 100% 1.50~2.0 육안검사및자분탐상검사, 비파괴검사 침투검사또는이와동등한 100% 1.25~1.50 육안검사, 자분탐상검사, 침투검사, 방사선(X 선) 검사또는 이와동등한비파괴검사 100% (2) (3) 승인된품질관리절차가설정되어있는경우육안검사가아닌방법에의해검사하는주물 의비율은 (d)(1) 항에규정된수치이하로줄일수있다. 주물재료의기계적특성을보증하는규격을획득한주물과표본추출방식으로선정한표 본의절단시험에의해서이러한특성을입증한주물에대해서는다음을적용한다. (i) 주물계수 1.0 을사용할수있다. (ii) 1.25에서 1.50 사이의주물계수에대해서는 (d)(1) 항에규정된바에따라검사하고 (c)(2) 항에의해시험해야한다 면압계수(Bearing factor) (a) 하기(b) 항에서규정하는경우를제외하고간격이있는고정방법을사용하거나충격, 진동을 (b) 받는부품은통상의상대운동영향을고려해서충분히큰면압계수를적용해야한다. 면압계수보다큰다른특별계수를적용하도록규정되어있는부품에대해서는면압계수를 사용할필요가없다 피팅계수 각각의피팅( 구조부재를서로결합하기위한부품또는터미널) 에대해서는다음기준을적용한다. (a) 피팅및그주위구조에대하여제한하중시험및종극하중시험으로실제응력상태를모의 실험하는방법으로강도를증명하지않은경우에는각각의피팅, 장착도구, 결합부재의지 지부는 1.15 이상의피팅계수를적용해야한다. (b) 충분한시험자료를근거로승인된방법에의해서제작되는금속판의연속적인결합, 용접, 목재끼워잇기등의결합부위에는피팅계수를적용하지않아도된다. 또피팅계수보다 큰다른특별계수를이용하도록규정되어있는지지면에대해서도피팅계수를적용하지 않아도좋다. (c) 전체적으로연결되는피팅의경우에는, 단면특성이구성품을대표하는값이되는곳까지 전체를피팅으로간주하여야한다. 제정:

78 (d) 좌석, 침대, 안전띠및조종석어깨끈에대해서는 (f)(3) 에서규정한피팅계수가적 용된다 공기탄성학적안정성요구조건 (a) 일반 : 이절에서요구하는공기탄성학적안정성평가는구조부의변형으로발생하는플 러터, 발산, 조종역전및다른부적합한안정성및조종성손실을포함한다. 공기탄성학적 평가는현저한동적인힘을유발하는어떤프로펠러나회전기기와관련된소용돌이상태 를포함하여야한다. 이절에대한적합성은국토교통부장관이필요하다고인정하는해 석, 풍동시험, 지상진동시험, 비행시험또는다른방법으로입증하여야한다. (b) 공기탄성학적안정성영역선도 : 항공기는다음과같은공기탄성학적안정성영역선도내에 서모든형상및설계상태가공기탄성학적인안정성이결여되지않도록설계하여야한다. (1) 결함, 고장또는부적합한상태가없는정상적인상태에서고도영역대비 V D /M D 에포함 되는고도와속도의조합은일정한고도와마하수에해당하는대기속도의 1.15배인모든 점으로확장된다. 또한, V D/M D 까지의모든속도에서적절한안정성의여유가있어야하 며, V D /M D 에접근함에따라급격하거나큰안정성감소가없어야한다. 에서 M D 가 1.0 보다작을때확장된영역의한계는마하수 1.0 으로할수있다. 모든설계고도 (2) (d) 항에서규정하는상태는모든승인된고도와다음에정의한대기속도보다큰대 기속도까지도달하는것을적용한다. (i) (d) 에규정된 V D/M D 영역선도또는 (ii) 해면고도에서일정한순항마하수선 M C 의연장선과 1.15 V C 가교차하는고도까지, 일정 한고도에서 V C 의 1.15배인대기속도와 V C /M C 최저교차점의고도에서 M C 까지 동등한대기속도로선형변화하고일정고도에서 M C 가마하수 도인최대비행고도까지로정의되는고도-대기속도영역선도 0.05 증가하는영역의고 (c) 균형추 : 어느한부위에적재하는균형추가사용되는경우에는그효과와강도, 적재부위 의지지구조를입증하여야한다. (d) 파손, 기능불량및부적절한상태 : 이절에대한적합성을입증함에있어서고려하여야 (1) (2) 하는고장, 기능불량및부적절한상태는다음과같다. 발생가능성이극히적은연료주입구의불일치등으로인한심각한연료주입상태 플러터감쇄계통의어떤단독고장 (3) 결빙상황에서는운용이승인되지않은항공기가우연한상황에조우한경우, 최대예상 얼음의누적 (4) 엔진, 독립적으로장치된프로펠러축, 대형보조동력장치(APU) 혹은기체외부에장착되 (5) (6) 는공기역학상의큰물체( 예를들면외부연료탱크) 의지지구조중단일부재의파손 현저한동적인힘을발생하는큰회전체나프로펠러를구동하는엔진을장착한비행기있 어서회전축의강도를감소시킬수있는엔진구조의단일파손 가장불리한복합요인인현저한동적인힘을발생하는큰회전체나페더링된프로펠러로 인한공력이나회전운동력의손실. 또한, 하나의페더링된프로펠러나회전체의효과는이 (7) 절의 (d)(4) 항및 (d)(5) 항의파손을함께고려하여야한다. 가능성이가장높은초과속도에서회전하는현저한동적인힘을발생하는회전체나하나 의프로펠러 (8) 조사를위해요구되거나선택하는모든손상및파손상황은 항에의한다. 다음과 같은경우는 (d)(4) 항및 (d)(5) 항에규정된단일구조부분파손에대한적합성을입증하지 제정:

79 (i) (ii) 않아도된다. 해당구조부재가 문에파손이발생할수없는경우 잔여강도평가를목적으로 (e) 항에규정된상황에서발생하는원천적인결함과격리되기때 도구조부재가완전히파괴되지않음이입증된경우 (b) 항에의한손상허용을시험하여손상의최대진전에 (9) 항, 항, 항및 항에서고려하는모든손상, 파손, 기능불량 (10) 발생가능성이극히적은기타파손, 기능불량또는부정적인상황의조합 (e) 비행플러터시험 : 새로운형식설계나해당개조가공기탄성학적안정성에현저한영향을 미치지않음이증명되지않은형식설계의개조에대해서는 V DF/MDF 까지의속도에대하여 실제비행기로비행플러터시험을실시하여야한다. 이시험에서비행기는 V DF/MDF 까지의 모든속도에서적절한감쇄여유가있고, V DF/MDF 에접근함에따라크거나급격한감쇄기 능의저하가없음을입증하여야한다. 상기(d) 항의적합성을입증하기위해비행시험중 에파손, 기능불량또는부정적인상황을모의시험할때, 비행시험자료를다른시험자료 나해석결과로수정하여항공기가상기 (b)(2) 항에규정된고도-대기속도영역선도내의모 든속도에서공기탄성학적불안정성이없음을입증하였다면시험의최대속도는 V FC/MFC 를 초과하지않아도좋다 조류충돌에의한손상 비행기꼬리부분의구조는속도가 (a) 항에의해선정된 V C ( 비행경로와일치하는조류와의 상대속도, 해면고도기준) 와같을때 3.6kg(8 Ibs) 의새가충돌한후에도안전하게비행을계속 하고착륙할수있도록설계하여야한다. 이중구조및조종계통의요소들을보호되는위치로 배치하거나분할평판이나에너지흡수재질의보호장치를이용하여이항의규정에적합함을 증명해도좋다. 유사한구조로설계된비행기의자료를이용하여해석또는시험하거나두가 지방법을조합해서이항의규정에적합함을증명해도좋다. 조종면 강도의증명 (a) 조종면에대해서는제한하중시험을하여야한다. 이들시험을행하는경우에조종계통이 연결되는피팅또는혼(Horn) 을포함하여야한다. (b) 조종면힌지는분석또는각각의하중시험에의해 항에서 항까지및 항 특별계수요구조건에적합함을입증하여야한다 장착 (a) 가동식미익조종면은하나의조종면을그최대작동위치에고정하고다른조종면들을모든작동각도로동작시킬때서로간섭이없도록장착하여야한다. (b) 조정가능한안정판을사용하는경우에는항공기가 항의트림요구조건에적합함을입증한최대조절범위에서그행정을제한하는정지장치를구비하여야한다 힌지(Hinge) (a) 볼, 롤러및자체윤활베어링힌지를포함한조종면힌지는베어링의승인된정격값이상 의하중이작용하지않아야한다. 비표준베어링힌지구성에서정격값은경험또는시험 제정:

80 을근거로설정하여야하며, 합리적인방법이없는경우에는베어링을구성하는가장연한 재질의극한지지강도의측면에서 6.67 이상의안전계수를사용하여야한다. (b) 힌지는힌지선에평행한하중에대해서충분한강도및강성을가져야한다. 조종계통 일반 (a) 모든조종장치및조종계통은쉽고, 원활하며확실하게작동하여야한다. (b) 모든조종계통의각부분은조종계통의기능불량이발생할수있는부정확한조립의가능 성을최소화하도록설계하거나또는구별되는영구적인표시를해야한다. (c) 비행기는다음과같은조종계통및조종면( 트림, 양력, 항력및조종력감지계통을포함) 의 결함이나선체(hull)(Jamming) 가발생한후에도특별한조종기술또는체력이필요없이 통상의비행영역선도내에서안전한비행을계속하여착륙할수있다는것을해석, 시험 또는그두방법모두를사용하여입증하여야한다. 발생가능한기능불량은조종계통조 작에오직미미한영향만을끼치고조종사가용이하게대응할수있어야한다. (1) 선체(hull) 를제외한단일결함. 예를들면, 기계적인요소들의분리나결함, 또는작동기 (Actuator), 조종스풀하우징및밸브와같은유압계통의구조적인결함 (2) 선체(hull) 를제외한거의발생하지않음이입증되지않은결함들의조합. 예를들면, 이 중적인전기계통이나유압계통의결함, 또는유압이나전기계통과조합된단일결함 (3) 선체(hull) 가거의발생하지않거나해제될수있음이입증되지않은경우, 이륙, 상승, 순 항, 통상적인선회, 하강및착륙의통상적인조종위치에서발생하는정체. 조종계통이 부적합한위치로이탈하여정체되는상태가거의발생하지않음이입증되지않은경우에 는이를고려하여야한다. (d) 비행기는모든엔진이고장난경우에도조종이가능하도록설계하여야한다. 이요구조건 의적합성은신뢰할수있다고입증된해석을사용하여입증할수도있다 안정성증가, 자동및동력식계통 기술기준 Part 25 의비행특성요구조건에적합함을입증하기위해안정성증가, 자동혹은동력 식계통의기능이필요한경우, 이들계통은 항의기준과다음사항에적합하여야한다. (a) 조종사가결함을알지못하는사이에안정성증가계통이나다른자동혹은동력식계통의 결함때문에불안전상태로빠져들수있는경우, 모든가능한비행상태에서조종사가주 의를기울이지않아도명확히인식할수있는경보장치를구비하여야한다. 조종계통을작동시키지않아야한다. 경보장치가 (b) 안정성증가계통이나자동혹은동력식계통은 (c) 항에규정된형태의결함에대해서 (c) (1) 고장부위또는계통의작동을해제하거나통상의감각으로조종간을움직여서결함을극 복하는것과같이특별한조종기술또는체력이필요없이초기대응을할수있도록설 계하여야한다. 안정성증가계통이나자동혹은동력식계통의단일결함발생을가정하였을때다음사항 이입증되어야한다. 승인된운용한계내의모든속도또는고도에서결함의양상이심각한고장또는기능불 량이발생해도비행기를안전하게조종할수있을것. (2) 항공기의비행교범에명시된실제운용비행영역( 예를들면속도, 고도, 정상가속도및 제정:

81 비행기의형상) 내에서본기술기준에규정되어있는조종성및운동성의요구조건에적합 할것. (3) 트림, 안정성및실속특성이계속적인안전한비행과착륙에필요한수준이하로약화되 지않을것 정지장치(Stops) (a) 모든조종계통은그계통에의해조종되는각각의움직이는공기역학적조종면의작동범위 를확실히제한하는정지장치를구비하여야한다. (b) 각각의정지장치는마모, 헐거움또는과도한조정으로조종면의행정범위가변하여비행 기의조종특성에나쁜영향을미치지않도록장착되어야한다. (c) 각각의정지장치는조종계통의설계조건에따른어떠한하중에도견딜수있어야한다 트림계통 (a) 트림조종장치는부주의하거나급격한조작을방지하고비행기의비행평면내에서운동방향으로움직이도록설계되어야한다. (b) 비행기의움직임에따라트림조종장치가움직이는방향을표시하는수단이트림조종장치근처에있어야한다. 또한조절범위내에서트림장치의위치표시를분명히볼수있어야한다. 이표시기에는트림범위가명확히표시되어야하며, 트림범위는비행기의승인된이륙무게중심의모든위치에서안전한이륙이가능함을실증한것이어야한다. (c) 트림조종계통은비행중에저절로움직이지않도록설계하여야한다. 트림탭이적절하게균형이잡혀있고플러터가발생하지않음을입증하지않는한, 트림탭조종장치가반대로작동되지않도록해야한다. (d) 반대로작동하지않는탭조종계통을사용하는경우에는역으로작동하지않는부품장착부의탭과비행기구조부와는확실한연결상태를유지하여야한다 조종계통의돌풍대비장치 (a) 비행기가지상또는수상에있을때돌풍충격에의한조종면( 탭을포함) 및조종계통손상 을방지하는장치를구비하여야한다. 이장치가조종사에의한조종면의정상작동을방 해하도록연결되어있는경우, 다음 (1) 항또는 (2) 항의규정에적합하여야한다. (1) 조종사가주조종장치를통상의방법으로조작하면자동적으로연결이해제될것. (2) 이륙출발시조종사에게그장치가연결되어있음을반드시경고함으로써비행기의운항 을제한할것. (b) 이장치는비행중에부주의하게연결될가능성을방지하는장치를구비하여야한다 정적제한하중시험 (a) 제3 부의제한하중요구조건적합성은다음 가 항및 나 항과같은시험을통해입증해야 한다. (1) 시험하중의방향은조종계통에가장심각한하중을유발하는방향일것. (2) 주구조부의장착에사용하는각각의피팅, 풀리(Pulley) 및브라켓의시험을포함할것. (b) 각( 角 ) 운동을하는조종계통연결부에대해서는특별계수요구조건에대한적합성여부를 해석또는개별적인하중시험을통해입증하여야한다. 제정:

82 작동시험 조종계통에규정된제한하중의 80% 까지조종사에게조종력이부과되며, 정상적인운용시조종 계통의동력작동부에예상되는최대하중까지부과되는조종계통은다음과같은형상을유발하 지않음을작동시험으로입증하여야한다. (a) (b) (c) 정체 과도한마찰 과도한변형 조종계통의각부분 (a) 조종계통의각부분은화물, 승객, 느슨하게풀린물체또는수분의빙결에의한방해와정 (b) 체, 찍힘을방지하도록설계하고장착하여야한다. 조종실에는조종계통정체를유발할수있는장소로이물질이들어가지않게방지하는수 단이있어야한다. (c) 케이블또는관(Tube) 이다른부품과닿는것을방지하는수단이있어야한다. (d) 케이블계통및연결부위에대해서는 항및 항의기준을적용한다 케이블계통 (a) 각각의케이블, 케이블피팅, 조임쇠(Turn Buckle), 꼬아잇기(Splice) 및활차는승인을받 아야하며다음기준을적용한다. (1) 직경이 3mm(1/8in) 이하인케이블은보조익, 승강타또는방향타계통에사용할수없다. (2) 각각의케이블계통은비행기의운용조건및변화하는온도에서모든행정구간에걸쳐장 력에위험한변화가생기지않도록설계하여야한다. (b) 활차의종류및크기는사용하는케이블에적합한것이어야한다. 모든활차및톱니바퀴 (Sprocket) 는케이블과체인이벗겨지거나헝클어지지않도록보호덮개(Guards) 가있어야 한다. 각각의활차는케이블이움직이는평면과평행하여활차테두리(Flange) 에케이블이 마모되지않아야한다. (c) 페어리드는케이블방향이 3 도이상변하지않도록장착하여야한다. (d) 하중을받거나운동하는부분에 U 자형연결핀(Clevis Pin) 을사용하거나코터핀(Cotter Pin) 만으로지탱하는것은조종계통에사용하지않아야한다. (e) 각( 角 ) 운동을하는부분에장착하는조임쇠는전행정에걸쳐서운동을구속하지않도록 장착하여야한다. (f) 페어리드, 활차, 단자(Terminal) 및조임쇠는육안검사가가능한설비가있어야한다 연결부위 볼베어링및로울러베어링계통을제외한각( 角 ) 운동을하는밀고당기는방식의조종계통연결 부위는축받침으로사용하는가장무른재료의극한지지강도의 3.33 배이상인안전특별계수 를적용하여야한다. 케이블을사용하는조종계통의연결부위는이계수를 2.0까지줄일수도 있다. 볼베어링및로울러베어링은승인된정격값을초과하는곳에사용하지않아야한다 양력및항력장치, 조작 제정:

83 (a) 각양력조작장치는조종사가 (d) 항에규정된이륙, 항로운항, 진입또는착륙위치로 놓을수있도록설계하여야한다. 자동위치조절장치또는하중제한장치에의한움직임을 제외하고는양력및항력장치는조종사가별도의주의를기울이지않아도선택한위치를 유지하여야한다. (b) 양력및항력장치는부주의로작동할가능성이없도록설계하고배치하여야한다. (c) 지상에 서만작동하는양력및항력장치가비행중작동되면위험한경우, 부주의한작동을방지 하는장치를갖추어야한다. 조종장치의작동및자동위치조절장치또는하중제한장치의특성에의해조종면이움직이 는비율은비행기의자세, 대기속도, 엔진출력이일정한상태거나변화할때만족할만한 비행과성능특성을부여하여야한다. (d) 양력장치는 V F+16.7 km (V F +9.0 노트) 이하의속도, 엔진의최대연속출력으로정상비행중 에조종면을완전히펼친위치로부터접을수있도록설계하여야한다 (a) 양력및항력장치지시기 조종실내에서분리된조작이가능한각각의양력또는항력장치는위치를조절하기위해 조종사에게현재의위치를지시하는방법이있어야한다. 또한비행특성및성능에미치 는영향을고려해서조종사가불안전한비행이나지상상태에대한예방또는대응이가능 하도록양력또는항력장치의비대칭작동또는기타기능불량을지시하는방법을제공하 여야한다. (b) 이륙, 항로운항, 진입또는착륙의비행상태에따른양력장치위치를조종사에게지시하는 (c) 방법이있어야한다. 착륙시의위치이상으로양력및항력장치를펼칠수가있는경우에는그조작장치에펼칠 수있는범위를분명하게표시하여야한다 (a) 플랩의상호연결장치 비행기의플랩이나슬랫중한쪽은접히고반대쪽은펼쳐진경우에도안전한비행특성이 있는경우를제외하고는비행기의대칭면에대해서로반대의위치에있는플랩이나슬랫 의움직임은기계적인상호연결또는그것과동등하다고승인된방법에의해동조되어야 한다. (b) 날개의플랩이나슬랫상호연결혹은이와동등한방법을사용하는경우에는, 비행기의대 칭면에대해한쪽에있는엔진이정지하고반대쪽에있는엔진은이륙출력으로비행하는 경우를포함한모든비대칭하중을고려하여설계하여야한다. (c) 프로펠러후류와같은상태에노출되지않는플랩이나슬랫을가진비행기는, 날개의플랩 (d) 이나슬랫이한쪽에서는규정된대칭비행상태에서생기는가장심한하중을받고반대쪽 에서는이하중의 80% 이하인하중을받는부하를고려한구조로서설계하여야한다. 날개의플랩이나슬랫이한쪽은정체되어움직일수없고반대쪽은움직임이자유로운상 태에서작동계통의전출력이작용할때발생하는부하를고려하여플랩의상호연결장치 를설계하여야한다 이륙경보장치 다음과같은요구조건을충족하는이륙경보장치를장착하여야한다. (a) 해당계통은항공기가안전하게이륙할수없는( 다음의 (1) 항과 (2) 항을포함하는) 상태가되 제정:

84 면이륙활주의초기에자동적으로작동하여음성경보를조종사에게주어야한다. (1) 날개의플랩이나앞전의고양력장치위치가이륙시의허용범위를벗어난경우, (2) 날개의스포일러( 항의요구조건에적합한가로방향조종스포일러를제외), 속도제 동장치또는세로방향트림장치가안전한이륙을보장하는위치에있지않은경우. (b) 상기 (a) 항에서요구된경보는다음과같은경우가될때까지계속되어야한다. (1) (2) (3) (4) 안전하게이륙할수있도록상태가변경될때 조종사가이륙활주를중지하는조치를취했을때 비행기가이륙을위해회전했을때 조종사가인위적으로경보를껐을때 (c) 이계통을동작시키기위해사용되는방법은증명과장에서요구하는이륙중량, 고도및온 도의범위에서적절하게작동하여야한다. 착륙장치 일 반 (a) 주착륙장치는이착륙시의과부하( 상방향및후방향에작용하는과부하를가정) 에의해손 상되는경우다음을유발하지않도록설계하여야한다. (1) 조종사좌석을제외한승객정원이 9인이하인비행기의경우기체내부의모든연료계통 에서충분한연료누출이있을때화재발생. (2) 조종사좌석을제외한승객정원이 10인이상인비행기의경우모든연료계통에서충분한 연료누출이있을때화재발생. (b) 조종사좌석을제외한승객정원이 10인이상인비행기의경우하나나혹은그이상의착 륙장치가펴지지않은상태로도화재를유발하는충분한연료누출이발생할수있는구조 부위의파손없이비행기가포장된활주로에착륙할수있도록설계되어야한다. (c) 본절의기준에적합함은분석이나시험또는두가지모두를사용하여입증하여야한다 충격흡수시험 (a) (1) (2) 착륙하중을결정할때필요한착륙장치의동력학적특성에관한해석은에너지흡수시험 을통하여확인되어야한다. 시험은해석이 항에서규정한설계조건에대해타당함 을확인하기위하여수행된다. 제한설계조건에서의에너지흡수시험에관한형상은최소한설계착륙하중이나설계이륙 하중중에서착륙시더강한충격에너지를내는하중을포함하여야한다. 착륙장치구성품의시험형태및시험중에적절한저항하중을작용시키는것은타당하 거나보수적인방법으로제한하중을결정하여일관된방법으로비행기착륙조건을모 사하여야한다. (b) 접지충격을받을때비행기중량보다작은비행기양력이작용한다고가정하고, 설계착륙 중량에서 3.66m/s(12ft/s) 의강하속도로모의시험을행하여충격흡수장치의에너지흡수능 력이여유가있음을증명하여야한다. 이경우착륙장치는파괴되지않아야한다. (c) 본항에서규정한시험대신, 이전에승인을받은설계중량에있어서의변경이나작은설 계변경은유사한에너지흡수특성을가지고있는기본적으로동일한착륙장치계통에대 해수행된이전의시험에기초하여해석적방법으로입증을할수있다. 제정:

85 예비 예비 인입장치(Retracting mechanism) (a) 일반 : 인입식착륙장치를가진비행기는다음사항이적용된다. (1) 착륙장치인입장치, 착륙장치바퀴집및그지지구조는다음 1) 항에서 3) 항까지의하중을 고려하여설계하여야한다. (i) 착륙장치가접힌위치에있을때, 비행상태에서발생하는하중 (ii) 1.6V S1 ( 설계착륙중량으로플랩은진입위치) 까지의모든비행속도에있어서착륙장치를올 (iii) 림과내림으로발생하는하중과차륜이 1.3Vs( 설계착륙중량으로플랩은진입위치) 와동 일한속도로회전하기때문에생기는마찰하중, 관성하중, 제동장치비틀림하중, 공기하 중및회전하중을조합한하중 플랩을내린상태에서 (a) 항에서규정하는하중계수까지의하중 (2) 착륙장치, 인입장치및착륙장치바퀴집을포함한비행기의구조는 0.67 Vc까지의모든 비행속도에서착륙장치를내릴때발생하는비행하중에견디도록설계하여야한다. 단, 해당속도로비행중에비행기를감속하기위한다른수단이있는비행기에는적용되지 않는다. (3) 착륙장치바퀴집및그작동장치와그것들을지지하는구조는상기 (1) 항및 (2) 항에서규 정하는비행속도와하중계수, 그리고해당비행기에인가되는요우기동을고려하여설계 하여야한다. (b) 착륙장치의잠금 : 비행중이나지상에있을때착륙장치를내린상태로유지하는확실한 수단이있어야한다. (c) 비상조작 : 다음의 (1) 항또는 (2) 항의고장이생긴경우에도착륙장치를내리기위한비상 (1) 조작수단이있어야한다. 인입장치계통에서통상적으로발생할수있는고장 (2) 유압, 전기또는그것과동등한동력원중한개의고장 (d) 작동시험 : 인입장치의적절한기능성을작동시험으로서증명하여야한다. (e) 위치표시기및경보장치 : 인입장치를가진비행기는바퀴위치표시기( 표시기를작동시키 기위해필요한스위치포함) 또는착륙장치가내림( 또는올림) 의위치로고정된것을조 종사에게알려주는장치가있어야하며, 이장치는다음기준에따라설계하여야한다. (1) 스위치가사용되는경우에는착륙장치가완전히내려지지않았을때 내린상태로고정 (2) (3) 됨, 또는착륙장치가완전히접히지않았을때 올린상태로고정됨 과같은잘못된 표시를하지않도록착륙장치의기계적인계통에배치하고연결하여야한다. 실제착륙장치의잠금걸쇠나잠금장치에의해작동되는곳에배치할수있다. 스위치는 착륙장치가내린상태로고정되지않았을때착륙을시도하면계속해서또는주기적으로 반복해서운항승무원에게청각적인경고를주어야한다. 경고는착륙을포기하고재상승하거나착륙장치가고정될때까지충분한시간동안계속 되어야한다. (4) 상기 (2) 항에서규정된경고는운항승무원이본능적으로부주의하게또는습관적인행동 등에의해인위적으로차단하는수단이없어야한다. 제정:

86 (5) 청각신호를발생하는장치는오작동이나결함이없도록설계하여야한다. (6) 경고장치의작동을방해할수있는, 착륙장치청각경고를못하게하는계통들의결함은 발생하지않아야한다. (f) 바퀴집내부의장비보호 : 였다면, 다음과같은손상효과로부터보호되어야한다. 비행기의안전한운항에필수적인장비품이바퀴집에위치하 (1) 과열에의해서는타이어가파열되지않음이입증되지않은경우, 타이어파열 (2) 벗겨진쓰레드에의해서는손상되지않음이입증되지않는경우, 타이어쓰레드손실 차륜(Wheel) (a) 각각의주륜( 主輪 ) 과전륜( 前輪 ) 은승인된것이어야한다. (b) 아래의상태에서각차륜의정격최대정하중은정적지면반력이상이어야한다. (1) (2) 설계최대중량상태 임계중량중심상태 (c) 각차륜의정격최대제한하중은, 적용되는기술기준 part 25의지상하중요구조건으로결정 된방사선방향의최대제한하중이상이어야한다. (d) 과압으로인한파열방지 : 차륜및타이어조립체에대한과도한압력으로인하여생길수 있는차륜결함및타이어파열을방지할수있는장치가각차륜에대하여있어야한다. (e) 제동차륜 : 각제동차륜은 항의적용규정을만족하여야한다 타이어 (a) 착륙장치축에한개의차륜및타이어가장착되어있는경우, 다음과같을때승인된정 격하중을초과하지않고임계조건에서승인된정격속도를초과하지않는적절한타이어를 차륜에장착하여야한다. (1) 주륜타이어는비행기중량( 최대중량까지) 및중량중심위치가가장불리한조합일때의 하중 (2) 전륜( 前輪 ) 타이어는 (b)(1) 항에서규정하는지면반력에상당하는하중 (b) 전륜타이어에적용되는지면반력은다음과같이규정된다. (1) 비행기중량( 최대주기장중량까지) 및중량중심위치가가장불리한조합이고, 중량중심에 1.0g 의힘을아래방향으로가할때, 타이어의정적인지면반력. 중을초과하지않아야한다. 이하중이타이어정격하 (2) 비행기중량( 최대착륙중량까지) 및중량중심위치가가장불리한조합이고, 중량중심에아 래방향으로 1.0g의힘과전방으로 0.31g 인힘을가할때, 타이어의지면반력. 이경우반 력은정역학법칙에의해이러한지면반작용을발생할수있는제동장치를가진각차 륜에서수직하중의 0.31 배인항력반작용이전륜과주륜에분배되어야한다. 이러한전륜 타이어하중은타이어정격하중의 1.5 배를초과하지않아야한다. (3) 비행기중량( 최대주기장중량까지) 및중량중심위치가가장불리한조합이고, 중량중심에 (c) 아래방향으로 1.0g의힘과전방으로 0.20g 인힘을가할때, 타이어의지면반력. 이경우 반력은정역학법칙에의해이러한지면반작용을발생할수있는제동장치를가진각 차륜에서수직하중의 0.20 배인항력반작용이전륜과주륜에분배되어야한다. 이러한전 륜타이어하중은타이어정격하중의 1.5 배를초과하지않아야한다. 이중식또는이중복식과같이착륙장치축에한개이상의차륜및타이어가장착되어있 는경우, 다음과같을때승인된정격하중을초과하지않고임계조건에서승인된정격속도 제정:

87 를초과하지않는적절한타이어를차륜에장착하여야한다. (1) 각주륜타이어는 (a)(1) 항에서규정하는하중의 1.07배 (2) 각전륜타이어는 (a)(2) 항, (b)(1) 항, (b)(2) 항및 (b)(3) 항에서규정한하중 (d) 인입식착륙장치에장착한각각의타이어는사용중예상되는해당형식의최대크기에서 타이어와주변의구조또는계통이접촉하지않도록주위의구조및계통들과충분한간 격이있어야한다. (e) 승인된최대이륙중량이 34,000kg(75,000lbs) 를초과하는비행기의경우, 제동장치가있는차 륜에장착되는타이어는건조한질소또는불활성임이입증된다른기체로충진시켜야하 며, 이때타이어내의혼합기체에포함된산소의체적비율은 5% 이하가되어야한다. 단, 타이어가열을받더라도내부재질이휘발성기체를생성하지않거나, 타이어의온도 에의해불안전한상태가발생하지않는수단이있음이입증된경우에는해당되지않는다 제동장치및제동계통 (a) 승인 : 차륜및제동장치로구성되는각조립체는승인을받은것이어야한다. (b) 제동계통용량 : 제동계통및그관련계통과구성품은다음을만족하도록설계하고제작 하여야한다. (1) 전기식, 공압식, 유압식또는기계식연결요소나전달요소에결함이발생하는경우또는 (2) 하나의유압원혹은기타제동장치를구동하도록에너지를공급하는공급원을상실한경 우에 항에서정해지는착륙거리의 2배미만인제동롤정지거리에서비행기가멈출 수있어야한다. 제동장치나그부근에서결함이발생한후에제동유압계통의유체손실은지상에서나비 행중에위험한화재를일으키거나지속하게하는정도의양이되지말아야한다. (c) 제동장치의조작 : 제동장치의조작은다음을만족하도록설계하고제작하여야한다. (1) 조작시과도한조작력을요구하지않을것. (2) 자동제동계통이장착되어있다면다음과같은장치가있어야한다. (i) (ii) 해당계통을작동시키고작동해제시키는장치 조종사가수동제동장치를사용하여자동제동계통의작동을멈출수있는장치 (d) 주차제동장치 : 한개엔진은최대추력상태이고나머지엔진하나혹은모두가지상에서 최대공회전추력인상태가가장위험한상태로상호조합되었을때비행기는건조하고 편평한포장활주로에서구르는것을방지할수있도록주차제동장치를가지고있어야 한다. 주차제동장치는조작장치를주차위치로놓았을때추가적인조작이없어도구름을 방지할수있어야한다. (e) 미끄럼방지계통 : 미끄럼방지계통을장착한경우에는다음을만족하여야한다. (1) 추가조작없이도예상되는모든활주로상태에서원활하게작동하여야한다. (2) 자동제동계통이장착된경우에항상이에우선하여작동하여야한다. (f) 운동에너지용량 (1) 설계착륙정지 : 설계착륙정지는최대착륙중량에서의착륙정지를의미한다. 각차륜, 제동 장치및타이어조립체에대해서설계착륙정지시의제동운동에너지흡수요건을결정 하여야한다. 제동장치에대해정해진마모범위에걸쳐서운동에너지수준보다작지않 은흡수능력을차륜, 제동장치및타이어조립체가가지고있음을동력계시험으로서실 증하여야한다. 비행기제조업체의제동요구조건으로부터산출한에너지흡수율이만족 제정:

88 되어야한다. 평균감속은 3m/sec 2 (10ft/sec 2 ) 보다작지말아야한다. (2) 최대운동에너지가속- 정지 : 최대운동에너지가속-정지는비행기의이륙중량과속도가 가장치명적인상태로조합되어있을때의이륙단념을의미한다. 각차륜, 제동장치및 타이어조립체에대해가속- 정지제동운동에너지흡수요건을결정하여야한다. 제동장 치에대해정해진마모범위에걸쳐서운동에너지수준보다작지않은흡수능력을차륜, 제동장치및타이어조립체가가지고있음을동력계시험으로서실증하여야한다. 비행기 제조업체의제동요구조건으로부터산출한에너지흡수율이만족되어야한다. 평균감속 은 1.8m/sec 2 (6ft/sec 2 ) 보다작지말아야한다. (3) 가장엄격한착륙정지 : 가장엄격한착륙정지는비행기의착륙중량과속도가가장치명 (g) (h) 적인상태로조합되어있을때의정지를의미한다. 각차륜, 제동장치및타이어조립체 에대해가장엄격한착륙정지제동운동에너지흡수요건을결정하여야한다. 제동장치 의열싱크가완전히마모되는한계로정해진값에서운동에너지수준보다작지않은 흡수능력을차륜, 제동장치및타이어조립체가가지고있음을동력계시험으로서실증 하여야한다. 가장엄격한착륙정지는발생가능성이아주없는결함상태에대해서또는 최대운동에너지가속- 정지에너지가더엄격한경우에는고려할필요가없다. 고운동에너지동력계정지후의제동장치조건 : (f) 항에서요구하는고운동에너지정 지에대한실증에이어, 3분동안주차제동장치가즉시그리고완전히작동할때주차제 동장치를적용하고최소 5분간타이어나차륜및제동장치조립체에대한화재를포함하 여비행기의안전과완전한탈출을저해할수있는어떠한상태도발생하지않음을( 또는 정지중에발생하지않음을) 실증하여야한다. 저장에너지계통 : (b)(1) 항의규정에적합함을입증하기위하여저장에너지계통을사용 하는경우에는사용가능한저장에너지를비행승무원에게지시하여주는장치가있어야 한다. 사용가능한저장에너지는다음의조항을실행하기에충분한양이어야한다. (1) 미끄럼방지계통이작동하지않을때최소 6 개의제동장치를완전히작동시켜야한다. (2) 비행기운용을인가받은모든활주로표면조건에서미끄럼방지계통이작동할때비행 기를완전히정지시킬수있을것. (i) 제동장치마모지시계 : 열싱크가허용가능한한계까지마모되었을때각제동장치조립 체에이를지시하여주는장치가있어야한다. 이장치는신뢰성이있고쉽게볼수있는 것이어야한다. (j) 과열파열방지 : 제동장치온도상승으로인한차륜의결함, 타이어파열또는이모두를 방지할수있는장치가각제동차륜에있어야한다. 또한모든차륜은 (d) 항의요건 을만족하여야한다. (k) 호환성 : 비행기및해당계통과의차륜및제동장치조립체호환성이실증되어야한다 스키 스키는승인된것이어야한다. 각스키의정격최대제한하중은기술기준 Part 25에서적용되는 지상하중요구조건에의해결정된최대제한하중이상이어야한다. 플로트(floats) 및선체(hulls) 주플로트(float) 의부력주플로트는다음기준에적합한것이어야한다. 제정:

89 (a) 민물에서수상기또는수륙양용기의최대중량을지지하기위해필요한부력을 80% 는부력. (b) 체적이거의동일한다섯개이상의방수구획실이있을것. 초과하 주플로트의설계 각각의주플로트는승인된것으로 항의기준에적합하여야한다 선체(Hulls) (a) 선체(hull) 는인접한어느두개의구획실이침수되어도험한민물에서전복가능성을최소 화하기위해확실한안전성의여유를제공하도록충분한방수구획실과선체(hull) 의부력 및보조플로트( 타이어가있는경우, 이를포함) 가있어야한다. (b) 구획간의통로를마련하기위해서방수문이있는격벽을사용할수도있다. 승객, 승무원및화물을위한설비 조종실 (a) 조종실및그장비품은최소의운항승무원( 항의기준에따라설정됨) 이과도한주의 를기울이거나피로하지않게임무를수행할수있도록설비하여야한다. (b) (a) 항에열거한주조종장치( 케이블및조종간은제외) 는최소의운항승무원( 항 (c) (d) 의기준에따라설정됨) 중어느승무원또는조종장치의모든부분을프로펠러를고려하여 배치하여야한다. 이는프로펠러회전면의전후 5 각도를이루는프로펠러허브중심선에 의해생성되는표면과내측프로펠러의회전면사이구역에는배치하지않는것을의미한 다. 부조종사를위한설비가있다면각각의조종석에서동등하고안전하게비행기를조종할수 있어야한다. 조종실은비또는눈이오는중에비행하는경우에도승무원을혼란시키거나또는구조부 위를손상하는누수가없도록설계하여야한다. (e) 조종실장비품의진동및소음특성이비행기의안전한운항을방해하지않아야한다 조종실의문조종실과객실사이에잠글수있는문을장착한비행기는다음기준을고려하여야한다. (a) 승객의최대좌석수가 20인이상인비행기는승무원과승객이비상탈출구로가기위해이문을사용할필요가없도록비상탈출구를설계하여야한다. (b) 조종실문이정체되는경우에도운항승무원이조종실에서객실로직접들어갈수있는방법이있어야한다. (c) 조종승무원이무능력하게되었을경우에는비행보조자가조종실에들어갈수있는비상방법이있어야한다 조종실의시계( 視界 ) 확보 (a) 비가오지않는상태비가오지않는경우에대해다음기준을적용한다. 제정:

90 (1) 조종실은충분히넓은투명하고, 일그러지지않는시야를제공하고조종사가지상활주, 이 륙, 진입및착륙을포함하는비행기의모든운용한계기동을안전하게수행할수있어야 한다. (2) 조종실은최소운항승무원( 항의기준에따라설정된) 의통상임무를방해하는직사 (b) 광선이나반사광의영향을받지않아야하며이것을비가오지않는날의주간비행시험 및야간비행시험으로입증하여야한다. 비가오는상태 비가오는경우에대해다음기준을적용한다. (1) 비행기의통상적인비행자세에있어서비행경로를따라정 부조종사가충분히넓은시 야를확보하도록비가오는상황에서전면창의투명한부분을유지하는수단이있어야 한다. 이수단은다음의 (i) 항과 (ii) 항의상태하에서승무원이계속되는주의를기울이 지않아도작동하도록설계하여야한다. (i) 호우상태에서, 고양력장치를접고 1.5V SR1 까지증속 (ii) 결빙조건에서비행인증을받고자하는경우에는 항에명시된결빙조건 (2) 정조종사를위해서다음 (i) 항또는 (ii) 항의기준에적합한것을구비하여야한다. (c) (d) (i) 객실이여압되지않았을때, 상기 (b)(1) 항에서규정한상태에서열수있고 가 항에서 (ii) 규정한시계를제공하며, 조종사의시계를방해하는여러가지요소로부터충분히보호 될수있는창 심한우박에의한손상가능성을고려하여상기 계를유지할수있는대체수단 전면창및측면창의내측이흐려지는현상 (b)(1) 항에규정된상태에서도깨끗한시 비가오는상태를포함한, 비행기가운용되는모든내외부의대기상태에있어서, (a) 항에규 정된시계를제공하는전면창및측면창내측의흐려짐을방지하는수단이있어야한다. 각조종석에는조종사가외부시계성과계기관찰의최적조합을얻기위해좌석위치를결 정할수있도록고정된표시또는다른안내지침이있어야한다. 을사용하는경우에는 항의기준을만족하여야한다. 점등식표시나안내지침 전면창및측면창 (a) 내측유리판은파편이생기지않는재료를사용하여야한다. (b) 조종사정면에있는전면유리창및지지구조는조종사가통상적인임무를수행할때, (c) (1) 1.8kg(41b) 의조류가비행경로를따라서 (a) 항에의해선정된해면고도기준의 V C 값 과같은상대속도로충돌해도관통되지않고견딜수있어야한다. 위험한전면창파편발생가능성이극히적다는것을해석또는시험으로입증하지않는 한, 조류충돌때문에생기는전면창파편으로인한조종사의위험을최소화하는수단이있 어야한다. 야한다. 다음과같은조종실내의각투명한창에대해이항목의적합성을입증하여 비행기의전면에있는창 (2) 기축에대해 15 이상의경사가있는창 (3) 파편이조종사에게위험을미치는위치에있는창 (d) 여압장치를구비한비행기의전면창및측면창은연속적이고주기적인여합하중, 사용재료 의고유한특성, 재질및온도및온도차이의영향등을포함한고고도비행의특이한요 소들을기초로설계하여야한다. 전면창및측면창은장착또는관련계통에서하나의결함 제정:

91 이있더라도, 객실여압차이에의한최대하중과임계공력압및온도효과를조합한하중에 견딜수가있어야한다. 이경우, 운항승무원( 항의규정에의해설정된) 이결함을확 실히인식하고, 비행기의안전운항을위해적절한운용한계에따라객실여압을최대값에 서객실고도 4.500m(15,000ft) 이하로감소시키는것을가정해도좋다. (e) 조종사전방의전면창은어느단위창의시계가불량한경우, 조종사석에있는조종사가 하나이상의나머지창을사용하여계속적으로안전한비행및착륙을할수있도록구성 하여야한다 (a) 조종실조종장치 모든조종장치는편리한조작을보장하고혼동및부주의한조작을방지하도록배치하여야 한다. (b) 조종실조종장치의작동방향은 항의요구조건에적합하여야한다. 가능한한다른 조종장치의작동에포함되는운동감각은비행기또는작동되는부분의작동효과와일치하 여야한다. 회전시켜서조작하는조종장치는끈상태에서최대작동위치까지시계방향으 로작동하도록하여야한다. (c) 조종장치는신장이 1m 58cm(5ft 2in) 부터 1m 91cm(6ft 3in) 사이인운항승무원이좌석벨트 와어깨끈( 장착되어있는경우) 을조여서착석하고있을때, 최소운항승무원( 항의 기준에따라설정된) 의피복이나조종실구조부위에닿지않고조작범위내에서자유로운 조작이가능하도록조종석을고려하여배치하여야한다. (d) 엔진조작의혼동을피하기위해각엔진을위한동일한조종장치를배치하여야한다. (e) 플랩및기타보조양력장치의조작장치는쓰로틀후방의받침대(Pedestal) 중앙상부또는 받침대중심선의우측으로착륙장치조작장치에서후방으로 배치하여야한다. 25cm (10in) 이상떨어진곳에 (f) 착륙장치조작장치는쓰로틀전방에있어야하며, 안전벨트및어깨끈( 장착되어있는경우) 을조여서착석하고있는각조종사가조작할수있어야한다. (g) 조작장치손잡이는 항에서규정하는형태의것이어야한다. 조작장치손잡이들은같 은색이어야하며, 다른목적으로사용되는조작장치손잡이및주위의조종실색과대비 되어야한다. (h) 최소운항승무원( 항의기준에의해설정된) 의일원으로서항공기관사가필요한비행 기는운항승무원이서로를방해하지않고각자의임무를효과적으로수행할수있도록배 치한항공기관사의좌석을구비하여야한다 조종실조종장치의조작및효과 조종실조종장치는다음과같이조작하고작동하도록설계하여야한다. (a) (1) 공기역학적인조종장치 주조종장치 조종장치조작효과 보조익 (2) 2 차조종장치 오른쪽( 시계방향) 으로우익이내려감 승강타후방으로기수가올라감 방향타오른쪽페달전방으로기수가오른쪽으로 제정:

92 조종장치조작효과 (b) (1) 플랩 ( 또는보조양력장치) 트림탭 ( 또는동등한것) 동력장치및보조조작장치 동력장치조작장치 전방으로 후방으로 회전 플랩을올림 플랩을내림 조종장치 축에 평행한 비행기 축을 기준으로 같은방향회전 조종장치조작효과 출력또는추력 전방 후방 전방추력증가 후방추력증가 프로펠러 전방 회전수증가 혼합기조작장치 전방또는위로 농도를진하게함 기화기공기예열장치 전방또는위로 차갑게함 과급기 전방또는위로 낮은송풍 ( 터보과급기) 전방, 위또는시계방향압력증가 (2) 보조조작장치 조종장치조작효과 착륙장치아래방향착륙장치내림 조종실조종장치손잡이의형태 조종실조종장치의손잡이는다음그림과같은일반적인형태와일치하여야한다. 단, 모양이 나비율이꼭같을필요는없다 제정:

93 출입구문 (a) (a) 일반사항. 본절은문, 해치, 여닫이창문, 접근용패널, 커버등을포함한여닫이를위 (1) (2) (3) (4) 하여공구가필요하지않는동체외부의문에적용한다. 또한본절은 Part 25에명시된파손조건하에서의이차벌크헤드로기능하도록설계된 벌크헤드를포함하여여압벌크헤드를관통하는해치또는문에적용한다. 이러한문은여압또는비여압비행상태를모두고려하여본절의요건에적합해야하 며, 다음과같이설계되어야한다. : 각문은기계적인고장또는단일구조요소의파손으로인하여비행중문이열리는것 을방지하는기능이구비되어야한다. 잠금장치가풀릴경우위험해질수있는문의경우여압및비여압비행상태에서비행 중문이완전히닫히고, 걸려있고, 잠긴상태가풀릴가능성이극히희박하도록설계되어 야한다. 이것은안전성해석을통하여입증되어야한다. 문의작동시스템의각요소들은오작동을발생시킬가능성이있는잘못된조립이나조정 의가능성이최소화될수있도록설계하거나또는확실하고영구적인표식을하여야한 다. 문의잠금상태나걸림상태를풀수있는모든전원은비행전에자동적으로잠금장치나 걸림장치와분리되어야하고, 비행중문에전원을회복시킬수없어야한다. (5) 각각의제거가능한볼트, 스크루, 너트, 핀또는기타제거가능한패스너는 항의 잠금요건을만족해야한다. (6) (h) 항에서명시된특정문은 항부터 항까지의비상출구관련요건을만 족해야한다. (b) 사람에의한열림. 비행중사람의부주의한행동으로인하여문이열리는것을방지할수 제정:

94 있는수단이구비되어야한다. 또한비행중사람이의도적으로문을열수있는가능성을 최소화하도록설계시예방조치를취하여야한다. 예방조치로서보조장치를사용하는경우 에는이러한장비들및관련시스템은다음과같이설계되어야한다. (1) 단일고장으로인해하나이상의출구가열리지말아야한다. 그리고 (2) 착륙이후에출구가열리는것을방해하는고장의가능성이희박해야한다. (c) 여압손실방지수단. 여압을받고있는문이완전히닫혀서래치가걸리고잠겨진상태가아 (1) (2) 니라면, 비행기여압이불안전한상태까지손실되는것을막을수있는수단이있어야한 다. 이러한수단은발생가능성이거의없을것으로입증되지않은단일고장또는복합적인 고장이후에도기능을할수있도록설계되어야한다. 문이어떤위치에있더라도열려진상태로여압손실을계속방지할수있거나안전하게 문을닫고래치를걸수있다면, 본절의 (h) 항에서규정하는조건을충족하는문은전용 여압손실방지수단을구비할필요는없다. 이것은단일결함및단일오작동의경우에대 해입증하여야한다. 단, 다음의경우는예외로한다. ( ⅰ) 걸림장치의고장또는오작동상태에서문을닫은후래치를걸필요가없을때. 또한 ( ⅱ) 이물질또는걸림장치의고장으로인한재밍시여압하중으로인하여재밍된문또는 걸림장치가위험한상황을발생시키지않음을입증하는경우문은닫히고걸릴필요가 없다. (d) 걸림및잠김. 걸림및잠김장치는다음과같이설계되어야한다. : (1) 각각의문을걸수있는수단이구비되어있어야한다. (2) 걸림및그작동장치는모든비행및지상하중조건에서걸림장치를풀수있는힘또 는토크의발생경향이없도록설계되어야한다. 이에추가하여걸림장치는걸림위치에 서걸림상태를보호할수있는수단이포함되어야한다. 이수단은잠금장치와독립적 이어야한다. (3) 여압을받는문의최초열림방향이안쪽이아닌문은다음을충족하여야한다. ( ⅰ) 각걸림장치에는독립적인잠금장치가있어야한다. ( ⅱ) 가능한한걸림장치에가까운위치에잠금장치가위치해야한다. ; 그리고 ( ⅲ) (4) 여압비행중잠금장치에단일고장이발생하더라도문을고정하는걸림장치를잠금장치 가훼손하지말아야한다. 문의최초열림방향이안쪽이면서문의걸림장치가해제되는경우위험을초래할수있 다면, 걸림장치가풀리는것을방지하는수단이있어야한다. 잠금장치는걸림장치에단일 고장이발생하더라도문이열리지않도록걸림상태를충분히유지하여야한다. (5) 걸림장치가걸림위치에있지않을경우에는잠금장치를잠금위치로할수없어야한다. (6) 잠금장치가잠금위치에있는경우걸림장치가풀리지말아야한다. 잠금은다음으로인한 제한하중을견딜수있도록설계되어야한다. ( ⅰ) 걸림장치가수동으로작동될때작동자가가할수있는최대힘 ; ( ⅱ) 걸림작동기가장착되어있는경우작동기 ; ( ⅲ) 걸림장치와관련구조물간의상대운동 (7) 잠금장치가풀리더라도위험을초래하지않는문의경우에는본절의 (d)(3) 항부터 (d)(6) 항의요건을만족하는잠금장치가요구되지않는다. (e) 경고, 주의및지시. 문은다음을표시할수있는수단이있어야한다. : (1) 작동자가각문을작동시키는위치에는닫힘, 걸림및잠금이완료되었음을확실히표시 제정:

95 하는수단이있어야한다. (2) 걸림장치가풀릴경우위험을초래할수있는문에대해서는각작동자의작동위치에서 문이완전히닫히고걸렸으며잠기지않은상태임을확실히표시하는수단이있어야한다. (3) 문이완전히닫히고, 걸리고, 잠기지않은경우조종실내의조종사에게이를표시하는시 각적방법이구비되어야한다. 이방법은다음의문에있어서고장또는복합적인고장 이발생하더라도닫힘, 걸림및잠김에관한잘못된표시를나타내지말아야한다. ( ⅰ) 여압을받으면서최초열림방향이안쪽이아닌문; 또는 ( ⅱ) 걸림이풀릴경우위험해질수있는문 (4) 문이완전히닫히고걸리고잠기지않았으며열릴경우비행기의안전한이륙및착륙에 방해가되는경우에는이륙활주전또는초기이륙활주중에음성경고를조종사에게 주어야한다. (f) 육안검사수단. 문의걸림장치가풀릴경우위험해질수있는문의경우문이완전히닫 히고, 걸리고, 잠겼음을확실하게확인할수있는육안검사수단이구비되어야한다. 이수단은운항중의조명상태에서영구적으로식별할수있는방식이거나점멸등또는이 와동등한광원에의하여식별할수있는방식이어야한다. (g) 정비용문, 탈착식비상출구및점검창. 정비또는비상탈출의경우를제외하고통상적으로 (1) (2) 사용하지않는문및점검창은다음사항에적합할필요는없다. 여압을받지않으며비행중열려도위험을초래하지않는점검창의경우에는본절의 (a) 항부터 (f) 항까지의요건에적합할필요가없다. 그러나비행중부주의하게열리는것 을방지하는수단이있어야한다. 안쪽방향으로열리는탈착식비상출구로서정비목적이나비상탈출의목적외에정상상 태에서는제거되지않는출구및조종실의열림이가능한창문의경우에는본절의 및 (f) 항에적합할필요가없다. (c) 항 (3) 본절의 (h) 항의조건에적합한정비용문및문에정비용목적으로사용을제한한다는 게시물이부착된문의경우에는본절의 (c) 항및 (f) 항에적합할필요가없다. (h) 위험성이없는문. 본절의목적상다음에대하여모두적합성을입증하는경우에는비행 중문의걸림장치가풀리더라도위험하지않는것으로간주된다. : (1) 문이 1/2 psi 이상의압력을받고있을때걸림장치에의하여문이구속되지않더라도여 (2) (3) (4) 압실내의문이완전히닫힘상태로유지되는문. 의도적이거나부주의로인한상황과관 계없이사람에의한열림은본결정사항에관계가없다. 비여압비행상태또는여압비행상태에서열리는문의경우문은비행기의내부에남아 있거나, 비행기에붙어있어야한다. 본결정은비여압비행상태또는여압비행상태중 의도적인열림및부주의한열림모두를고려해야한다. 비행중걸림장치의풀림으로인하여객실내의여압이불안전한수준까지감압되어서는 안된다. 이부분에대한안전평가는탑승자에대한생리적인영향까지도포함되어야한다. 비행중열린문으로인하여비행기의안전한이착륙이방해될수있는공기역학적간섭 이발생해서는안된다. (5) 비행기는문이열린상태에서도구조설계요건을충족하여야한다. 본평가에는 항 (6) 의공탄성요건과본장의 Subpart C 의구조강도요건을포함해야한다. 걸림장치의풀림이나문의열림으로인하여다른시스템이나구조물과의간섭이발생해서 안전한비행및착륙을방해하지말아야한다. 제정:

96 좌석, 침대, 안전벨트및어깨끈(Harnesses) (a) 만 2 세이상의모든탑승자를위한좌석( 걷지못하는사람을위한침대) 을구비하여야한다. (b) 이착륙중에탑승자가점유할수있는위치에있는좌석, 침대, 안전벨트, 어깨끈및그주 변부품은비상착륙중에 항및 항에규정된관성력에의해서중상을입지않 도록탑승자가이러한장비들을적절히사용할수있게설계하여야한다. (c) 좌석및침대는승인을받아야한다. (d) 비행기의중심선을포함하는수직면과 18 이상의각도를이루는좌석에있는탑승자는팔, (1) (2) 어깨, 머리및척추를지지하는에너지흡수가가능한자리와안전벨트를사용하거나또는 다칠수있는모든물체에머리가닿지않도록하는어깨끈과안전벨트를사용함으로써 머리가다치지않도록보호되어야한다. 기타다른좌석의탑승자는안전벨트나다음사 항중한가지이상을채택하여각좌석의안면각도, 적절한형식과위치로서머리가다치 지않도록보호되어야한다. 다칠수있는모든물체에머리가닿지않도록하는어깨끈 머리가충돌할수있는반경내의모든다칠수있는물체제거 (3) 팔, 어깨, 머리및척추를지지하는에너지흡수가가능한자리 (e) 침대는앞부분에보호끝판, 칸막이또는이와동등한수단이있어야하며, 이것이 항에규정된전방관성력을받을때탑승자의정적인하중반작용을견딜수있도록설계 하여야한다. 없는것이어야한다. 침대는비상상태에서사용하는사람이다칠수있는각이나또는돌기물이 (f) 좌석, 침대및그지지구조, 안전벨트또는어깨끈과그부착점은해당항공기의모든비행 및지상하중상태( 항에서규정하는비상착륙상태를포함) 에서탑승자, 좌석, 안전벨 트, 어깨끈의반작용력, 관성력과최대하중계수를고려하여설계하여야하며, 이때탑승자의 몸중량은 77kg(170lb) 으로산정한다. 또한다음기준을적용한다. (1) 좌석, 침대및그지지구조의구조적인해석및시험은규정된비행, 지상및비상착륙상 태에의해결정된앞방향, 옆방향, 아랫방향, 윗방향및뒷방향의임계하중이별도로작용 한다고가정하거나, 규정방향에대해서요구되는강도를대체할수있는복합된하중을 사용하여결정하여야한다. (2) 조종사용좌석은 에서규정하는조종력을작용시킴에따라생기는반력을고려하여 (3) 설계하여야한다. 좌석을기체구조에부착하는것과안전벨트또는어깨끈을좌석이나기체구조에부착하는 강도를결정할때는, 에서규정하는관성력에계수 1.33(25.625항에규정된피팅계 수대신) 을곱해야한다. (g) 조종실내의각좌석에는구속장치를착용하고앉아있을때, 운항승무원이하나의체결점 을풀어서모든필요한조종실임무를수행할수있는안전벨트와어깨끈이복합된구속 장치가있어야한다. 이러한복합구속장치는이것을사용하지않을때비행기조종및 비상시긴급탈출을방해하지않도록고정되는수단이있어야한다. (h) 이착륙중에객실승무원이사용하도록객실내에지정된좌석은다음을만족하여야한다. (1) 승객이비상탈출하는다른위치가있는경우를제외하고객실바닥높이인비상구에가까 울것. "A" 또는 B" 형태의각비상구가까운곳에는객실승무원좌석이한개씩있어 야한다. 시킬것. 다른승무원좌석은객실바닥높이인비상구에따라편리한대로균등하게분포 제정:

97 (2) (3) 객실바닥높이인비상구가요구하는근접성을유지한다면객실승무원이책임구역을직접 육안으로확인할수있도록위치를넓히는것도가능하다. 좌석을사용하지않을때는통로또는출구사용을방해하지않는상태일것 (4) 앉아있는사람이서비스구역, 수화물보관칸, 서비스장비등에서이탈하는물체로인 해다칠가능성이최소화되도록위치시킬것. (5) 팔, 어깨, 머리및척추를지지하는에너지흡수가가능한자리로서앞을보거나또는뒤 쪽을보도록설계할것. (6) 하나의체결점으로풀수있는안전벨트와어깨끈이복합된구속장치가있어야한다. 것을사용하지않을때비행기조종및비상시긴급탈출을방해하지않도록고정되는수 단이있어야한다. (i) 안전벨트에는금속으로된잠금장치가있어야한다. (j) (k) (l) 좌석뒤편에견고한손잡이가없다면기상이나쁜상태에서통로를이동할때몸을가눌 수있도록통로를따라손잡이나가로막대(Rail) 를구비하여야한다. 정상비행중에자리에앉아있거나움직이는사람이다칠수있는돌출부분은덧대어놓아 야한다. 운항규정에의해요구되는감독자용좌석은필요한노선탑승심사를수행하기위한사용적 합성을입증하여야한다. 이 적재칸 (a) 화물, 수화물, 기내휴대품및장비( 구명정등) 의적재칸과기타의적재칸은표시된최대적 (b) 재물중량, 규정된비행및지상하중상태와 (b) 항에서규정하는비상착륙상태에따른 적절한최대하중계수에서임계하중분포를고려하여설계하여야한다. 단, 비행기의모든 탑승자아래또는앞쪽에위치한적재칸에는비상착륙상태의힘을적용하지않아도된다. 조종사석을제외한승객좌석이 10 인이상인비행기는, 승객의편의를위한좌석밑과머리 위의적재칸을제외한모든객실내의적재칸이완전히닫혀야한다. 상기 (a) 항에서규정하는하중에서적재칸의내용물이한쪽으로몰리면서위험해지는것을 방지하는수단이있어야한다. 객실및조종실의적재칸에거는방식의문을사용하는경 우, 사용중에예상되는마모및노화를고려하여설계하여야한다. (c) 화물실에전등을장착하는경우, 전구가화물과접촉되지않도록장착하여야한다 객실, 조종실및조리실내중량물고정 (a) 객실, 조종실및조리실내의중량물( 비행기의형식설계의일부인것) 은규정된비행및지 (b) 상하중상태와 (b) 항에서규정하는비상착륙상태에따른적절한최대하중계수에서한 쪽으로몰리면서위험해지는것을방지하는수단이있어야한다. 인터폰고정장치는 (b)(3) 항에서규정하는하중계수를받을때에도인터폰이원래의 위치에그대로있도록설계하여야한다 승객용정보신호및표시 (a) 흡연이금지된경우에는객실에앉아있는모든승객이읽기쉬운표시가적어도한개이상있어야한다. 흡연이허용되고객실이조종실과분리되어있는경우에는흡연이금지되는시점을알리는표시가적어도한개이상있어야한다. 흡연금지표시는운항승무원이조작할수있어야하고, 금연표시등이들어오면모든가능한객실조명상태에서객실에 제정:

98 앉아있는모든승객이읽을수있어야한다. (b) 안전벨트착용표시는운항승무원이조작할수있어야하고, 착용표시등이들어오면모든 (c) 가능한객실조명상태에서객실에앉아있는모든승객이읽을수있어야한다. 가연성폐기물을버리기위해사용하는용기의뚜껑이나그근처에는담배등을버리는것 이금지되어있음을알리는표시를하여야한다. (d) 화장실에는 금연 또는 화장실내금연 표시를입구양쪽눈에잘띄는곳에부착하여 야한다. (e) 글자대신에신호또는표시의의미를명확히표현하는부호를사용할수도있다 바닥표면 사용중에젖을수있는모든바닥표면은미끄러지지않는특성이있어야한다 보안 (a) 조종실보안 : 운항규정에의해요구되는조종실문은다음을고려하여설계하여야한다. (1) 승인되지않은사람에의한강제적인침입을방지할수있으며, 손잡이에가해지는 250 pound (1,113 Newtons) 의일정한인장하중뿐만아니라문의취약위치에가해지는 300Joule (221.3 foot-pounds) 의충격에견딜수있어야한다. (2) 국제기준(U.S.A. National Institute of Justice Standard(NIJ) 의 Level IIIa) 과동등 (b) 한수준의소형무기나절단장비에의한침입을방지할수있어야한다. 예비 비상설비 비상착수 (a) 비상착수설비에대한증명이요구되는경우에는비행기가 (e) 항, 항및 (a) 항의기준에적합하여야한다. (b) 물위에비상착륙을할때, 비행기의움직임에의해탑승자가즉시부상을입거나또는탈 (c) (d) 출하는것이불가능하게되는가능성을최소화하는것과비행기의일반적인특성을비교 하는실질적인설계평가가이루어져야한다. 물위에착륙할때비행기에일어나는상태를모형시험이나비상착수특성이알려져있는유 사한형식의비행기를비교하는방법으로조사하여야한다. 이때공기흡입구, 플랩, 돌출 물기타비행기의유체역학적특성에영향을미칠수있는모든요소를고려하여야한다. 물위에착륙할때에예상되는통상적인수상조건에서탑승자전원이비행기를떠나서 항의기준에의한구명정을탈때까지비행기가떠있는것과균형잡는것이가능 함을입증하여야한다. 부력과균형을계산하여이에대한적합성을입증하는경우, 구조 부위파손및침수를적절히고려하여야한다. 연료방출장치를장착한비행기의연료탱크 가누설없이비상착수를견딜수있다고예측되는경우에는방출가능한연료체적을부 력체적으로고려할수있다. (e) 물위에착륙할때비행기에일어나는상태((c) 항및 (d) 항에서규정하는) 에서출구문과창문 의파괴로인한영향을고려하지않는경우에는출구문과창에발생가능한최대국부압 력에견디도록설계하여야한다. 제정:

99 비상탈출 (a) 충돌착륙시비행기에화재가나는것을고려하여, 객실및조종실에는착륙장치를편상 (b) 태에서도접은상태와마찬가지로신속한탈출이가능한비상수단이있어야한다. 예비 (c) 승객정원이 44 인을넘는비행기는, 모의비상상황으로운용규칙에서요구하는승무원수 (d) (e) 를포함하는최대탑승객이 90초이내에비행기에서지상으로탈출할수있다는것을입 증하여야한다. 이요구조건에대한적합성은부록 J. 에규정된시험기준으로실물시험을 함으로써입증하여야하나, 해석과시험을조합하여실물시험과동등한자료를얻을수 있다고국토교통부장관이인정하는경우에는해석과시험을조합하여입증할수있다. 예비 예비 비상탈출구 (a) 형식 : 비상탈출구의형식은다음과같다. (1) 형식 I : 폭 61cm(24in) 이상, 높이 122cm(48in) 이상인사각형의탈출구로, 모서리는반지 름이 20cm(8in) 이하인둥근형태이며, 높이가객실바닥면과같아야한다. (2) 형식 II : 폭 51cm(20in) 이상, 높이 112cm(44in) 이상인사각형의탈출구로, 모서리는반지 름이 17cm(7in) 이하인둥근형태일것. 형식 II 비상탈출구는그높이가객실바닥면과 같아야하지만, 주익위에있는경우에는문턱의높이가기체안쪽에서는 25cm(10in) 이하, 기체바깥쪽으로는 43cm(17in) 이하인것이허용된다. (3) 형식 III : 폭 51cm(20in) 이상, 높이 91cm(36in) 이상인사각형의탈출구로, 모서리는반지름 이 17cm(7in) 이하인둥근형태이며, 문턱의높이가기체내부쪽에서 50cm(20in) 이하인것. 탈출구가주익위에있는경우에는, 문턱의높이가기체바깥쪽으로 69cm(27in) 이하인것. (4) 형식 IV : 폭 48cm(19in) 이상, 높이 66cm(26in) 이상인사각형의탈출구로, 모서리는반지름 이 16cm(6.3in) 이하인둥근형태이며, 턱의높이가기체안쪽에서는 74cm(29in) 이하, 기 체바깥쪽으로는 91cm(36in) 이하인문으로서주익위에배치함. (5) 동체하부비상탈출구 : 객실에서여압격벽과동체하부표피를통과하는탈출구. 이탈출 구의크기와물리적인형태는, 비행기의착륙장치를내리고통상적인지상자세에있을 때적어도형식 I 비상탈출구이상의탈출능력을가지도록결정한다. (6) 꼬리부분비상탈출구 : 객실에서여압격벽과여압격벽후방으로열리며, 꼬리부분을통하여 비상탈출이가능한형태의탈출구로써꼬리부분탈출구를여는방법은간단명료하고, 일 회조작만으로가능할것. (7) 형식 A : 폭 107cm(42in) 이상, 높이 183cm(72in) 이상인사각형의탈출구로모서리는반 지름이 17cm(7in) 이하인둥근형태이며높이가객실바닥면과같다. (8) 형식 B : 폭 81cm(32in) 이상, 높이 183cm(72in) 이상인사각형탈출구로모서리는반지름 이 15cm(6in) 이하인둥근형태이며높이가객실바닥면과같다. (9) 형식 C : 폭 75cm(30in) 이상, 높이 121cm(48in) 이상인사각형의탈출구로모서리는반지 름이 25cm(10in) 이하인둥근형태이며높이가객실바닥면과같다. (b) 내딛는거리 : 본절에서규정하는내딛는거리는요구되는탈출구밑부분부터육안이나 촉감으로찾을필요없이충분히크고기체밖으로뻗은유용한발판까지의실제거리를 말한다. 제정:

100 (c) 규격보다큰비상탈출구 : 본절에서규정한것보다큰탈출구는형태에상관없이( 사각형이 아니어도무방함) 규정된탈출구가통과할수있는크기로서기체안쪽과바깥쪽턱의높 이가기준에적합하다면이를사용할수있다. (d) 비대칭. 한쌍으로이루어진출구는완전히대칭이거나동일한크기일필요는없으나, 본절 의 (g) 항의규정에따른승객좌석수는 2 개의출구중더작은것을기준으로해야한다. (e) 균등성 : 출구는승객의좌석분포를고려하여균등하게배치하여야한다. (f) (1) (2) (3) 위치 승객용비상탈출구는승객들이접근할수있어야하고승객의탈출에가장효과적인수단 을제공할수있는곳에위치하여야한다. 비행기에동체하부또는꼬리부분비상탈출구가없고각측면에오직한개씩의객실바 닥높이탈출구가있는경우에는다른위치가보다효과적인승객탈출수단을제공하지 않는한, 객실의뒤쪽부분에있어야한다. 비행기가승객운송과화물수송을하는복합사양이아니고각측면에한개이상의객실 바닥높이탈출구가있는경우에는객실의양쪽전후방끝부분에바닥높이탈출구가한 개이상씩배치되어야한다. (4) 동체각각의측면에하나이상의승객용비상탈출구가요구되는비행기의경우, 승객용 탈출구는동체의같은객실의같은측면에서가장인접한승객용비상탈출구로부터 60ft 이상떨어져서는안된다. 이때가장가까운출입구사이의거리는비행기의길이방향 축에평행하게측정하여야한다. (g) 요구되는형식및수량 : 허용되는최대승객좌석수는동체양쪽에설치하는탈출구의형 식과수량에따른다. 다음 (g)(1) 항에서 (g)(9) 항까지제한되는경우를제외하고, 동체양쪽 에설치하는특정형식의탈출구별로허용되는최대승객좌석수는다음표와같다. 탈출구형식 최대승객좌석수 형식 A 110 형식 B 75 형식 C 55 형식 I 45 형식 II 40 형식 III 35 형식 IV 9 (1) 승객정원이 1 9인승인비행기는기체양쪽에형식 IV나그보다큰주익위로통하는 출구가한개이상씩구비해야한다. 만약, 주익위로통하는출구가없는경우에는기체 양쪽에형식 III 규격보다큰탈출구가기체양쪽에한개이상씩구비해야한다. (2) 승객정원이 9인승을초과하는비행기는모든출구가형식 III 이거나그보다커야한다. (3) 승객정원이 10 19인승인비행기는기체양쪽에형식 III 나그보다큰탈출구가한개 이상씩있어야한다. (4) 승객정원이 20 40인승인비행기는기체양쪽에형식 II 나그보다큰탈출구가두개 이상씩있어야한다. (5) 승객정원이 인승인비행기는기체양쪽에두개이상씩의출구가있어야하며, 그 중한개는형식 I 이거나그보다커야한다. (6) 승객정원이 110인승을초과하는비행기는기체양쪽에형식 I 나그보다큰탈출구가 제정:

101 두개이상씩있어야한다. (7) 형식 III의출구에허용되는최대승객수는 70명이며기체양쪽에 3인이하의좌석으로분 리된두개의형식 III의출구에허용되는최대승객수는각각 65 명이다. (8) 형식 A나형식 B, 또는형식 C인출구를구비한경우에는기체양쪽에형식 C 또는그 보다큰탈출구가두개이상씩있어야한다. (9) 동체하부탈출구나꼬리부분탈출구가장착되었으며, 비행기의착륙장치가하나이상붕 괴되어출구에가장불리한상태로비행기가위치한상태에서출구의탈출비율이최소한 형식 III 와동일한경우에는, 다음과같은승객정원증가를허용한다. (i) 동체하부탈출구의경우, 12명추가허용 (ii) 폭 50cm(20in) 이상, 높이 152cm(60in) 이상이고, 모서리의반지름이 17cm(7in) 이하인 둥근형태로서높이가객실바닥면과같은꼬리부분출구가압력격벽내에있으며, (a) 항에서규정하는승인된보조수단이있는경우에는, 25명추가허용 (iii) 발을올려서내려딛는것을기준으로할때, 형식 III 비상탈출구이상의규격인꼬리부 분출구가압력격벽내에있고출구의입구상단과객실바닥면사이의거리가 142cm(56in) 이상인경우에는, 15명추가허용 (h) 기타출구 : 다음의출구들은 항부터 항까지의비상출구관련요건을만족해야 (1) 하며, 다음과같은출구에쉽게접근할수있어야한다. 최소요구비상탈출구외에여분으로설치된객실내의각비상탈출구 (2) 객실에서접근가능하며형식 II 출구크기이상이나폭은 117cm(46inch) 보다작은바닥 (3) (i) 높이의문이나출구 기타의동체하부또는꼬리부분탈출구 승객용비상착수탈출구 : (g) 항의기준에따른비상탈출구요구조건을만족하지않은비행 기는비상착수증명의해당여부에관계없이, 다음과같은요구조건에따른비상착수탈출구 가있어야한다. (1) 조종사를제외한승객정원이 9인이하인비행기의경우에는수면위에위치하는형식 IV 출구규격이상인출구가비행기양쪽에하나이상씩있어야한다. (2) 조종사를제외한승객정원이 10인이상인경우에는수면위에위치하는출구가비행기한 (3) 면에하나있어야한다. 이출구는적어도 35인긍비행기에해당하는형식 III 출구의치 수보다커야한다. 이러한출구가비행기의객실에두개이상설치되어있는경우양면 에하나씩설치한다. 비상착수상태에서탈출성능이향상되었음을입증하는다른수단이 있거나보다큰출구를사용하는경우에는, 출구당승객수의비율을증가시킬수있다. 수면위에위치하는측면출구를설치할수없는경우에는쉽게접근이가능한해치 (Hatch) 를비행기상부에요구되는측면출구의개수만큼장착해야한다. 해치의크기는 형식 III 출구규격이상이어야한다. 단, 조종사를제외한비행기의승객정원이 35인이하 인경우에는요구되는형식 III 의측면출구두개를상부해치한개로대체할수있다. (j) 조종승무원비상탈출구 : 승객용비상탈출구가조종석부근에있으나, 조종승무원이편리 하고쉽게접근할수없는비행기와승객수가 20인이상인비행기의경우에는조종석내에 비상탈출구가위치하여야한다. 이러한출구는조종승무원의신속한탈출이가능하도록충 분한크기와적당한위치에있어야한다. 비행기의각측면에하나의출구가있거나또는 대안으로상부에해치(hatch) 가있어야한다. 일반조종승무원에의해탈출용도로충분히 사용할수있음을입증하지않으면, 각탈출구는적어도 cm(19 20 in) 의직사각 형형태로주변의장해물없이열려야한다. 제정:

102 (a) 비상탈출구요구조건 조종사용비상탈출구를포함한모든비상탈출구는기체외벽에장착된움직이는문또는 해치형태로되어야하며, 바깥쪽으로열릴때장애물이없어야한다. 추가적으로, 각각의 비상탈출구에는비상탈출구가닫힌경우에도외부상황을조망할수있는수단이구비되 어야한다. 이때, 외부상황을조망할수있는수단은비상탈출구또는인접한부분에위치 하여야하며, 비상탈출구와외부조망수단사이에는장애물이없어야한다. 외부조망수단 은착륙장치가펼쳐져있거나부러진상태에서모든등화가점등되어있을때탈출승객의 지상도달예상지역을조망할수있어야한다. (b) 비상탈출구는비행기내부와외부에서열수있어야한다. 단, 조종실에용이하게들어갈 (1) 수있는승인된다른출구가있는경우에는조종실에있는열리는창문을사용한비상탈 출구는비행기외부에서열수없어도좋다. 에서모든비상탈출구를열수있어야한다. 기체의변형이없는경우다음과같은상태 정상지상자세및한개이상의착륙장치가파손된각각의비행기자세 (2) 열기위한장치를작동한후탈출구가완전히열릴때까지시간은 10초이내 (3) 비행기내비상탈출구방향으로승객들이혼잡하게몰려있는경우 (c) 비상탈출구를여는방법은간단명료하고특별한노력을필요로하지않는것이어야하며, 비 (d) 상탈출구는어둠속에서도비상탈출구에도달하고이를작동할수있도록잘정돈되고표시 되어있어야한다. 조종사용비상탈출구의경우, 비상탈출구의작동방법에대한훈련을받은 승무원이간단명료하게열수있는경우에는, 조종사용비상탈출구를내부에서열때순차적 인조작( 두개의손잡이, 고리조작혹은안전장치해제등과같은) 이요구될수도있다. 비상상태에서두개이상의출구를개방하는주계통이단일동력공급이나동력작동계통인 경우에는각각의출구는주계통이고장난상황에서 주계통이고장난후, 탈출구를수동으로여는것도허용된다. (b) 항의기준에적합한것이어야한다. (e) 비상탈출구는 (b) 항및 (c) 항의요구조건에적합함을시험, 또는해석과시험을조합하는방 (f) (g) (h) 법으로입증하여야한다. 모든출입문의위치는관련운용절차에따른작동시이를사용하는사람이프로펠러로 인한위험성이없는곳에설치되어야한다. 비상탈출구는가벼운충돌착륙에의해기체가변형된경우에도정체될가능성을최소화하 기위한설비가있어야한다. 대형터보제트여객기의운항규정에의해요구되는동체하부출입구및꼬리부분출입구 는다음내용을구비하여야한다. (1) 비행중에열리는것이불가능하도록설계, 제작할것. (2) 비행중에열리는것이불가능하도록설계및제작되었다는것을명시한 76.2cm (30in) (i) 떨어진위치에서읽을수있는식별표시를출구를여는장치가까운곳에게시할것. 각각의비상탈출구는비상시에비상탈출구가열림상태가되는경우비상탈출구를열림상 태로유지할수있는수단이구비되어야한다. 비상탈출구가열림상태로유지되는경우비 상탈출구를열림상태로유지하기위한별도의조작이요구되지않아야하며, 열림상태의 유지를해지하기위해서는능동적인조작이요구되도록설계되어야한다 비상탈출보조수단및탈출경로 (a) 출구가날개위로나지않은형식 A, 형식 B, 형식 C 및기타의비상탈출구는비행기가착 제정:

103 륙장치를내린지상상태에서출구의높이가지상으로부터 1.8m(6ft) 를넘는비행기의경우 에는탑승자가지상으로내리는것을돕기위한승인된보조수단이있어야한다. (1) 승객용비상탈출구의보조수단은자립식미끄럼대또는이와동등한것이어야하며, 형식 A (i) 또는형식 B 인탈출구의경우에는대피하는사람이동시에두줄로나올수있어야한다. 또한, 보조수단은다음 (i) 항부터 (v) 항까지의기준에적합하게설계되어야한다. 보조수단은자동적으로펼쳐지는것이어야하고탈출구를여는장치를기내에서작동시 킨때부터완전히열리는중에보조수단이펼쳐지기시작하여야한다. 단, 여객출입구 또는서비스문으로의기능을갖는비상탈출구는비상상태가아닌경우에기내또는기 외에서정상적인방법으로열때는보조수단이펼쳐지지않는방법을강구하여야한다. (ii) 형식 C 탈출구에장착되는보조수단을제외하고는펼치기시작한후 6초이내에자동적 (iii) 으로완전히펼쳐져야한다. 형식 C 탈출구에장착되는보조수단은펼치기시작한후 10 초이내에자동적으로완전히펼쳐져야한다. 보조수단의길이는한개또는그이상의착륙장치가파괴된때에도완전히팽창했을 때그밑부분이땅에서지지됨으로써탑승자가안전하게탈출할수있어야한다. (iv) 설비는가장불리한방향에서초속 12.9m(25 노트) 의바람이부는상태에서펼쳐질수 (v) (2) 있어야하고, 완전히펼쳐진후에는지상에서한사람의도움으로탑승자가안전하게 지상으로탈출할수있도록계속유지되어야한다. 실물크기의모형이나실제비행기에장착한상태에서보조수단의펼침및팽창시험을 연속하여 5 회수행하여야하며, 이때실패가없어야하고 5회의시험중적어도 3회는 하나의대표표본으로수행하여야한다. 표본장비는 (b) 항에서규정하는관성력 을받은후에도계통의주팽창수단으로펼쳐지고팽창되어야한다. 요구되는시험중에 계통의일부가고장나거나적절하게작동하지않는경우에는, 고장또는기능불량원인 을완전하게수정한후펼침및팽창시험을연속하여 5 회수행하여야하며, 이때실패가 없어야한다. 승무원용비상탈출구의보조수단은사용목적에적합함이입증된밧줄이나또는다른장치 이어도좋다. 보조수단이밧줄또는이와동등하다고승인된장치인경우에는, 다음 (i) 항과 (ii) 항을만족하여야한다. (i) 비상탈출구상부또는그보다높은구조부재에장착하여야한다. 조종사의비상탈출창 문에있는장치는보관상태, 부착점등이비행중에조종사시계를감소시키지않는승 인된위치에장착하여야한다. (ii) 밧줄과그부착점은 181kg(400lb) 의정적인하중에견딜수있어야한다. (b) 형식 A 또는형식 B 탈출구가주익위에위치하고턱이있는경우에는객실에서날개까지 보조수단이있어야한다. 단, 보조수단이없더라도주익위로출구가있지않은같은형 식의탈출구와승객대피율이같거나크다는것을입증하는경우에는적용되지않는다. 보조수단이요구되는경우에는 출구가열림과동시에자동적으로펼쳐져서똑바로서야 한다. 형식 C 탈출구에장착되는보조수단은펼치기시작한후 10초이내에팽창이완료 되어야한다. 그외에는펼치기시작한후 6 초이내에팽창이완료되어야한다. (c) 모든주익상의탈출구는탈출경로를설정하여야하며, 플랩표면이미끄럼대로서적절한 경우외에는미끄럼방지표면으로덮어야한다. 가없는경우에는다음 (1) 항과 (2) 항을충족하여야한다. 탈출경로상에대피자의탈출경로표시 (1) 형식 A 또는형식 B인승객비상탈출구의탈출경로또는두개의형식 III 승객비상탈출 구의공통탈출경로는폭이 106cm(42in) 이상이어야하며, 다른승객비상탈출구의탈출 제정:

104 경로와는 61cm(24in) 이상의간격이있어야한다. (2) 탈출경로의표면은최소한 80% 이상의반사율이있어야하며, 표면에대해 5:1 이상의대 비율(Contrast ratio) 로서표시되어야한다. (d) 주익위로탈출구가있으며, 비행기가착륙장치를내린상태로지상에있는경우, (c) 항에서 (1) 규정하는탈출경로가끝나는지점에서지면까지의높이가 183cm(6feet) 이상인형식 C 출 구와기타다른형식의탈출구의경우에는대피자가지면에내리기위한보조수단을제공 하여야한다. 탈출경로가플랩위에서끝나는경우에는플랩을이륙이나착륙위치로놓고지면으로부터 의거리를측정하여그중에서큰값을탈출경로의끝높이로설정한다. (2) 보조수단은한개또는그이상의착륙장치가파괴되고, 가장불리한방향에서초속 12.9m(25 노트) 의바람이부는상태에서도지지되고사용할수있어야한다. (3) 형식 A 또는형식 B인승객비상탈출구의탈출경로를제공하는보조수단은대피자가동 시에두줄로탈출할수있어야하며, 기타다른형태의탈출구의보조수단은탈출경로가 요구하는만큼의평행한줄로서대피자가탈출하수있어야한다. (4) 형식 C 탈출구의탈출경로를제공하는보조수단은출구가열리는시점으로부터 10초이 내에자동적으로펼쳐져야하고, 기타다른형식탈출구의탈출경로를제공하는보조수단 은펼치지는시점으로부터 10 초이내에자동적으로펼쳐져야한다. (e) 승객용비상탈출구로승인된출입문에일체형스텝(step) 이장착된경우스텝(step) 은다음 의조건에서승객의효과적인비상탈출에장애가없도록설계되어야한다. (1) 문, 일체형스텝(step) 및작동장치는 (b)(3) 항에명시된관성력을받고있으며, 관성 력은주위구조물에상대적으로각각작용하고있음. (2) 비행기는지상에서정상자세로위치하고있으며, 착륙장치가하나이상붕괴되어있는 각각의자세 비상탈출구표시 (a) 승객용비상탈출구에는도달방법및여는방법을명확히표시하여야한다. (b) (c) (d) 승객용비상탈출구의식별표시및위치는객실폭만큼의거리에서인식할수있는것이어 야한다. 짙은연기가있는상태에서탑승객이비상탈출구위치를찾을수있는방법이강구되어있 어야한다. 승객용비상탈출구위치는탑승객이주객실통로를따라서접근할때볼수있는표시로 나타내야한다. 다음 (1) 항부터 (3) 항까지에서규정하는표시를해야한다. (1) 각승객용비상탈출구에가까운통로위쪽, 또는머리위공간이낮을경우는보다실용적 인다른위쪽에승객용비상탈출구위치표시가있어야한다. 단, 표시를통해탈출구를 쉽게볼수있다면, 두개이상의탈출구를한개의표시만으로도나타낼수있다. (2) 각승객용비상탈출구옆에는승객용비상탈출구표시를해야한다. 단, 표시를통해각 (3) 탈출구를쉽게찾을수있다면두개이상의탈출구를한개의표시만으로나타낼수있다. 격벽또는칸막이반대방향에있어서눈에띄지않는비상탈출구를표시하기위해객실 전후방시야를방해하는격벽또는칸막이위에표시를해야한다. 단, 이장소에표시 를하는것이불가능할경우다른적당한장소에표시를해도무방하다. (e) 기내의탈출구조작손잡이위치및여는방법은다음 (1) 항에서 (3) 항까지의방법으로표시 하여야한다. 제정:

105 (1) 승객용비상탈출구에는 76cm(30in) 거리에서읽을수있는표시가탈출구또는가까운곳 에있어야한다. (2) 형식 A, 형식 B, 형식 C, 또는형식 I 승객용비상탈출구의조작손잡이는다음 (i) 항또는 (ii) 항과같은것이어야한다. (i) 160 마이크로람베르트(Micro- Lamberts) 이상의초기광도를가진발광성손잡이 (ii) 비상탈출구에탑승객이운집한경우에도비상등에의해적절한조명을받고, 눈에잘띄 (3) 는위치에있을것. 예비 (4) 손잡이를회전해서여는잠금장치가있는형식 A, 형식 B, 형식 C, 형식 I 또는형식 II (f) 승객용비상탈출구에대해서는다음 (i) 항부터 (iii) 항까지의표시 (i) 화살표폭이 1.9cm(3/4in) 이상이고머리폭은축의 2 배이며, 손잡이길이의 3/4에해당하 는반경으로 70 이상연장된원호형태의적색화살표 (ii) 손잡이를끝까지조작하여잠금장치를해제했을때, 탈출구손잡이중심선이화살표끝 점에서 ±2.5cm(±1in) 이내에있을것. (iii) 화살표끝점가까운곳에높이가 2.5cm(1in) 이고적색인 열림 이라는단어를수평으로 표시할것 비행기외부에서열수있어야하는비상탈출구는및이러한사항과여는방법을기체외부 에표시하여야한다. 또한, 다음 (1) 항부터 (3) 항까지의기준을적용한다. (1) 기체측면의승객용비상탈출구를나타내는외부표시로 5cm(2in) 넓이의유색선으로탈 (2) 출구윤곽을나타내야한다. 유색선을포함한기체외부표시는주변동체표면가운데에서용이하게식별되도록대조 되는색이어야한다. 어두운색의반사율이 15% 이하인경우에는밝은색반사율이 45% 이상이되도록대조시켜야한다. 반사율 이란물체가받는광량에대해반사하는비율 을말한다. 어두운색의반사율이 15% 를넘는경우는, 그반사율과밝은색의반사율은 30% 이상차이가있어야한다. (3) 동체하부탈출구또는꼬리부분탈출구와같은기체측면에있지않은탈출구는, 외부에 서여는방법과지침을눈에잘띄도록적색으로표시하여야한다. 단, 기체표면색때문 에적색이눈에띄지않는경우에는밝은황연색(Chrome Yellow) 으로표시하여야한다. 기체의한쪽에서만열수있는경우에는반대쪽에그내용을눈에잘띄도록표시하여야 한다. (g) 상기(d) 항에의해요구되는표시에는 비상탈출구 대신 출구 라는단어를사용할수있다 비상조명 (a) 비상조명시스템은주조명계통과는독립적으로작동될수있도록장착되어야한다. 단, 비상조명계통의동력원이주조명계통의동력원과독립된경우, 일반적인객실내부조명원 은비상조명계통과주조명계통에서공통으로사용할수있다. 비상조명계통은다음 (1) 항 과 (2) 항에적합하여야한다. (1) 비상탈출구표시및그위치를나타내는표시의조명, 일반적인객실조명, 비상탈출구구 (2) (b) 역의내부조명및바닥가까이의탈출경로표시 외부비상조명구비 비상탈출구표시 (1) 조종사석을제외한승객정원이 10 인이상인비행기에있어서는다음 (i) 항및 (ii) 항의요 제정:

106 구조건에적합하여야한다. (i) (d)(1) 항에서규정하는승객용비상탈출구위치표시및 (d)(2) 항에서규정하는 승객용비상탈출구표시는조명이있는백색바탕에높이 3.8cm (1.5in) 이상의적색문자로 표시하여야하며, 문자를제외한면적이 135 cm2(21in ) 이상이어야한다. 조명이있는바탕 과문자의명암대비는 10:1 이상이어야한다. 문자획의높이와폭의비율은 6:1~7:1 이 어야한다. 이표시들은밝기가 85.65cd/m 2 (25foot-lambert) 이상인바탕을비추는전기적 인내부조명이있어야하며, 바탕명암대비가 3:1 이하인것이어야한다. (ii) (d)(3) 항에서규정하는승객용비상탈출구표시는백색바탕에높이 cm(1.5in) 이상인적색문자로표시하여야하며, 문자를제외한면적이 135 cm2(21in2) 이상이어야한 다. 이표시는전기적인내부조명이있거나또는전기적이아닌방법에의한발광성이 있어야하며, 초기광도가 1.27cd/m 2 (400 microlambert) 이상이어야한다. 전기적이아 닌방법에의한발광성이있는표시는배경과문자색을반대로할수있다. (2) 조종사석을제외한승객정원이 9인이하인비행기는 (d)(1) 항, (2) 항및 (3) 항에서정 하는표시를높이 5cm(2in) 이상의백색바탕에높이 2.5cm(1in) 이상인적색문자로표시 하여야한다. 이표시는전기적인내부조명이있거나또는전기적이아닌방법에의한 발광성이있어야하며, 초기광도가 0.509cd/m 2 (160microlambert) 이상이어야한다. 전기 적이아닌방법에의한발광성이있는표시는배경과문자색을반대로할수있다. (c) 객실내에는일반적인조명이제공되어야하고, 조명의밝기는주승객통로의중심선과주 (d) (e) (1) 통로간의교차점에서좌석팔걸이높이로 102cm(40in) 간격으로측정할때평균조도는 0.54 룩스(0.05Foot Candle) 이상이어야하며, 각각의측정값은 0.11 룩스(0.01 Foot Candle) 이 상이어야한다. 주승객통로는기체의가장앞부분에있는승객용비상탈출구( 또는탑승 자좌석) 부터가장뒤쪽의승객용비상탈출구( 또는탑승자좌석) 까지의기체길이방향통 로를말한다. 승객용비상탈출구에도달하기위한주통로와탈출구사이의통로바닥에는조명이있어 야하며, 조명의광도는승객탈출경로의중심선을따라바닥과평행하게 15cm(6in) 이내의 높이로측정하였을때, 0.21 룩스(0.02 Foot Candle) 이상이어야한다. 객실통로바닥으로부터 1.2m(4ft) 이상높이의모든조명원을전부인식할수없는경우에 도승객의비상탈출을안내하기위해, 바닥에인접한비상탈출경로표시를해야한다. 바닥에인접한비상탈출경로표시는밤에캄캄할때승객이다음 (1) 항및 (2) 항과같이 할수있어야한다. 승객이좌석을떠난후가장가까운탈출구또는좌석전방및후방탈출구까지의비상탈 출경로를객실통로바닥을따라육안으로확인할수있을것. (2) 객실바닥으로부터 1.2m(4ft) 이하의높이에있는표시및시각적특징만을참조함으로써, 비상탈출경로에의해각탈출구를용이하게확인할수있을것. (f) 한개의보조수단만을지원하며비행기의주비상조명계통과는독립적이고, 보조수단이 (1) 작동될때자동적으로작동하도록설비된부계통((h) 항의기준에따라구비되는부계통) 을 제외한다른비상조명계통은다음의 (1), (2) 및 (3) 와같이설계하여야한다. 조명은조종승무원실과정규객실승무원좌석에쉽게도달할수있는객실내의장소에 서수동으로작동할수있어야한다. (2) 비상조명조작장치가 준비(Armed) 되지않은상태에서비행기에전원을공급할때, 점 등하는운항승무원경고등이있어야한다. (3) 조종실조작장치에는 " 켬(On)" " 끔(Off)" 및 준비(Armed) 위치가있고, 조종실에서 준 제정:

107 비 위치로놓거나또는조종실이나객실승무원석에서 On" 상태로놓은경우, 비행기의 통상전력공급이중단( 충돌착륙으로기체일부분이옆으로절단되고분리되어전력공급이 중단된경우는제외) 된때에는점등되어켜져있어야한다. 조작장치에는조작장치가 준비 또는 켬 위치에있을때, 부주의하게변경되지않는보호장치가있어야한다. (g) 다음과같은외부비상조명장치가있어야한다. (1) 주익위에있는비상탈출구의조명은다음과같아야한다. (i) 대피자가객실밖으로첫발을내디딘다고생각되는장소, 면적이 0.18 m2(2ft 2 ) 인구역의조 (ii) (iii) 도는 0.32 룩스(0.03 Foot Candle) 이상일것. 이때조도는투사광에수직으로측정한다 (c) 항에서정한탈출경로중출구로부터가장멀리떨어진지점으로부터미끄럼방 지부분을따라 30% 위치까지광도를측정했을때, 형식 A 날개비상구의경우에는 107cm(42inch) 이상, 기타형식의날개비상구의경우에는 61cm(24inch) 이상의폭에걸 쳐 0.53 룩스(0.05 ft candle) 이상의조도가나와야한다. 이때조도는투사광에수직으로 측정한다. 비행기가착륙장치를내린상태에서대피자가설정된탈출경로를사용하여최초로지면 에닿을것으로예상되는지표면의조도는 0.32 룩스(0.03 Foot candle) 이상일것. 이 때조도는투사광에수직으로측정한다. (2) (a) 항의기준에의해탑승자가지면으로내리는것을돕기위한보조장치가요구되 지않는주익위에있지않은비상탈출구의조명은비행기가착륙장치를내린상태에서 대피자가최초로객실외부의지면에닿을것으로예상되는지표면에서의조도가 0.32룩 스(0.03 Foot candle) 이상이되도록해야한다. 이때조도는투사광에수직으로측정한다. ( h) 탑승자가지면에내리는것을돕는 (a) 항및 (d) 항에서규정하는보조장치는보 (1) (2) 조장치의작동을비행기에서볼수있도록조명이구비되어있어야한다. 외부비상조명으로보조장치를비추는경우비행기의착륙장치가한개또는그이상이 파손된자세로대피자가설정된탈출경로를사용하여최초로지면에닿을것으로예상되 는보조수단의지면쪽끝에서조도는 0.32 룩스(0.03 Foot candle) 이상일것. 이때조도 는투사광에수직으로측정한다. 한개의보조수단만을지원하며비행기의주비상조명계통과는독립적이고보조수단이 완전히펼쳐진때자동적으로작동하는비상조명부계통은다음 (i) 항및 (ii) 항과같아야 한다. (i) 적재장소에의해부정적인영향을받지않아야한다. (ii) 비행기의착륙장치가한개또는그이상이파손된자세로대피자가설정된탈출경로를 사용하여최초로지면에닿을것으로예상되는보조수단의지면쪽끝에서조도는 스(0.03 Foot candle) 이상일것. 이때조도는투사광에수직으로측정한다. 0.32룩 (i) 각비상조명장치의동력공급은비상착륙후최악의환경조건에서요구되는조명도를 10분 (j) 이상제공하여야한다. 비상조명계통의동력공급원으로축전지를사용하는경우비행기의주전원계통으로충전해 도좋다. 단, 충전회로는회로의결함으로인해부주의한방전이발생하지않도록설계되 어야한다. (k) 축전지, 전선연결장치, 전구및스위치등을포함한비상조명계통의구성부품은, (b) 항에서규정하는관성력을받은후에도정상적으로작동하여야한다. (l) 비상조명계통은충돌착륙으로기체일부분이옆으로절단되고분리된후에도다음의 (1) 항~(3) 항에적합하도록설계된것이어야한다. 제정:

108 (1) 본절에서규정하는모든전기적인비상조명은작동되지않는것이 25% 이하일것. ( 분리 로인한직접파손포함 ) (2) (d)(2) 항에서규정하는비상탈출구표시에전기적인조명이사용되는경우절단에 (3) 의해서직접손상된것외에는작동상태로남아있을것. 절단에의해서직접손상한것을제외하고비행기각측면에는외부비상용등화한개 이상이작동하고있을것 비상탈출구접근 각각의요구되는비상탈출구는승객이접근할수있어야하고효과적인탈출수단을제공할수 있는곳에위치하여야한다. 비상탈출구의배치는가능한균등해야하며승객의분포를고려 해야하지만, 객실양쪽에있는탈출구의크기나위치가대칭일필요는없다. 비행기에기체하 부탈출구나꼬리부분탈출구가없고기체양쪽에오직하나씩의객실높이탈출구만있다면, 다른위치가승객에게보다효과적인탈출수단을제공할수있는경우외에는, 탈출구가객실 뒤쪽으로치우쳐있어야한다. 승객과화물을동시에수송하는형태의비행기를제외하고, 양 쪽측면에객실높이탈출구가하나이상씩인비행기는객실의앞, 뒤양끝에최소한하나의탈 출구를배치하여야한다. 또한다음 (a) 항에서 (f) 항까지의기준을만족하여야한다. (a) 각각의승객좌석과가장가까운주요통로로부터형식 A, 형식 B, 형식 C, 형식 I 혹은형 식 II 비상탈출구까지유도하는통로가있어야한다. 형식 A 또는형식 B 비상탈출구까지 유도하는통로는장애물이없어야하며, 폭은 91cm(36in) 이상이어야한다. 각승객의좌 석으로부터형식 C, 형식 I 혹은형식 II 비상탈출구까지유도하는통로는장애물이없어 야하며, 폭은 51cm(20in) 이상이어야한다. 주통로가한개뿐이라면, 각형식 A, 형식 B 탈출구는승객이주통로를따라서앞과뒤양쪽에서탈출구까지올수있도록배치하여 야한다. 두개이상의주통로가있는경우에는, 주통로들사이에는폭 51cm(20in) 이상 인장애물이없는연결통로가있어야한다. 또다음과같은것이있어야한다. (1) 가장가까운주통로와형식 A 또는형식 B 탈출구사이의통로로직접유도하는연결통로 (2) 가장가까운주통로와형식 I, 형식 II 또는형식 III 탈출구사이의통로근처로즉시유 도하는연결통로. 단, 두개의형식 III 탈출구가승객열세개이내에인접해있을때는, 가장가까운주통로로부터탈출구사이의통로근처로유도하는한개의연결통로를사 용할수있다. (b) 승무원이승객탈출을돕기위한다음과같은적절한공간이있어야한다. (1) 승객을돕기위해설정된공간은객실바닥에승무원이선채로대피자들을돕기에충분한 사각형의공간이어야하며, 승객을돕는공간으로인하여탈출구에서요구되는장애물없 는통로의폭이감소되지않아야한다. (2) (a) 항에서규정하는승객이탈출구로부터지면으로내리는보조수단여부에상관없 이, 형식 A 또는형식 B 탈출구양쪽에는승무원이승객을돕기위한보조공간이있어 야한다. (3) 각각의형식 C, 형식 I, 형식 II 비상탈출구가설치된 80석이상의비행기에는 (a) 항 에서규정하는승객이탈출구로부터지면으로내리는보조수단에관계없이승무원이승 객을돕기위한보조공간이승객통로한쪽에제공되어야한다. (4) (a) 항에서규정하는승객이탈출구로부터지면으로내리는보조수단이요구되어지 는경우각각의형식 C, 형식 I, 형식 II 비상탈출구에는승무원이승객을돕기위한보 조공간이승객통로한쪽에제공되어야한다. 제정:

109 (5) (d)(3)(ii) 항의규정에따라 25석의추가좌석인가를위하여설치한항공기꼬리부 (6) 분의출구의경우, (a) 항에서요구하는보조수단이필요하다면승무원이승객을돕 기위한보조공간이있어야한다. 각각의보조공간에는다음과같은조건에서승무원의위치를지지해주기위한하나이 상의손잡이가장착되어야한다. (i) 보조수단을수동으로작동시( 해당되는경우) (ii) 승객들의탈출중승객지원시 (c) 형식 III 또는형식 IV 탈출구에는다음과같은것이있어야한다. (1) 가장가까운통로로부터각탈출구까지접근로가있어야한다. 또한, 승객정원이 60인승 이상인비행기의형식 III 탈출구에는다음 (i) 항, (ii) 항과같은접근로가있어야한다. (i) 다음 (ii) 항과같은접근로가없다면, 2 열이하의좌석을포함한통로의출구쪽에, 좌석에 인접한폭 25cm(10in) 이상인장애물이없는통로로서접근할수있어야한다. 또는 3열 좌석을가진경우에는폭이 51cm(20in) 이상이어야한다. 통로의폭은출구에인접한좌 석으로부터가장불리한위치에있는물체와의거리를측정하여야한다. 의중심선은탈출구의중심선과 12cm(5in) 이상의차이가있지않아야한다. 요구되는통로 (ii) 좌석열사이에서는, 폭이 25cm(10in) 또는 51cm(20in) 인하나의통로를탈출구근처의 (2) 장애물이없는공간으로유도하는폭 15cm(6in) 이상인두개의통로로대신할수있다. 통로의폭은출구에인접한좌석으로부터가장불리한위치에있는물체와의거리를측 정하여야한다. 탈출구주위공간, 바닥부터천장까지( 또는측면적재칸밑면까지), 기 내에서가장좁은좌석의폭보다는넓은탈출구안쪽부분, 통로앞쪽과뒤쪽의모서리 부분에는장애물이없어야한다. 반드시있어야한다. 접근로외에추가요구조건 탈출구출구는앞쪽과뒤쪽에장애물이없는공간이 (i) 승객정원이 20 인이상인비행기는, 탈출구를열때장애물이없어야하며, 탈출구로부터 기내에서가장좁은좌석의폭보다는넓은거리를기준으로, 좌석, 침대, 또는다른돌 기물( 가장불리한위치에있는좌석등받이포함) 때문에방해가되지않아야한다. (ii) 승객정원이 19 인이하인비행기는, 탈출구효율성을유지할수있는보상요소가있다 면, 이영역에적은장애물이허용된다. (3) 승객정원에상관없이형식 III 비상탈출구에는다음과같은게시물이있어야한다. (d) (e) (i) (ii) 탈출구가까운곳에있는좌석에앉아서탈출구로향하는통로를보고있는승객이읽을 수있을것 탈출구손잡이사용법을포함한탈출구를여는적절한방법을정확히기술하거나설명 한것 (iii) 탈출구가착탈식뚜껑인경우에는뚜껑의중량과장탈후위치할적절한장소를명시할것 (f) 객실내승객좌석에서어떤비상탈출구에가기위해객실사이통로를통과해야하는경우 에는그통로에장애물이없어야한다. 하지만통과가자유로운경우에는, 커튼을사용할 수있다. 항공기이륙과착륙시승객이앉을수있는승객좌석과승객용비상탈출구사이에탈출 경로( 객실복도, 연결통로, 통로포함) 를가로지르는문을설치하지않아야한다. 조종실좌석을제외한항공기이륙과착륙시승무원이앉을수있는승무원좌석에서비 상탈출구로통하기위하여문을통과해야한다면해당문은열린상태로고정하는수단이 있어야한다. 고정수단은문이주위구조와관련된 (b) 항에서규정하는극한관성력 제정:

110 을받을때가해지는하중을견딜수있어야한다 통로폭 승객좌석사이의승객용통로폭은다음표의값이상이어야한다. 승객정원수 바닥에서 64cm (25in) 미만인곳 승객용통로폭의최소값 바닥에서 64cm (25in) 이상인곳 10인이하 30cm(12in) 38cm(15in) 11인에서 19인까지 30cm(12in) 51cm(20in) 20인이상 38cm(15in) 51cm(20in) 국토교통부장관이요구하는시험에의해입증된경우에는규정보다좁은것이허 용되지만, 그값은 23cm(9in) 이상이어야한다 열의최대좌석수 승객용통로가한개밖에없는비행기는통로양쪽옆의좌석이각각세개를초과할수없다 객실바닥아래서비스실( 조리실을포함) 활주또는비행중에는사용하고이착륙중에는사용하지않는서비스실이기내의객실바닥아 래에있는비행기는다음사항이적용된다. (a) 각객실바닥아래서비스실에는사용자가통상적인조명상태또는비상조명상태에서객실 부분으로신속하게탈출하기위한비상탈출경로가양쪽끝에한개씩( 또는충분히떨어진 두개) 있어야한다. 탈출경로는기력을잃은사람의탈출에적합하여야한다. 탈출경로 사용을동력장치에의존하지않아야한다. 탈출경로는화재, 기계적혹은구조적인손상, 사람이위에서있거나기대고있기때문에폐쇄될가능성을최소화하도록설계하여야한 다. 비행기주전원계통또는주조명계통이고장난경우객실바닥아래서비스실에는자 동적으로비상조명이제공되어야한다. (b) 조종실과객실바닥아래서비스실사이에는양방향음성통신수단이있어야한다. (c) (d) (e) 통상및비상상태에서조종실이나객실바닥높이인비상탈출구에있는승무원이객실바닥 아래서비스실사용자에게비상사태를경보하고서비스실사용자가이를들을수있는음 성비상경보장치가있어야한다. 좌석벨트를착용하여야하는상황에서객실바닥아래서비스실사용자가이를용이하게 감지할수있는방법이있어야한다. 비행기에공공안내장치가있는경우에는객실바닥아래서비스실에스피커가있어야한 다. (f) 객실바닥아래서비스실에탑승이허용되는사람을위한좌석에앉았을때, 최대비행하중 (g) 을견딜수있는 (d) 항의기준에적합한좌석이있어야한다. 이좌석은앞쪽또는 뒤쪽을향하여야한다. 사람이나물품을운반하기위해서객실바닥아래서비스실과객실사이에장치한동력식 승강장치는다음 (1) 항에서 (3) 항까지의기준에적합하여야한다. (1) 비상정지버튼을제외한승강장치바깥에있는승강기조종스위치는승강장치문이나다음 제정:

111 (3) 항에따라요구되는뚜껑이열려있는경우에승강장치가작동하지않도록설계하여야 한다. (2) 조작즉시승강장치를정지시키는비상정비버튼을승강장치내부와아래, 위각입구에 설치하여야한다. (3) 승강장치가어떠한위치에있더라도사람이승강장치에서탈출할수있도록내부및외부 에서도구없이열수있는뚜껑이있어야한다 화장실문 모든화장실문은화장실내에사람이갇히지않도록설계되어야한다. 잠금장치가설치되어 있는경우특별한공구의도움없이도화장실밖에서잠금을풀수있어야한다. 환기계통및난방계통 (a) (b) 환기계통 객실및승무원실은환기하여야하며승무원실은승무원이과도의고통또는피로를느끼 는것없이그임무를수행할수있도록충분한양[ 승무원 1인당 m3/min(10ft /min) 이 상의신선한공기를공급해서환기하여야한다. 승무원실및객실의환기용공기에는유해한또는위험한농도의가스증기가존재하지않 아야한다. 이요건에적합하기위해서다음기준을적용한다. (1) 일산화탄소의농도는용적에서 1/20,000 이상으로되면위험한농도로간주된다. 소정의 일산화탄소탐지법을이용해서시험해도좋다. (2) 비행중탄산 Gas 의농도는승객또는승무원이거주하는객실에서용적( 해면상당량) 의 0.5% 를초과하지않음을증명하여야한다. (c) 환기계통, 난방계통, 여압계통또는기타의계통및장치가예상되는고장또는기능불량이 일어났을경우에있어서 두어야한다. (b) 항에서규정하는조건을만족시키는것이가능하도록설치해 (d) 승무원실에위험한양의연기가축적될염려가있는경우에는먼저완전히여압하고그후 안전한계이하로감압하지않아도되는연기를기체밖으로방출하는것이가능해야한다. (e) 하기(f) 항의기준에의한경우를제외하고다른공간및장소에공급되는환기용공기의양 (1) 및온도에관한것이란별도로다음의공간및장소에있는자가그공간및장소에공급 되는환기용공기의양및그온도를제어하는것이가능한장치를설계하여야한다. 승무원실 (2) 승무원실이외의승무원용의공간및장소. 단, 승무원용의공간및장소가모든작동조건 (f) 에서다른공간및장소와공기의교환에의해환기되는경우를제외 이하의모든조건이만족되는경우는다른공간에공급되는환기용공기의양및그온도 에관한것이란별도로승무원이승무원실에공급되는환기용공기의양및그온도를제 어하는것이가능한장치는필요하지않다. (1) 승무원실및객실의용적의합계가 22.6 m2(800 ft ) 이하의경우 (2) 승무원실및객실을흐르는공기의출입구및통로가온도의변동을 2.8 (5 ) 이내로되 (3) 도록배치되고, 양실내의승무원에게적당히환기가되고있는경우 온도및환기의제어장치는승무원이움직이는위치에있는경우 (g) 임의로주어진온도에서노출된시간은예상하지못한고장이발생한상태에서다음의그 3 3 제정:

112 래프를초과하지않음을입증하여야한다 객실의오존농도 (a) 비행중의객실의오존농도가다음의값을넘지않는것이증명되어야한다. (1) 기압고도 9,750m(32,000ft) 이상의비행에있어서는비행중어떠한때에도해면상기준으 로환산해서용적의 0.25 ppm(100 만분율) (2) 기압고도 8,230m(27,000ft) 이상의비행에있어서는 3시간의시간평균으로해면상으로환 산해서용적의 0.1 ppm(100 만분율) (b) 이항에있어서해면상환산이란 25, 760mm 수은주의상태를말한다. (c) 비행기의운용수준및성능한계에근거한해석또는시험에의해다음의 가 항또는 나 항에적합하다는것이증명하여야한다. (1) 상기 (a) 항의한계를넘는객실오존농도로되는고도까지비행기가운용되지않을것. (2) 오존제어장치를포함비행기의환기장치가상기 (a) 항의한계이하로객실내의오존농 도를유지할것 난방계통 연소가열기는승인된것이어야한다 여압계통 (a) 여압실 여압실및비행중사람이사용하는부분은정상운용상태의비행기최대운용고도에서객실 여압고도가 (1) 7,600 m(25,000 ft) (2) 2,400 m(8,000 ft) 이하로되도록설비하여야한다. 이상의고도에서의운용에대해서증명을얻으려고하는비행기에있 어서는여압계통의예상되는고장또는기능불량이일어난경우에있어서 4,500 m(15,000 ft) 이하의객실여압고도를유지할수있어야한다. 비행기는여압계통의고장또는기능불량으로인한감압후다음을초과하는객실여압고 도에승객들이노출되지않아야한다. (i) 2분이상의 7,600 m(25,000 ft) 이상의고도 제정:

113 (ii) 모든기간중 12,100 m(40,000 ft) (3) 동체구조, 엔진및계통의고장에따른객실감압을충분히고려하여야한다. (b) 여압실에는객실여압을제어하기위하여적어도다음의제어장치및지시기를장착하여야 한다. (1) 압축기가발생하는것이가능한최대유량의경우에정(+) 의압력차를미리결정된값에 자동적으로제한하는두개의감압밸브. 이들의감압밸브의각각의능력은하나라도고장 나면압력차가상당한정도의상승을초래하는것이아니어야한다. 또한압력차는외기 압보다객실의압력이높은때에정(+) 으로한다. (2) 비행기구조를파손하는부(-) 의압력차로되는것을자동적으로막는두개의안전밸브 (3) (4) ( 또는그것과동등의것). 단, 그기능불량을방지하는것이가능한설계의경우에는한 개의안전밸브만을설비하여도된다. 압력차를급격히영까지감소시키는장치 소요실내의압력및환기율을유지하는것이가능하도록흡입공기량혹은배출공기량 또는그양자를제어하기위한자동또는수동조정기 (5) 조종사또는기관사에게압력차, 실내압력고도및실내압력고도의변화율을지시하는계기 (6) (7) 압력차및실내압력고도가안전한계치또는미리정해둔값을넘는경우에조종사또는 기관사에게그것을알리는경보지시기. 적절한경계표시를부착한객실압력차지시계는 압력차에대해서경보지시기로간주한다. 객실압력고도가 3,000m(10,000ft) 이상으로된때 에는승무원에게경보를주는청각또는시각에의한신호( 객실고도지시장치의타에장 착한) 는실내압력고도에대해서경보지시기로간주한다. 비행기구조가최대감압밸브위치까지의압력차와착륙하중과의조합에대해서설계되어 있지않은경우에는그것을조종사또는기관사에게경고하는게시판 (8) (b)(5) 항, (b)(6) 항및 (c) 항에서규정하는장비가필요로하는압력감지기및압력감 지계통의배치또는설계는객실및승무원실( 이층및객실아래의조리실을포함) 어느 것인가하나에있어서실내압력의손실이생긴경우에있어서도필요한산소공급장치가 자동적으로탑승자의앞에출현하는장치가감압에의해서위험이현저히증대하는시간 적지체없이작동하도록한것이어야한다 여압실의시험 (a) 강도시험 : 출입구문, 창및모든밸브를포함한모든여압실은 (d) 항에서규정하는 압력차에대해서압력용기로서의시험을하여야한다. (b) 기능시험 : 다음의 (1) 항부터 (4) 항까지에서규정하는기능시험을행하여야한다. (1) 조절밸브의부작동의경우를고려해서감압밸브및안전밸브그리고비상방출밸브의기 능및능력의시험 (2) 증명을얻으려고하는최고고도까지의각고도에있어서일어나는압력, 온도및습도의 모든조건하에서여압계통의모든부분이올바르게작동하는것을증명하는시험 (3) 비행기의정상적상승및강하그리고단계적상승및강하에있어서압력공급장치, 압력 유량조절기, 지시기와경보장치기능을증명하기위한비행시험의경우상승률및강하율 은증명을얻으려고하는최고도까지의각고도에있어서비행기의운용한계내에서얻 어진최대상승율및최대강하율로하여야한다. (4) 상기 (3) 항에서규정하는비행시험을행한후에도모든출입구문및비상탈출구가지장 없이개폐할수있는것을증명하기위한시험 제정:

114 화재방지 (a) 소화기 휴대용소화기 (1) 객실에는사용에편리한위치에적어도다음수량의휴대용소화기가구비되어야한다. 승객수 휴대용소화기의최소수량 소화기수량 7 30인 인 인 인 인 인 인 인 8 (2) 승무원실에는사용에편리한위치에적어도한대의소화기가구비되어있어야한다. (3) A급또는 B급의화물또는수하물실그리고비행중승무원출입이가능한모든 E급화 (4) 물실에는용이하게이용가능한휴대용소화기를구비하여야한다. 객실상부또는하부에위치한각취사실에는사용에편리한위치에적어도한대의소화 기가구비되어있어야한다. (5) 휴대용소화기는승인된것이어야한다. (6) 승객 인비행기의객실에는적어도한대, 승객 61인이상인비행기의객실에는 적어도 2 대의소화기( 소화제로서 Halon 1211 또는이와동등한것) 가구비되어야한다. 소화제의종류는소화기를사용하려고하는곳에서발생가능한화재의종류에대해서 적당한것이어야한다. (7) 각소화기에요구되는소화제의양은가능한화재의종류에대해서적당한것이어야한다. (8) 객실에서사용하려고하는소화기는위험한유독가스의농도를최소로하도록설계된것 이어야한다. (b) 고정소화장치 : 고정소화장치를필요로하는곳에서는다음의기준을적용한다. (1) 소화장치는다음의 (i) 항및 (ii) 항에적합하도록장착하여야한다. (i) 객실에침투할것으로예상되는소화제는인체에해를미치지않는것일것. (ii) 소화제를발사한경우에구조물에손상을주는것이없는것. (2) 소화장치는장소의용적및환기율을고려해서그장소에서발생할수있는모든종류의 화재에대항할수있을만한충분한능력을가진것이어야한다 구획의내부 각각의승무원및객실을위한구획은다음과같은기준이적용된다. (a) 비행기의승객수용능력에관계없이승무원및객실의각공간에이용되는재료( 재료의끝 마무리또는장식면을포함) 는부록F의 part I 요건또는이와동등한시험요건을만족하 는것이어야한다. 제정:

115 (b) 예비 (c) 비행기의승객수용능력에관계없이좌석쿠션( 운항승무원용좌석쿠션을제외) 은 (a) 항의 기준에적합함과동시에기술기준 Part 25 부록 F의 Part II 또는이와동등한시험요건에 적합하여야한다. (d) 하기 (e) 항의설비를제외하고, 20인이상을수용하는다음과같은비행기의내부는 (a) 항 (1) (2) (3) (4) 의인화성요건을만족함과동시에기술기준 Part 25 부록 F의 Part IV 및 V의시험요건 에적합하여야한다. 조명렌즈와창을제외한내부천정과벽판넬 객실안전을향상시키는데필요한투명판넬이외의칸막이 수납식카트와표준컨테이너의노출된표면을포함한조리실구조물및모든컨테이너 또는수납식카트가모두수납되지않은경우생기는벽면의공간 좌석밑의잡지와지도같은소형물품들을저장하는부분이외의대형캐비닛및객실 수납공간 (e) (d) 항의요건에서제외된조종실, 조리실, 화장실, 승무원휴게실, 캐비닛및수납공간등의 구획내부는비상착륙조건시닫혀있을수있는문또는이와동등한방법으로객실에서 격리되어있어야한다. (f) 화장실에서는금연이며, 만약승무원또는승객을위해할애된특정구역에서의흡연이허 (g) (h) 락된경우라면적당한수량의밀폐식장탈가능한재떨이를흡연구역으로지정된모든좌석 에구비하여야한다. 비행기의특정구역이흡연구역으로지정된것과는상관없이화장실에는화장실문의입구 또는입구와가까운곳에밀폐식장탈가능한재떨이를눈에잘띄게설치하여야한다. 단 재떨이가각화장실의객실방향으로부터쉽게보일경우하나이상의화장실문에하나 의재떨이만을설치할수있다. 가연성쓰레기처분용용기는최소한화염에저항하는재료로구성되고밀폐되어야하며 일반적인사용중발생할수있는화재를억제할수있어야한다. 운용중예상되는마모, 부적절한배치및환기상태등의모든조건에서그러한화재를억제할수있는용기의 성능을시험에의해입증하여야한다 승객 화장실화재방지 20 인이상의비행기는다음과같이설계하여야한다. (a) 각화장실은연기감지시스템또는이와동등한( 조종실에경고등장치또는승무원에즉시 감지될수있는객실에경고등또는경고음) 장치를장착하여야한다. (b) 화장실안에설치된수건, 종이또는쓰레기를위한용기에대하여고정용소화장치를장착 하여야한다. 소화기는그러한용기안에서화재가발생한경우자동적으로방출될수있 도록설계되어야한다 화물실 각각의화물실에는다음의규정을적용한다. (a) 화물실은 항의요건에적합한것이어야한다. (b) 항에서규정하는 B급에서 E 급까지의화물실은보호막(liner) 이있어야하며, 보호막은 비행기의구조로부터분리( 부착되어있을수있다) 되어야한다. (c) C 및 D 등급화물실의천정과측면보호막(liner) 판은부록 F의 Part III 또는이와동등한 제정:

116 방법에의해서시험을하여야한다. (d) 화물실을구성하는데사용되는모든다른재료들은부록 F의 Part I 또는이와동등한방 법에의해서시험을하여야한다. (e) 조종계통, 배관, 장비품, 부속기기등으로그손상또는파괴가비행기의안전한운항에영 (1) (2) 향을미치는요소가화물실에설치되어있지않아야한다. 이들이다음기준에적합하도록 보호되어있는경우에는예외로한다. 화물실내에서적재물의움직임에의해손상을받지않을것 이들이파손또는파괴되어도화재가발생할위험이없을것 (f) 화물실은화물에의해화재방지기능이손상되지않도록설비되어야한다. (g) 화물실내의열원은화물에점화되는일이없도록차단하고격리하여야한다. (h) 다음 (1) 항부터 (3) 항까지의사항이 항의기준에적합한것을증명하기위해서비행 시험을행하여야한다. (1) 화물실로의접근성이용이할것. (2) 승무원또는승객이사용하는장소에위험한양의연기또는소화제의침투가없을것. (3) C 급화물실에서소화제가소산될것. (i) 이들시험중어느한화물실에화재가발생한경우소화중또는소화후화물실내의연 기탐지기또는화재탐지기가부적절하게작동하지않는다는것을증명하여야한다. 단, 객 실의소화장치가동시에작동하도록설계되어있는경우이기준은적용되지않는다. (j) 화물실전력배선연결시스템의구성품은 항의요구조건을만족하여야한다 단열및방음재료 (a) 동체에장치된단열/ 방음재료는부록 F의 Part VI의화염전파시험기준또는기타승인된 대등한요구조건에적합하여야한다. 이요구조건은부록 F의 Part I에정의된소형부품 에는적용되지않는다. (b) 20 인이상의승객수용능력을가진비행기의경우, 비행기동체의하부에설치된 ( 동체에재 료를체결하는수단을포함한) 단열/ 방음재료는부록 F의 Part VII의화염전파저항시험 기준또는기타승인된대등한시험요구조건을만족하여야한다. 이요구조건은감항당국이 화재관통저항성과관련이없다고판단한단열/ 방음설치에는적용되지않는다 화물실의분류 (a) A 급화물실 : A 급화물실이란다음의 (1) 항및 (2) 항의조건에적합한것을말한다. (1) 그장소에화재가발생한경우에승무원이좌석에앉은상태로용이하게발견할수있을것. (2) 비행중화물실의모든장소에용이하게도달할수가있을것. (b) B 급화물실 : B 급화물실이란다음의 (1) 항부터 (4) 항까지의조건에적합한화물실을말한 (1) 다. 비행중승무원이휴대용소화기를가지고화물실의모든장소에도달해서소화작업이행 해질수있는충분한통로를가질것. (2) 실내의통로에서작업중위험한양의연기, 화재또는소화제가승무원또는승객이사 (3) 용하는통로에침입하지않을것. 조종사또는기관사에게화재의발생을경고하기위해서각각별개계통의승인된연기탐 지기또는화재탐지기가장착되어있을것. (4) 예비 제정:

117 (c) C 급화물실 : C급화물실이란 A급화물실또는 B급화물실의요건에적합하지는않지만 (1) (2) 다음 (1) 항부터 (5) 항까지의조건에합치한화물실을말한다. 조종사또는기관사에게화재의발생을경고하기위해서각별개계통의승인된연기탐지 기또는화재탐지기가장착되어있을것. 조종실로부터조작이가능한승인된고정소화장치또는화재진압계통이장착되어있을 것. (3) 위험한양의연기, 화재또는소화제가승무원또는승객이사용하는곳에침입하는것이 없도록설비되어있을것. (4) 소화제가 C급화물실에서발생하는어떠한화재도억제할수있도록각실내에서환기 (5) (6) (d) 및통풍의조작이가능하도록설비되어있을것. 예비 예비 예비 (e) E 급화물실 : E 급화물실이란화물의운반에만공급되는비행기의화물실이며다음의 (1) (1) (2) (3) 항부터 예비 (5) 항까지의조건에적합한화물실을말한다. 조종사또는기관사에게화재의발생을경고하기위해서각각별개계통의승인된연기탐 지기또는화재탐지기가장착되어있을것. 당해화물실내에의또는당해화물실내에서의환기용기류를차단하기위한설비를장착 하고있을것. 또한, 이장치의조작장치는승무원실내에서승무원이용이하게조작가능 한위치에설치되어있을것. (4) 위험한양의연기, 화염또는유해가스를조종실로부터방출하는장치가구비되어있어 야한다. (5) 요구되는승무원비상탈출구들은어떠한화물적재조건하에서도접근할수있어야한다 화물실의연기또는화재검출계통 화물실에연기또는화재검출설비의증명이요구되는경우에는당해설비를가진각화물실은 다음의(a) 항부터 (d) 항까지의기준에적합한것이어야한다. (a) 검출계통은화재의발생후 1분이내에승무원에게시각에의한지시를주는것이어야한 (b) 다. 검출계통은비행기의구조적안전성이저하하는온도보다충분히낮은온도에서화재를검 출하는것이가능한것이어야한다. (c) 승무원이비행중각화재검출회로의기능을점검하는방법이있어야한다. (d) 검출계통의유효성은모든승인된운용형태및운용상태에대해서증명되어야한다 연소가열기의화재방지 (a) 연소가열기의방화구역 : 다음연소가열기의방화구역은 항부터 까지그리고 항부터 까지에해당하는기준에의해방화설비를해두어야한다. (1) 가열기의주변구역에서다음의 (i) 항또는 (ii) 항의위험성이있는가연성유체계통부품( 가 열기용연료계통은제외) 을포함한구역 (i) 가열기가기능불량으로될때손상될염려가있는것. (ii) 누설될때가연성유체또는증기가가열기있는곳까지흘러들어갈염려가있는것. 제정:

118 (2) 가열기의주변구역에서누설될때연료또는가연성증기가구역내에침입할염려가있는 피팅을가진가열기용연료계통을포함한구역 (3) 환기용공기통로중연소실주변의부분, 단, 승무원실내또는객실내의환기용공기통로 에는소화장치를설치할필요가없다. (b) 환기용공기도관 : 방화구역을지나는환기용공기도관은제1종내화성재료로제작한것 (1) (2) 이어야하며다음기준을적용한다. 가열기후류의환기용공기도관은가열기내에서발생한어떠한화재도도관내에서외부 로나오지않도록하는데충분한거리가되도록제1 종내화성구조의재료로하여야한다. 단, 제1종내화성재료의밸브또는기타동등의효과가있는장치를이용해서격리가능 한경우이제한은없다. 환기용공기도관중가연성유체계통이위치하는구역을지나는부분은가연성유체계통 의어느부분이기능불량으로되어도가연성유체또는가연성증기가환기용공기에들 어가는것이없도록하든가또는그와같은계통에서격리해두어야한다. (c) 연소용공기도관 : 연소용공기도관은역화또는역화가전파해도손상을받지않도록충 분한거리가되도록제1 종내화성구조의재료로하여야하며다음기준을적용한다. (1) 연소용공기도관은환기용공기와통하지않아야한다. 단, 역화또는역화에의한화재가 (2) 가열기또는그부속부품의기능불량또는역류상태를포함한어떠한운용상태에있어서 도환기용공기에들어가지않는것이증명되는경우이제한은없다. 연소용공기도관은제거하지않고가두어두면가열기를파괴시키는역화를급속히제거 하는것을방해하는것이아니어야한다. (d) 가열기조작장치( 일반) : 가열기조작장치의각부품, 조작계통의배관또는안전조작장치 위쪽의중앙부에물또는얼음이위험한만큼축적되는것을방지하는장치가있어야한다. (e) 가열기안전조작장치 : 각연소가열기에는다음의안전조작장치를장착하여야한다. (1) (i) (ii) (iii) (iv) 다음에게재한상태로된경우에연소가열기에서떨어진곳에서당해연소가열기의점화 및연료공급을자동적으로차단하고, 그위치에유지하는장치를설치하여야한다. 이장 치는공기온도, 공기유량및연료유량의정규연속제어기와독립한것이어야한다. 열교환기의온도가안전한계를넘은경우 환기용공기온도가안전한계를넘은경우 연소용공기유량이안전운용에부적당하게된경우 환기용공기유량이안전운용에부적당하게된경우 (2) 각가열기에설치된상기(1) 항의기준에적합한장치는다음기준에적합한것이어야한다. (i) 비행기안전운항의필수열량을공급하는다른가열기를위한부품과독립한것이어야 한다. (ii) 승무원이재시동할때까지가열기를폐지의위치에유지하여야한다. (3) 비행기의안전운항에필요불가결한열량을방출하는가열기가상기 (e)(1) 항에서규정하 는자동장치의작동에의해차단된경우에그것을승무원에게지시하는경보장치를설치 하여야한다. (f) 공기흡입구 : 연소용및환기용공기흡입구는다음의 (1) 항또는 (2) 항의조건하에서어떠 (1) 한운용상태에있어서도가연성유체또는가연성증기가가열기계통에들어가는것이없 도록배치하여야한다. 가열기계통의정상작동중 (2) 가열기계통이외의부품의기능불량의결과 제정:

119 (g) 가열기의배기계통 : 가열기의배기계통은 항및 항의기준에적합한것이어 야한다. 또가열기의배기계통의설계에는다음사태의발생을막기위해서연소생성물을 안전하게기체외부로배출할수있는설비가되어야한다. (1) 배기계통에서그주변의장소로연료가누설하는것. (2) 배기계통주변의장비품또는구조로배기가스가닿는것. (3) (4) 가연성유체계통을가진곳에배기계통이배치되어있는경우에배기계통에의해가연성 유체가인화하는것. 제거하지않고밀폐해두는경우가열기를파괴시키는역화의급속한차단이배기계통에 의해방해되는것. (h) 가열기의연료계통 : 가열기의연료계통은가열기의안전조작에영향을미치는동력장치연 료계통의모든기준에적합한것이어야한다. 환기용기류중에있는가열기연료계통의각 부품은그부품에서누설하는연료가환기용기류에들어가지않도록차단장치를해야한다. (i) 연료의배출장치 : 연료실또는열교환기내에연료가축적된경우그것을안전하게배출하 (1) (2) 기위한장치를구비하여야한다. 단, 다음기준을적용하여야한다. 고온에서작동하는배출장치의각부는가열기의배기계통과같은방법으로보호하여야 한다. 배출장치는어떠한운용상태에있어서도위험할만큼의얼음이축적되지않도록보호하여 야한다 (a) 가연성유체의화재방지 가연성유체계통에서누설에의해가연성의유체또는증기가유입될염려가있는구역에 는이들유체또는증기의인화염려및인화한경우에일어나는위험을최소로하기위 한설비를구비하여야한다. (b) 상기 (a) 항에대한적합성은계산또는시험을통해증명하여야한다. 이때다음의각항을 고려하여야한다. (1) 누설원, 경로및누설을검출하는수단 (2) (3) 가연성또는흡수성물체의영향을고려한가연성유체의특성 전기계통의결함장비품의과열및방화장치의결함을포함하여예상되는발화원 (4) 유체흐름차단장비품의작동정지, 제1 종내화성재료에서의봉입또는소화제의사용등, (5) 화재를제어하거나소화하는데이용가능한장치 비행의안전임계부품의화재및열에견디는성능 (c) 유체의화재를방지또는대체하는데승무원의행동이필요한경우( 장비품의작동정치또는 (d) 소화기의작동중) 승무원에경보를주기위하여빠르게작동하는장치를구비하여야한다. 가연성유체계통에서의누설에의해가연성의유체또는증기가유입할염려가있는구역 을명시하고, 결정해두어야한다 조종계통, 엔진마운트및기타비행구조부재의화재방지지정된방화구역또는방화구역에있어서화재의영향을받는그인접구역에있는필수조종계통, 엔진마운트및기타구조부재는제1종내화성재료에서구성되는가또는화재의영향에견뎌내도록보호되어야한다 화재방지 : 기타구성부품 제정:

120 (a) 나셀중심성의나셀직경내에서의후방표면은최소한제2 종내화성재료로되어야한다. (b) 상기 (a) 항의기준은지정방화구역또는나셀의엔진실의열, 불또는불꽃에의해쉽게 영향을받지않는후방표면에는적용하지않는다 화재보호 : 계통 (a) 전기계통구성품: (1) 전기계통의구성품은 (c) 항및 항의화재및연기보호규정에적합하여야한다. (2) 비상절차시사용되는화재위험구역에설치된장치는내화성이있는것이어야한다. (3) 전설연결시스템(EWIS) 구성품은 항의요구조건을만족하여야한다. (i) 가연성유체배관으로부터격리되어있을것 (ii) 일반적인케이블절연체에추가적으로전기적절연, 가요관또는동등한장치로감싸져 야한다. (4) 기체의임의의지역에장착된전기선및전기케이블의절연물은부록 F, Part I의적절한 기준에따라시험할때자기소화성이있어야한다. (b) 가연성증기나유체를포함하고있을수있는펌프의방출부쪽에장착되어있으며, 화재 위험구역에위치하고있는각각의진공공기계통의도관및연결부위는 의규정에 적합하여야한다. 화재위험구역에위치하고있는그이외의진공공기계통의구성품은적 어도내화성이있어야한다. (c) 산소장비및배관은다음에적합하여야한다. (1) 화재위험구역내에위치해서는아니된다. (2) 화재위험구역에서발생하거나방출되는열로부터보호되어야한다. (3) 정상적인운용중또는임의의계통의고장이나기능불량으로인하여생길수있는윤활 유, 유체또는증기축적물에산소로인하여발화되지않도록장착되어야한다. 기타요건 수평위치 지상에있어서비행기가수평위치에있는때를결정하는수단을설계하여야한다 프로펠러근방의보강 (a) 프로펠러익단에가까운비행기의각부분은프로펠러에서생기는진동및프로펠러에서떨어지는얼음충돌에충분히견디는강도와강성을가져야한다. (b) 발생된가장심한얼음의충격을견딜수있는것이증명되지않는한프로펠러익단에가까운장소에창을배치하지않아야한다 전기적본딩및정전기보호 (a) 정전기에대비한전기적본딩및정전기보호는다음의현상을유발할있는정전기전하의축적이최소화되도록설계하여야한다. (1) 전기적쇼크로인한인적상해 (2) 가연성증기의발화 (3) 장착된전기장치나전자장치에대한간섭 (b) 이절의 (a) 항에대한적합성은다음과같은방법으로입증할수있다. 제정:

121 (1) 기체구조물과의적정한전기적본딩 (2) 비행기, 사람또는장착된전기및전자시스템에위험을주지않도록정전기전하를방출시킬수있는기타의인정가능한수단을구비 Subpart E - 동력장치 일반 장착 (a) 이 Subpart 에서의동력장치에는다음구성품들을포함한다. (1) 추진에필요한구성품, (2) 주요추진장치의제어에영향을미치는구성품, 또는 (3) 일상적인검사또는창정비시점까지주요추진장치의안전성에영향을미치는구성품. (b) 동력장치 (1) 동력장치는다음의규정에적합하도록장착하여야한다. (i) 기술기준 Part 33의 33.5항에서규정한장착지침 (ii) (2) 이기술기준에서적용되는기준 장착구성품은일상적인검사또는창정비시점까지계속적인안전작동이보장되도록구 성하고배열하여장착해야한다. (3) 필요한검사또는정비를위해접근이가능하도록장착하여야한다. (4) 주요장착구성품은비행기의다른부품들과전기적으로연결되어야한다. (c) 동력장치와보조동력장치장착에서는비행기의안전운항을위태롭게하는단독결함이나 고장, 또는복합결함의가능성이없음을입증하여야한다. 단, 결함가능성이극히적을 경우, 구조요소물의결함은고려하지않아도좋다. (d) 보조동력장치의장착은이 Subpart 의해당기준에적합하여야한다 (a) 엔진 엔진의형식증명 (1) 모든엔진은형식증명이있어야하며, 기술기준 Part 33에서규정한요구조건에적합하여 야한다. (2) 각터빈엔진은다음중하나에적합하여야한다. (i) 기술기준 Part 33의 33.76, 및 33.78항의규정에관한내용중국토교통부장관이필 (ii) (iii) (iv) 요하다고판단하여제정한특수요건 예비 예비 유사한장착위치에서외부물질유입으로인하여불안전한상태를초래하였던적이없 음을입증하여야한다. (b) 엔진의격리 : 동력장치들은엔진에영향을미치는계통이나엔진의결함또는고장상태에 (1) 서도다음과같은상태를유발하지않으면서작동이가능하도록배열하고서로격리되어 있어야한다. 다른엔진의계속적인안전운전방해 (2) 계속적인안전운전을위한승무원의긴급한조작요구 제정:

122 (c) 엔진회전의제어 : 비행중에엔진들의회전을개별적으로정지시키는수단이있어야한 다. 단, 터빈엔진에있어서는엔진회전이계속되면비행기의안전이위태롭게될수있 는경우에만회전정지장치를장착한다. 화염에노출될수있는방화벽옆에위치한엔진 에장착되는정지장치및재시동장치의구성품은최소한내화성이있어야한다. 유압식 프로펠러페더링장치를이러한목적에사용하는경우, 페더링유관은페더링작동중에 예상되는운용조건에서최소한내화성이있는것이어야한다. (d) 터빈엔진장착 : 터빈엔진장착에대한요구조건은다음과같다. (1) 엔진로터가파손되거나엔진내부에서발생한화재가엔진덮개를통과하여진전되는경우 에대비하여비행기의피해를최소화할수있도록설계상의예방책을강구하여야한다. (2) 동력장치계통과엔진조종장치, 시스템, 계기등은터빈로터의구조에불리한영향을미 (e) 치는운용한계가가동중에초과되지않도록설계되어야한다. 재시동특성 (1) 비행중에어느엔진이라도재시동할수있는수단이갖추어져있어야한다. (2) 비행중엔진재시동을위한고도- 속도영역선도가설정되어야하며, 각엔진은해당영 역선도에서재시동능력을갖추어야한다. (3) 터빈엔진을장착한비행기에서비행중에모든엔진이정지되었을때, 최소풍차상태 (Windmilling) 속도에서엔진점화에필요한전력을충분히공급하지못하는경우에는비 행중엔진점화와재시동을위해엔진구동식발전기계통과독립된별도의전원장치를 구비하여야한다. (f) 보조동력장치 : 모든보조동력장치는승인이된것이거나사용용도에해당하는등급에따 른요구조건적합한것이어야한다 자동이륙추력제어계통이륙중에어떤엔진이정지하였을때, 작동하는다른엔진의동력또는추력을자동으로조정하는엔진동력제어계통의장착에대해승인을받고자하는형식증명신청자는이장의부록 I 에서규정하는요구조건을충족해야한다 프로펠러 (a) 모든프로펠러는형식증명이있어야한다. (b) 엔진출력과프로펠러축의회전속도는프로펠러의인증한계를초과할수없다. (c) 프로펠러블레이드피치조정계통을구성하는각부품은기술기준 part 35의 35.42항의요구 (d) 조건에적합하여야한다. 프로펠러블레이드가파손되거나허브의결함으로이탈하는경우비행기에대한위험을최 소화하기위한설계상의예방책이강구되어있어야한다. 이때고려해야할위험상황에는 파손되거나이탈한블레이드가충돌할때와불균형으로인해구조및치명적인계통이손 상되는경우를포함시켜야한다 프로펠러의진동 (a) 실제로측정하거나유사한장착상태에서측정한값과비교하여모든정상운용상태에서프로펠러블레이드의진동으로생기는응력의크기를결정하여야한다. (b) 이때정한진동응력의크기는안전한계속운전을위해입증된한도를초과하지않아야한다. 제정:

123 프로펠러여유간격 보다작은간격으로도안전하다고입증되지않는한, 프로펠러의여유간격들은비행기의중량 이최대이고중량중심의위치와프로펠러피치의위치가가장불리한상태일때다음값들보다 작지않아야한다. (a) 지면과의여유간격 : 착륙장치가정적으로수축된상태에서의수평이륙자세와주행자세 중에서가장작은지면과의여유간격은전륜식비행기는 cm(7 in), 후륜식비행기는 cm(9 in) 이상이어야한다. 또한, 수평이륙자세에서임계타이어가완전히파열되고 착륙장치스트러트가지면에닿은경우에도프로펠러와지면사이에충분한간격이유지되 어야한다. (b) 수면과의여유간격 : 보다작은간격으로도 (a) 항에대한적합성이입증되지않는한, (c) 프로펠러와수면사이에는최소한 기체구조와의여유간격 cmn) 이상의여유간격이있어야한다. (1) 프로펠러블레이드의끝부분과비행기구조사이에는최소한 1 인치(2.54cm) 의여유간격이 있어야하며유해한진동을예방하기위해필요한만큼의간격이추가되어야한다. (2) 프로펠러블레이드또는커프(Cuff) 와비행기에고정되어있는부품사이에축방향으로최 (3) 소한 0.5 인치(1.27cm) 이상의여유간격이있어야한다. 프로펠러의기타회전부위또는스피너와비행기에고정되어있는부품사이에여유간격 이있어야한다 (a) 프로펠러제빙 결빙이예상되는곳에서사용하고자하는비행기에는결빙이되면엔진을위험한상태에 빠뜨릴수있는보기나프로펠러에결빙이일어나지않게하거나결빙을제거하는수단이 갖추어져있어야한다. (b) 프로펠러의제빙에가연성유체를사용하는경우 항부터 항까지와 항 의기준을적용받는다 (a) (1) 역추력장치 터보제트역추력장치 지상에서만작동하도록되어있는역추력장치를비행중에작동시키는경우엔진이비행 아이들(Idle) 추력이상으로작동하지않도록설계하여야한다. 또한다음사항들을시험 이나분석또는두가지방법모두를사용하여입증하여야한다. (i) 작동이되는역추력장치는정방향추력위치로회복될수있어야한다. (ii) 역추력장치가어느위치에있더라도계속적인안전비행과착륙을할수있어야한다. (2) 비행중에사용하도록되어있는역추력장치의경우, 지상에서의작동을포함하여예상되 는비행기의모든운용상태에서역추력장치의정상적인사용이나결함( 가능한복합적인 결함을포함한) 으로인하여비행기가불안전한상태가되지않도록설계하여야한다. 결 함가능성이극히적을경우, 구조요소물의결함은고려하지않아도좋다. (3) 역추력장치가고장나는경우엔진추력이비행아이들(Idle) 추력이상으로올라가지못하도 록조치하는수단이있어야한다. 단, 운용중에예상되는가장위험한역추력조건에서 도공기역학적인수단만으로방향조종성을유지할수있는정방향추력보다더큰추력 을낼수있는경우는예외로한다. (b) 프로펠러역추력장치 제정:

124 (1) 지상에서만작동하도록되어있는역추력장치는, 예상되는모든운용조건에서원하지않는역추력을유발시키는결함( 복합결함포함) 또는고장이발생하지않도록설계하여야한다. 가능성이극히적을경우, 구조요소물의결함은고려하지않아도좋다. (2) 프로펠러블레이드를저피치비행위치에서부터저피치정상비행일때의피치보다훨씬작은피치까지변화시키는프로펠러시스템에대해서는결함분석이나시험, 또는두가지방법모두를통하여요구사항에대한적합성은입증할수있다. 분석에있어서는프로펠러및관련장착부분품에대한미연방항공규정(FAR 35.21) 에대한적합성을입증하기위해작성한분석자료를포함시키거나첨부할수있다 터보제트엔진역추력장치시험 터보제트엔진에장착하는역추력장치는기술기준 Part 33의 33.97항의요구조건을충족해야한다 터보프로펠러항력제한장치 터보프로펠러로추진되는비행기의프로펠러항력제한장치는정상또는비상작동시결함이나 고장이발생하더라도 항에따라설계한비행기의프로펠러항력을초과하지않도록설계 하여야한다. 발생가능성이극히적을경우, 항력제한장치의구조요소물에대한결함은고 려하지않아도좋다 터빈엔진의작동특성 (a) 터빈엔진의작동특성은비행기및엔진의운용한계범위에서정상및비상작동중유해한특성( 실속, 서지또는엔진정지등) 이위험할정도로나타나지않음을비행시험을통해파악하고입증하여야한다. (b) 예비 (c) 터빈엔진의공기흡입장치는정상운전중에공기흐름을왜곡시켜엔진에유해한진동을발생하지않아야한다 공기흡입구, 엔진및배기구의적합성 가변식흡입구또는배기장치를채용하는비행기는다음항목들을충족해야한다. (a) 공기흡입구, 엔진( 추력증강장치가있는경우이것을포함하여) 및배기구로구성되는일체 의시스템은모든영역의엔진회전속도와추력, 엔진공기흡입구와배기구형상등을포함 한승인된모든운용조건에서적절하게작동함을입증하여야한다. (b) 이러한장치의작동( 발생가능한고장의경우를포함한) 으로발생하는비행기의공기역학 적제어에대한동역학적효과로인해비행기의운용한계나구조적인한계를벗어나지않 도록하기위한조종사의특별한조종기술, 경각심, 또는조종강도를요구하는상황이유 발되지않아야한다. (c) 상기(b) 항에대한적합성입증에서요구되는조종사조종력의강도는 (e) 항과 (f) 항에제시된조건에서 (d) 항에제시된조종력한계를초과하지않아야한다 감속 비행기가 항에서규정하는비행영역선도내에서감속할때, 엔진이나비행중사용하도 록승인된보조동력장치, 또는이와관련된모든계통과구성품에는위험한고장이생기지않 아야한다. 이것은감속하는데예상되는최장시간동안에걸쳐입증되어야한다. 제정:

125 추력또는동력증강장치 (a) 일반 : 모든유체분사장치는엔진의의도된운영조건하에서적절한기능을발휘할수있 도록설정된유체의분사율과압력으로유체를공급할수있어야한다. 결빙될수있는유 체의경우, 유체의결빙으로인하여비행기를손상시키거나비행기의성능에악영향을미 치지않도록설계되어야한다. (b) 유체탱크 : 모든증강장치의유체탱크는다음요구사항에적합하여야한다. (1) 운용중예상되는진동, 관성력, 유체및구조적인하중을파괴없이견딜수있어야한 다. (2) 비행기내부에장착되는탱크는누유또는파괴없이최대작동압력의 1.5배에해당하는 내부압력을견딜수있어야한다. (3) 환기구가있는경우, 환기는모든정상비행조건에서효과적으로이루어져야한다. (4) 예비 (5) 유체탱크는탱크용량의 2% 이상의팽창공간이있어야한다. 비행기의정상지상자세 에서유체의공급시유체가이팽창공간에부주의하게채워지는것이불가능해야한다. (c) 다음 (1) 항또는 (2) 항에해당하는경우, 증강장치배출구는 항의기준에따라설계 (1) (2) (d) 하고위치시켜야한다. 증강장치의유체가결빙될수있는경우 비행중또는지상운용중유체가배출될수있는경우 각엔진에사용하는추력증강장치용유체탱크의가용용량은추력증강용액을사용하는 비행기가승인된절차에따라운용하는데있어충분한용량이되어야한다. 용액소모량 은요구되는엔진출력에맞추어승인된최대소모율을근거로산정하여야하며, 산정시 온도에따른엔진성능의영향과요구되는용액의량을변경시킬수있는기타여타의요 소들을고려해야한다. (e) 본절은연료분사장치에는적용하지않는다. 연료계통 일반 (a) 연료계통은인증된모든기동과엔진과보조동력장치의사용이허용되는조건을포함한모 든예상운용조건에서엔진및보조동력장치의적절한기능을위해설정된유량및압력 으로연료흐름이이루어지도록구성하고배치하여야한다. (b) 모든연료계통은내부에들어간공기가다음과같은상태를유발하지않도록배치하여야 한다. (1) 왕복엔진의 20초이상의출력중단 (2) 터빈엔진의운전정지 (c) 터빈엔진의각연료시스템은초기에 26.7 (80 ) 에서포화상태에이른연료에리터당 0.198cc(0.75cc/gal) 의비율로물을넣고운용중에예상되는최악의결빙조건에서냉각시 킨연료를사용하더라도정상적인유량및압력을보이며지속적으로작동할수있어야 한다. (d) 터빈엔진을장착한비행기의연료시스템은기술기준 Part 34에따른연료배출과관련한 요구조건을충족해야한다. 제정:

126 (a) 연료시스템의분석및시험 연료시스템기능의적절성은예상되는모든운용조건에서국토교통부장관이필요하다고보 는시험과분석을통하여입증되어야한다. 필요한경우, 비행기의연료시스템이나또는 연료시스템의작동특성을재현하는시험장치를사용하여시험을수행하여야한다. (b) 열교환기에서연료를이용하는경우, 이열교환기의개연성있는결함으로인해위험한상 태가발생하지않아야한다 연료시스템의독립성 모든연료시스템은다음과같은방법으로 (a) (b) (b) 항의요구조건을충족해야한다. 각엔진에대한연료공급시스템으로서로독립된부분을통해다른엔진에도연료를공급 할수있는시스템 인정할수있는다른방법 연료시스템의낙뢰방호연료시스템은다음과같은낙뢰에도기화된연료가점화되지않도록설계하고배치하여야한다. (a) 낙뢰부착가능성이높은부분에낙뢰가직접부착되는경우 (b) 경사낙뢰의부착가능성이높은부분에경사낙뢰가부착되는경우 (c) 연료배출구에코로나와유광이형성되는경우 연료흐름 (a) 각연료시스템은최소한의도한작동상태와기동에필요한연료량의 100% 를공급하여야 한다. 이에대한적합성은다음과같이입증하여야한다. (1) 연료는엔진형식증명서에규정된한계이내의압력으로각엔진에공급되어야한다. (2) 탱크내부의연료량은 항의요구조건인사용할수없는잔류량과이절의적합성을 (3) 입증하기위해필요한양의합계를초과하지않아야한다. 각주연료펌프는이절의적합성을입증하기위한모든작동조건과비행자세에서필요에 따라사용되어야하며, 각주연료펌프를대신할수있는적절한비상펌프들이구비되어 있어야한다. (4) 연료유량계가있는경우, 유량계를폐쇄한상태에서연료가유량계또는바이패스경로를 통해공급될수있어야한다. (b) 하나의엔진에 2 조이상의연료탱크로부터연료를공급할수있는경우, 연료시스템은다 음사항을충족해야한다. (1) 왕복엔진 : 엔진결함의원인이해당엔진으로연료를공급하는탱크의연료고갈때문 임이분명한경우, 사용가능한연료가있는다른탱크로스위치를전환한후 20초이내 에최대압력의연료가엔진에공급되어야한다. (2) 터빈엔진 : 연료탱크를수동으로적절히전환할수있는장치에추가하여, 정상작동중에 각 엔진으로연료를공급하는탱크의사용가능한연료가고갈되었을때비행승무원이 별도의주의를기울이지않아도연료공급이끊기지않도록하고, 통상이엔진에만연료 를공급하도록되어있는다른탱크에는가용한연료가남아있도록설계해야한다. 제정:

127 연결된탱크사이의연료흐름비행중에한탱크로부터다른탱크로연료이송이가능한경우, 연료탱크배출구와연료이송시스템은과다한충진으로인한구조적인손상이발생하지않도록설계하여야한다 사용불가능한연료의공급각연료탱크와연료시스템구성품내부의사용불가능한연료량은해당탱크로부터의연료공급을포함하는모든운용및비행기의기동에대한최악의연료공급조건에서엔진정지의최초징후가발생하는연료량보다적지않도록설정되어야한다. 이때연료시스템구성품의결함은고려하지않아도좋다 고온에서의연료시스템작동 (a) 연료시스템은높은대기온도에서도충족스럽게작동하여야한다. 이것은예상되는모든운 용상태에서연료증발로인한기포가발생하는것을방지하기위해연료시스템이탱크출 구로부터각엔진까지연료를가압하는것을실연함으로써입증하거나, 또는형식증명신 청자가선정한임의의비행장고도부터 항에따른운용한계로설정된최대고도까 지상승해가면서입증하여야한다. 상승시험을선택한경우, 다음과같은조건으로상 승시험을수행하는동안기포발생의인한연료막힘(vapor lock) 징후나다른고장이없어 야한다. (1) 왕복엔진을장착한비행기 : 모든엔진을연속최대출력으로운전하여야한다. 단, 임계고 도이하 305m(1,000ft) 고도부터임계고도까지는이륙출력을사용한다. 이륙출력으로작동 하는시간은이륙제한시간이상이어야한다. (2) 터빈엔진을장착한비행기 : 이륙경로를입증하기위해선정한시간동안은이륙출력으 로운전하고, 이후의상승에서는연속최대출력으로운전하여야한다. (3) 비행기의중량은연료탱크를가득채우고최소한의승무원, 그리고비행기중심위치를허 용한계이내로유지하기위해필요한밸러스트를장착한중량이어야한다. (4) 상승속도는다음을초과하지않아야한다. (i) 왕복엔진을장착한비행기 : 비행기의상태가다음과같을때, 이륙부터최대운용고도까 지의상승을위해설정된최대속도 (A) (B) 착륙장치를접은상태 날개플랩은가장적절한위치 (C) 카울플랩( 또는엔진을냉각하는공기의공급을제어하는다른장치) 은고온의대기 (D) (E) 상태에서적절히냉각할수있는위치 엔진은연속최대출력의한계내에서작동 최대이륙중량 (ii) 터빈엔진을장착한비행기 (5) 연료의온도는 43.3 (110 ) 이상이어야한다. : 이륙부터최대운용고도까지의상승을위해설정된최대속도 (b) 상기(a) 항에따른시험은실제비행중에수행하거나, 또는거의비행상태와같도록모사한 지상시험으로도수행할수있다. 이시험을적절히진행할수없을정도로낮은기온에서 비행시험을수행하는경우, 차가운공기에노출되는연료탱크의표면, 연료배관및다른 연료시스템의구성품등은높은대기온도에서의비행을모사할수있도록가급적단열처 리를하여야한다. 제정:

128 연료탱크의일반적인요구조건 (a) 각연료탱크는운용중에받을수있는진동, 관성력, 유체및구조적인하중에결함없이 (b) 견딜수있어야한다. 유연성이있는연료탱크라이너는승인을받은것을사용하거나사용에적합함을입증해야 한다. (c) 통합연료탱크는내부검사및수리가용이해야한다. (d) 동체외곽에위치한연료탱크는 항에따른비상착륙으로인한관성력을받는경우에 (e) (1) 도파손되지않고연료를보존할수있어야한다. 또한, 이러한연료탱크들은탱크가노 출되어지면과의접촉이발생할수없는보호위치에두어야한다. 연료탱크의점검창덮개는위험한양의연료손실이발생하지않도록다음기준에적합하 여야한다. 경험또는분석에의해충격가능성이있다고추정되는곳에위치한모든덮개는타이어 조각, 낮은에너지의엔진파편이나발생할수있는기타파편등에의해관통되거나변 형될가능성이최소화되었다는것을분석이나시험을통해입증하여야한다. (2) 모든덮개는기술기준 Part 1 에정의된바와같이내화성이어야한다. (f) 가압연료탱크의경우탱크내부와외부사이에과도한차압이형성되지않도록페일세이 프(Fail-Safe) 형상의수단을갖추어야한다 연료탱크시험 (a) 비행기에장착한연료탱크는다음 (1) 항과 (2) 항의상태에서발생하는이상의임계압력에서 결함이나누설없이견딜수있음을시험으로입증하여야한다. 또한, 다음 (3) 항와 (4) 항의 상태에서발생하는이상의임계압력을받는탱크표면이다음압력들을견딜수있다는것 을분석이나시험으로입증하여야한다. (1) 내부압력 0.25kg/cm 2 (3.5 lb/in 2 ) (2) 램효과로탱크내부에생성되는최대공기압력의 125% (3) (4) (b) 연료를가득채운비행기의최대제한가속과연료의편중으로발생하는유체압력 비행기의롤기동과연료하중의가장불리한조합으로발생하는유체압력 보강이되어있지않거나지지구조가없는큰평판으로제작되어결함이생기거나변형될 경우연료누설을유발할수있는금속제탱크는다음시험이나이와동등한시험에서연 료의누설이나탱크벽의과도한변형이발생하지않아야한다. (1) 전체연료탱크와지지부를실제장착상태를모사하여장착하고진동시험을수행한다. (2) 연료탱크를물또는적당한시험유체로용량의 2/3를채우고 0.08cm(1/32in) 이상의진 폭( 실제진폭이입증되지않은경우) 으로 25 시간의진동시험을수행한다. 단, 시험시간에 대해서는다음 ' 라' 항에규정된예외사항을적용할수있다. (3) 시험진동수는다음과같다. (i) 엔진의정상작동회전수범위에서발생하는진동수가임계값이아닐경우, 시험진동수는분 (ii) (iii) 당 2000 사이클로한다. 엔진의정상작동회전수범위내의어느회전수에서발생하는하나의진동수가임계값 인경우, 이진동수를시험진동수로하여야한다. 엔진의정상작동회전수범위내의어느회전수들에서발생하는하나이상의진동수가 임계값인경우, 가장큰값을시험진동수로한다. (4) 상기(3) 의 (ii) 와 (iii) 항의시험진동수를선택하는경우, 상기(3) 의 (i) 항의진동수로 25시간 제정:

129 수행하는진동사이클과동일하도록시험시간을조절하여야한다. (5) 진동시험을하는동안, 연료탱크는임계축의수평면을기준으로아래위 15 씩( 전체 30 ), (c) 분당 16~20 비율의완전한사이클로 25 시간동안진동을가하여야한다. 진동에대한 임계축이하나이상인경우, 연료탱크는각임계축에대하여 12시간 30분씩진동을가하 여야한다. 유사한비금속제탱크를유사한형식으로장착하여충족할만한운용경험이있다는것이 입증되지않는한, 비금속제탱크는상기 (b)(5) 항에따라온도가 43.3 (110 ) 인연료를 사용한시험을통과해야한다. 이시험에서는비행기에장착한상태를모사하기위해대표 적인탱크표본을지지구조에장착한다. (d) 가압연료탱크의경우, 지상또는비행중에발생할수있는최대압력에견딜수있음을 시험이나분석으로입증하여야한다 연료탱크장착 (a) 각연료탱크는지지되지않은탱크표면에탱크하중( 탱크내부연료의중량으로인한하중) 이집중되지않도록지지되어야하며, 다음사항을따라야한다. (1) 마찰손상을방지하기위한패드를필요에따라탱크와지지부사이에넣는다. (2) 패드는비흡수성이거나유체흡수를방지하기위한처리를한것이어야한다. (3) 유연성탱크라이너를사용한경우, 라이너가유체의하중을지탱할필요가없도록지지되 (4) (i) (ii) 어야한다. 유연성탱크라이너를장착하는기체내부면은라이너의마모를발생시킬수있는돌출부 가없이평탄하여야한다. 단, 다음과같은경우에는이를적용하지않을수있다. 돌출부를접하는라이너부위를보호하는장치가있는경우 라이너자체구조로보호되는경우 (b) 탱크외부공간은소량의누설로인한연료증기가누적되지않도록환기를시켜야한다. 탱크가밀폐된공간에있는경우, 환기장치는고도변화로따른과다한압력을방지하기에 충분히큰배출구로제한할수있다. (c) 모든탱크의위치는 (a) 항의요구조건에적합하여야한다. (d) 엔진의주배기구바로뒤에있는엔진나셀면은통합탱크의벽면으로사용할수없다. (e) 모든연료탱크는연료와연료가스를차단하는설비를사용하여사람이사용하는공간과격 리되어야한다 연료탱크팽창공간 모든연료탱크에는탱크용량의 2% 이상의팽창공간을두어야한다. 비행기가정상적인지상 자세에있는경우에는부주의한경우에도연료탱크의팽창공간에는연료가공급되지않아야한 다. 가압식연료공급시스템의경우, (b) 항에대한적합성을입증한방법으로이항목에 대한적합성을입증할수있다 연료탱크고이개(sump) (a) 각연료탱크에는비행기가정상적인자세로지상에있을때탱크용적의 0.1% 또는 0.24l (1/16gal) 이상의용량을가진고이개가있어야한다. 단, 운용중에축적되는수분의양 이고이개의용량을초과하지않음을보장하는운용한계가설정된경우는예외로한다. (b) 각연료탱크에있는위험한분량의수분은탱크내의어느곳에있든지비행기가지상에 제정:

130 정상적인자세로있는상태에서고이개로배수되어야한다. (c) 연료탱크의고이개에는다음과같이접근하기쉬운배출구가있어야한다. (1) 지상에서고이개를완전히배출할수있어야함. (2) 비행기의각부분에서확실하게배출할수있어야함. (3) 닫힘위치에서확실하게잠기는수동장치또는자동장치가있어야함 연료탱크의연료주입구 연료탱크의연료주입구는연료탱크를제외한비행기의다른부분으로연료가유입되는것을방 지할수있어야한다. (a) (b) 예비 상당한분량의연료가남아있을수있는연료주입구의오목한부분에는연료를완전히빼 낼수있는배출구가있어야한다. (c) 주입구의덮개에는연료밀폐재가있어야한다. (d) 모든연료주입구에는비행기를지상의연료공급장비와전기적으로본딩시킬수있는수 단이구비되어있어야한다 연료탱크의환기구및기화기의기포환기구 (a) 연료탱크의환기구 : 각연료탱크는모든정상비행상태에서효과적인환기를위해팽창공 간의최상부에서환기가이루어지도록해야하며다음사항을따라야한다. (1) 각환기구는오물또는결빙현상으로막히지않도록배치하여야한다. (2) 정상운용중에사이폰현상이발생하지않도록환기구를배치하여야한다. (3) (i) (ii) 환기용량및환기압력의수준은다음과같은상태에서탱크내외부의허용차압을유지하 는것이어야한다. 정상적인비행운용상태 최대상승및하강비행 (iii) 연료급유및배출( 적용되는경우) (4) 출구가서로연결되어있는연료탱크들의공기공간은서로연결되어있어야한다. (5) 비행기가지상에있거나수평비행자세일때, 모든환기용배관에는수분이축적될수있 는공간이없어야한다. 단, 이러한목적의배출설비가있는경우에는이제한사항을적 용하지않는다. (6) 환기구또는배출장치의출구는다음과같은장소에배치하지않아야한다. (i) 환기구출구에서연료가배출될경우, 화재위험이있는곳 (ii) 배출된기화가스가객실또는승무원실로유입될수있는곳 (b) 기화기의기포환기구 : 기포제거용연결부를장치한기화기에는기포를연료탱크로돌려 보내는환기관이있어야하며다음사항을따라야한다. (1) 각환기장치에는결빙으로막히지않도록하는장치가있어야한다. (2) 연료탱크가 2 조이상이고정해진순서대로탱크들을사용해야하는경우, 각기포환기용 배관은이륙과착륙시사용하는연료탱크에연결되어야한다 연료탱크배출구 (a) 연료탱크의배출구또는승압펌프에는다음기준에적합한연료여과기가있어야한다. (1) 왕복엔진을장착한비행기의여과기필터그물망의크기는 4~7 mesh/cm (8~16 제정:

131 (2) (b) mesh/in) 이어야한다. 터빈엔진을장착한비행기의여과기는연료흐름을방해하거나연료시스템의구성품을 손상시킬수있는모든이물질을통과시키지않아야한다. 예비 (c) 연료탱크출구여과기의여과유효면적은연료탱크배출구배관단면의 (d) 여과기의지름은연료탱크배출구지름보다커야한다. (e) 손가락형여과기는검사및세척이용이하여야한다. 5 배이상이어야한다 가압식급유시스템 가압식급유시스템에는다음사항들을적용한다. (a) 가압식급유시스템의매니폴드연결부에는, 연료유입밸브에결함이발생하는경우에도시 (b) 스템으로부터위험한분량의연료가유출되는것을방지하기위한장치가있어야한다. 각탱크의연료량이해당탱크에대해승인된최대용량을초과하지않도록방지하는자동 차단장치가있어야한다. 이장치는다음내용에적합하여야한다. (1) 급유하기전에차단장치의적절한작동여부를점검할수있어야한다. (2) (c) 각급유구에는해당탱크에대해승인된최대용량에서연료흐름을멈추는차단장치에대 한결함을나타내는지시기가있어야한다. 위의 (b) 항에서규정하는자동차단장치에결함이생겨도연료시스템이손상되지않도록 예방하는수단이있어야한다. (d) 비행기의가압식급유시스템( 연료탱크및연료탱크의환기시스템은제외) 은급유중에발 생할수있는서지를포함한최대압력으로인한하중의 2배인극한하중에견딜수있어야 한다. 서지압력의최대수치는의도적으로또는부주의로잠글수있는탱크밸브들을조 합하여결정해야한다. (e) 비행기의연료배출시스템( 연료탱크및연료탱크의환기시스템은제외) 은급유연결부의 최대배출허용압력( 정압또는부압) 으로인한하중의 2배인극한하중에견딜수있어야 한다 연료탱크발화방지 (a) 연료또는증기의발화로인하여파국적인고장(catastrophic failure) 을유발할수있는연료 (1) 탱크또는연료탱크시스템의해당부분에점화원이존재하지않아야한다. 이는다음과같 이입증하여야한다. 연료탱크내부에서연료의최저자연발화예측온도미만으로안전여유를가지는최고온 도를결정해야한다. (2) 연료의발화가능성이있는연료탱크내부해당위치의온도가이절의 (a)(1) 항에따라 결정된온도를초과하지않음을실증하여야한다. 이는구성품의작동, 고장또는오작동 으로인하여연료탱크내부의온도를증가시킬수있는모든가능한작동, 고장및오작 동조건에서확인하여야한다. (3) 단일고장(single failure), 극히희박(extremely remote) 한것으로입증되지않은잠재적인 고장에결합된단일고장, 그리고극히불가능(extremely improbable) 한것으로입증되지 않은고장의모든결합으로인하여점화원이발생하지않음을실증하여야한다. 이와같 은실증에는제작시의차이, 노화, 마모, 부식및발생할수있는손상의영향을고려하 여야한다. 제정:

132 (b) 이절의 (b)(2) 항과 (c) 항에제시된사항을제외하고, 비행기연료탱크의기단평균가연성 노출(FAFE, Fleet Average Flammability Exposure) 은이기준의부록 N에정의된바와같 은가연성노출평가시간(FEET, Flammability Exposure Evaluation Time) 또는평가하고자 하는당해비행기모델의날개내부연료탱크에해당되는시간중에서큰값의 3% 를초과 하지않아야한다. 전통적인비가열성알루미늄날개가아닌경우, 동등한전통적인비가열 성알루미늄날개연료탱크로가정하여분석을수행하여야한다. (c) 연료탱크설비는다음중하나를포함하여야한다. (1) 기단평균가연성노출(FAFE) 은이기준의부록 N 에따라결정된다. 이에대한평가는 연료탱크가연성평가방법사용자매뉴얼(DOT/FAA/ AR-05/8, ) 에제시된방법 과절차에따라수행하여야한다. (2) 비행기에서주연료탱크로사용되지않는연료탱크는연료탱크의일부분이동체형상내부 에위치하는경우, 이기준의부록 M 의가연성노출판단기준(criteria) 을만족하여야한다. (3) 이항에서사용하는용어의정의는다음과같다. (c) (i) 동등한전통적인비가열성알루미늄날개탱크(Equivalent Conventional Unheated Aluminum Wing Tank) 는항공역학적인성능, 구조적인성능, 연료탱크의용량및형상 이해당날개의설계와동등한아음속비행기의비가열성세미모노코크알루미늄날개 내부에있는통합형연료탱크를말한다. (ii) 기단평균가연성노출 (Fleet Average Flammability Exposure) 은이기준의부록 N에정의 되어있고, 항속거리범위에서운항하는비행기형식의기단(fleet) 에대하여각연료탱크 잔여공간(ullage) 에가연성이있는시간의백분율을말한다. (iii) 주연료탱크(Main Fuel Tank) 는한대또는그이상의엔진에연료를직접공급하고, 각 비행동안에연속적으로필요한연료를저장하는탱크를말한다. 발화에의한손상이계속적인안전한비행과착륙을방해하지않도록해당연료탱크내부 에서연료증기의발화영향을경감시키기위한수단을구비한연료탱크에대해서는이절 의 (b) 항을적용하지않는다. (d) 이절의 (a) 항에의거한연료탱크시스템내부에점화원의발생을방지하고, (b) 항의요건 에따라허용된탱크의가연성노출이증가하는것을방지하고, (a) 항또는 (c) 항에따라 구비된수단의성능및신뢰성저하를방지하기위하여상세설계형상통제제한사항 (CDCCL, Critical Design Configuration Control Limitations), 검사, 또는기타의관련절 차를수립하여야한다. 이와같은상세설계형상통제제한사항, 검사, 그리고절차는 항에서요구하는감항성유지지침서의감항성한계부분에포함하여야한다. 사전에 조치할수있는정비, 수리또는개조를통하여상세설계형상통제제한사항( 전선의분리 한계를식별하기위한색상표기법등) 을보완하여대체할수있는비행기의해당부분에 는설계의치명적인특징을식별하기위한시각적인수단을구비하여야한다. 이와같은 시각적인수단은상세설계형상통제제한사항(CDCCL) 에서식별할수있어야한다. 연료시스템구성품 연료펌프 (a) 주펌프 : 적절한엔진작동또는 subpart E 의연료시스템요구조건( 하기(b) 항은제외) 을충 족하기위해필요한연료펌프가주펌프이다. 엔진의일부로승인된분사식펌프( 분사가 기화기내에서이루어지지않을때, 연료의분사를위해적정한유량및압력을공급하는 제정:

133 펌프) 이외의모든주펌프에는연료펌프행정체적용량을우회시킬수있는장치가있어야 한다. (b) 비상용펌프 : 엔진의일부로승인된분사식펌프이외의주펌프에결함이발생하는즉시 각엔진에연료를공급하는비상용펌프또는다른주펌프가있어야한다 (a) (b) (c) 연료시스템배관및피팅 모든연료배관은과다하게진동하지않고연료압력과가속비행에서발생하는하중에견딜 수있도록장착되고지지되어야한다. 상대적인움직임이발생할수있는비행기의구성품들을연결하는연료배관은유연성이있 어야한다. 압력을받거나축방향하중을받을수있는연료배관에있어유연성이필요한연결부위에 는유연성호스를사용하여야한다. (d) 유연성호스는승인을받은것이거나해당용도에적합함이입증되어야한다. (e) (f) 고온에노출되면나쁜영향을받는유연성호스는엔진작동중이거나정지후에과도한 온도가발생하는곳에사용할수없다. 동체내의각연료배관은누설이없이적당한변형및신축이되도록설계하고장착하여야 한다 연료시스템구성품엔진나셀이나동체내부에있는연료시스템의구성품은포장활주로에착륙장치를내리지않은채착륙( 동체착륙) 할때, 화재를유발시킬수있는용량의연료를유출하는손상을입지않도록보호되어야한다 연료밸브 모든연료밸브는차단장치에대한 (a) (b) 예비 항의요구조건과다음의요구조건을충족해야한다. 밸브의작동또는가속비행으로인해발생하는하중이밸브에연결된배관에전달되지않 도록연료밸브를지지하여야한다 연료여과기또는필터 연료탱크출구와연료계량장치의입구사이또는엔진으로구동되는왕복형펌프의입구사이 에중에서연료탱크의출구와더가까운곳에연료여과기또는필터를설치하여야한다. 한연료여과기또는필터는다음사항들을충족해야한다. (a) 배출및세척을위해접근이용이하여야하며, 쉽게장탈할수있는여과망이나부품으로 구성되어야한다. (b) 침전물회수장치와배출구가있어야한다. 단, 배출목적을위해여과기또는필터가쉽게 (c) 장탈되는경우에는배출구를설치하지않아도좋다. 자체중량이연결배관또는여과기나필터자체의입출구연결부위에의해지지되지않도 록장착하여야한다. 단, 모든하중조건에서배관이나연결부위에적절한여유강도가 있는경우는예외로한다. (d) 기술기준 Part 33 에적합한엔진을위해설정된것보다심하게오염된( 입자크기및밀도 기준) 연료를사용하더라도, 해당엔진에대한설정된운용한계측면에서연료시스템의기 이러 제정:

134 능이저하되지않도록보장할수있는용량을갖추어야한다 연료시스템배출구 (a) 연료시스템의배출은연료여과기및연료탱크고이개의배출구를사용하여수행하여야한다. (b) 위의 (a) 항에서규정하는배출구는다음기준에적합하여야한다. (1) 비행기모든부분의연료를완전하게배출할수있어야한다. (2) 닫힘위치에서는수동또는자동으로확실히잠기는수단이있어야한다. (3) 배출밸브는다음사항들을충족해야한다. (i) 접근이용이하며쉽게열리고닫혀야한다. (ii) 착륙장치를내리지않은채착륙( 동체착륙) 하는경우에도연료유출이발생하지않도록 배치하거나보호해야한다 연료사출장치 (a) 비행기가최대이륙중량으로 항및 (d) 항의상승성능요구조건에적합함을입 증한경우이외에는연료사출장치를갖추어야한다. 이사출장치는기술기준 subpart C에 서적용되는이륙, 접근, 착륙상승성능요구조건의적합성을입증하기위해사용한것과 동일한비행기형상, 속도, 출력및추력으로출발비행장에서이륙, 이륙포기및착륙으로 구성되는 한다. 15분간의비행에필요한실제또는계산된연료를제외한모든연료를사출해야 (b) 연료사출장치는 (a) 항에서규정하는중량에서시작후 15분내에비행기가 항및 (c) (d) 항의상승성능요구조건을충족할수있도록충분한연료를사출시킬수있어야 한다. 이때, 연료는 (c) 항에따른비행시험중에허용되는가장불리한조건( 중량을고려하 지않은) 에서사출되는것으로가정한다. 최대이륙중량으로플랩및착륙장치를접은상태에서다음비행조건에서연료사출을시작 하여실증해보여야한다. (1) 1.4 V S1 속도로추력이없는상태에서의활공비행 (2) 임계엔진을작동하지않고나머지엔진들은연속최대출력으로작동하는임의엔진부작동 조건에서최대상승속도로상승 (3) 1.4 VS1 속도에서의수평비행. 위의 (1) 및 (2) 항의조건에서시험한결과이시험조건이 임계적일수있는경우수행한다. (d) 위의 (c) 항에따른비행시험에서다음내용을입증하여야한다. (1) 연료사출시스템자체및시스템작동은화재위험이없어야한다. (2) 사출된연료는비행기의어떠한부분에도묻지않아야한다. (3) 연료또는연료증기가비행기의어떠한부분에도유입되지않아야한다. (4) 사출시스템의작동은비행기의조종성에나쁜영향을주지않아야한다. (e) 왕복엔진을장착한비행기에는최대연속출력의 75% 로 45분간비행할수있는분량수준을 넘어이륙및착륙에사용하는연료가사출되는것을방지하는장치가있어야한다. 단, 주사출제어장치와는독립된보조사출제어장치가있는경우에는, 보조사출제어장치를사 용하여나머지연료를사출하도록시스템을설계할수있다. (f) 터빈엔진을장착한비행기에는해면고도에서 3,030m(10,000ft) 까지상승한후최대순항속도 로 45분간비행할수있는분량수준을넘어이륙및착륙에사용하는연료가사출되는 것을방지하는장치가있어야한다. 단, 주사출제어장치와는독립된보조사출제어장치가 제정:

135 있는경우에는, 보조사출제어장치를사용하여나머지연료를사출하도록시스템을설계할수있다. (g) 연료사출밸브는사출장치작동중에조종승무원이언제든지닫을수있도록설계하여야한다. (h) 주익주위의공기흐름을변화시키는장치( 플랩, 슬롯및슬랫포함) 를사용하는것이연료사출에부정적인영향을주지않음을입증한경우외에는, 공기흐름을변화시키는장치를사용하는동안의연료사출에대하여승무원에게경고하는설명판이사출제어장치부근에있어야한다. (i) 연료사출장치는통상적으로발생할수있는시스템의단일고장으로인해비대칭적인연료사출또는연료사출불가능사태를유발하여비행기가위험한상태에빠지지않도록설계하여야한다. 윤활유계통 (a) (b) 일반 각엔진에는안전한연속운전을위해온도를초과하지않는적절한분량의오일을엔진에 공급할수있는독립된오일시스템이있어야한다. 사용가능한오일의양은임계운용상태에서비행기의지속적인운항을위해필요한양과 동일한조건에서승인된엔진의최대허용오일소모량에시스템내의순환을보증하기위 해적절한여유분을더한것보다적지않아야한다. 피스톤엔진을장착한비행기에요 구되는오일의양을계산하기위해서는비행기항속거리의합리적인분석대신, 다음과같 은연료/ 오일비율을사용할수있다. (1) 예비오일시스템또는오일이송시스템을장착하지않은비행기는 30:1 의연료/ 오일체적 비율 (2) 예비오일시스템또는오일이송시스템을장착한비행기는 40:1 의연료/ 오일체적비율 (c) 엔진의실제오일소모율에관한자료로서입증한경우, (b)(1) 항과 (2) 항에서규정하는것 보다높은연료/ 오일비율을사용할수있다 오일탱크 (a) 장착 : 모든오일탱크의장착은 항의요구조건에적합하여야한다. (b) 팽창공간 : 오일탱크에는다음과같은팽창공간이있어야한다. (1) 피스톤엔진에사용하는각오일탱크는탱크용량의 10% 또는 1.9 l(0.5gal) 중큰값이상인 팽창공간이있어야하며, 터빈엔진에사용하는각오일탱크는탱크용량의 10% 이상인팽 창공간이있어야한다. (2) 어떤엔진에도직접연결되어있지않은예비오일탱크에는탱크용량의 2% 이상인팽창 (3) 공간이있어야한다. 비행기의정상적인지상자세에서부주의로인해오일탱크의팽창공간을오일로채울수 없어야한다. (c) 주입구연결부 : 상당한분량의오일이남아있을수있는오목한오일탱크주입구연결부 에는비행기의어떤부분에도흐르지않게배출하는배출구가있어야한다. 또한, 각오 일탱크주입구덮개에는오일차폐용밀폐재가있어야한다. (d) 환기구 : 오일탱크에는다음과같은환기구가있어야한다. 제정:

136 (1) 각오일탱크에는모든정상적인비행상태에서효과적인환기가되게끔팽창공간의상부에환기구가있어야한다. (2) 오일탱크의환기구는결빙및배관폐쇄를일으키는응축수증기가어떤부분에도누적되지않도록배치하여야한다. (e) 배출구 : 시스템내부의오일흐름을방해할수있는이물질이탱크자체또는탱크출구로유입되는것을방지하는수단이있어야한다. 오일탱크배출구는모든작동온도에서안전한값이하로오일흐름을감소시킬수있는여과망또는방호물에워싸지않아야한다. 오일시스템( 오일탱크지지부포함) 의외부가내화성이없는경우터빈엔진에사용하는각오일탱크의출구에는차단밸브가있어야한다. (f) 유연성이있는오일탱크라이너 : 모든유연성이있는오일탱크라이너는승인을받은것이거나사용에적합함이입증되어야한다 오일탱크시험 모든오일탱크는다음사항에적합하도록설계하고장착하여야한다. (a) 오일탱크는운용중에받을수있는진동, 관성력, 유체및구조적인하중에결함없이견 딜수있어야한다. (b) 다음 (1) 와 (2) 항을제외한나머지사항은 항의기준에적합하여야한다. (1) (i) 시험압력 터빈엔진에사용하는가압식탱크는 용압력에 0.35kg/cm (a) 항에서규정하는압력대신탱크의최대운 (5 psi) 를더한값보다큰시험압력을사용하여야한다. (ii) 기타의모든탱크는 (a) 항에서규정하는압력대신 0.35kg/cm 2 (5 psi) 이상인시험 압력을사용하여야한다. (2) 시험유체는 (c) 항에서규정하는유체대신 121 (250 ) 인오일을사용하여야한다 오일배관및피팅 (a) 모든오일배관은 항의요구조건에적합하여야하며, 또한화재구역으로선정된곳에 위치하는오일배관및피팅은 (b) 브리더배관은다음과같이배치하여야한다 항의요구조건에적합하여야한다. (1) 응축된수증기의결빙및배관폐쇄가어떤부분에서도누적되지않아야한다. (2) 브리더에서방출되는것은거품이형성되는경우에도화재위험이없어야하며, 방출되는 오일이승무원의조종석전면창을덮치지않아야한다. (3) 브리더는엔진의흡기시스템으로방출되지않아야한다 오일여과기또는필터 (a) 터빈엔진에는엔진전체의오일흐름이있는곳에오일여과기또는필터를장착하여야한다. 이러한여과기나필터는다음기준에적합하여야한다. (1) 각오일여과기나필터는이것들이완전히폐쇄되더라도시스템의나머지부분에오일이정상적인비율로흐르도록우회경로를구성하여장착하여야한다. (2) 오일여과기나필터는오일이기술기준 Part 33에적합한엔진을위해설정된것보다큰정도까지오염( 입자크기및밀도기준) 되더라도, 엔진을위해설정된운용한계측면에서엔진오일시스템의기능이저하되지않음을보증할수있는용량을확보해야한다. (3) 오일탱크출구에장착된오일여과기또는필터외에는 (2) 항에따라설정된용량에도달 제정:

137 (4) 하기전에오염을지시할수있는지시기가있어야한다. 여과기또는필터의바이패스는걸러진오염물질이바이패스경로에있지않음을확신할 수있는적절한위치를선정함으로서, 걸러진오염물질의재유입이최소화되도록구성 하고장착하여야한다. (5) 오일탱크의출구에장착한경우를제외한, 바이패스가없는오일여과기또는필터는 (b) (c)(7) 항에서규정하는경보장치에연결하는수단이있어야한다. 피스톤엔진에사용하는각오일여과기나필터는이것들이완전히폐쇄되더라도시스템의 나머지부분에오일이정상적인비율로흐르도록구성하고장착하여야한다 오일시스템배출구 오일시스템의안전한배출을위한배출구가있어야하며, 각배출구는다음기준에적합하여 야한다. (a) 접근이용이하여야한다. (b) 닫힘위치에서는수동또는자동으로확실히잠기는수단이있어야한다 오일방열기 (a) 모든오일방열기는운용중에받을수있는진동, 관성력및오일압력하중에도결함없 이견딜수있어야한다. (b) 화재가발생했을때, 엔진나셀의정상적으로개방된부분을통한화염이직접냉각기에 영향을미치지않는곳에오일방열기의공기도관이위치하여야한다 오일밸브 (a) 모든오일차단밸브는 항의요구조건에적합하여야한다. (b) 오일차단밸브를닫는장치가프로펠러의페더링을방해하지않아야한다. (c) 모든오일밸브는 ' 열림' 또는 ' 닫힘' 위치를지시하는적절한장치나완전히멈추는장치가 있어야하며, 밸브의작동또는가속비행상태때문에발생한하중이밸브에연결된배관 에전달되지않도록밸브를지지하여야한다 프로펠러페더링시스템 (a) 프로펠러페더링시스템이엔진오일을이용하는경우, 오일탱크가아닌윤활계통일부의결함으로오일공급이중단되더라도페더링에필요한분량의오일이탱크내에잔류하는수단이있어야한다. (b) 오일탱크에남은오일은페더링작동을수행하기위한충분한분량으로페더링펌프만이사용할수있어야한다. (c) 탱크에남은오일로시스템이페더링을수행할수있다는것을입증하여야한다. 이시험은지상에서작동중인엔진의윤활을위한보조오일공급장치를사용하여수행할수도있다. (d) 프로펠러페더링시스템의안전한작동에영향을주는침전물또는기타이물질을방지하기위한설비가있어야한다. 냉각 제정:

138 일반 동력장치또는보조동력장치의냉각장치는동력장치의구성픔, 엔진액체, 보조동력장치의구성 품들및그액체들의온도를지상조건, 수상조건, 비행조건및정상적으로엔진이나보조동력 장치의운전을정지한상태에서이러한구성품들과액체들에대해설정한온도범위내에서유 지할수있어야한다 냉각시험 (a) 일반 : 지상운용, 수상운용및비행시에처할수있는가장위험한상태에서시험을수행하 여 항의기준에대한적합성이입증되어야한다. 이시험에대하여다음사항들을 적용한다. (1) 최고대기온도와차이가있는상태에서시험을행한경우측정된동력장치의온도는 (c) 항 과 (d) 항에서규정하는방법에따라수정해야한다. (2) 상기 (1) 항에의하여수정된온도는규정된한계온도를초과하지않아야된다. (3) 왕복엔진의경우, 시험에사용되는연료는해당엔진에대해승인된최저등급이어야하고 그혼합비는냉각시험이행해지는비행단계에서통상적으로사용하는것이어야한다. 냉 각시험절차는 항에규정되어있다. (b) 최고대기온도 : 최고대기온도는해면상에서 37.8 (100 ) 이상으로설정한다. 해면으로부터 의대기온도저하율은 (-69.7 ) 에도달하기까지는 1000m당 6.5 (1,000ft당 3.6 ) 이 고, 그이상의고도에서의대기온도는 (-69.7 ) 로일정하다. 단, 방한장치를설치한 경우신청자는해면상에서 37.8 (100 ) 보다작은최고대기온도를선택할수있다. (c) 수정계수 ( 실린더배럴제외) : 이항목에서보다합리적으로교정을하지않는한, 한계 온도가설정된엔진의액체와엔진구성품( 실린더배럴제외) 의온도는냉각시험중최고온 도로기록되는엔진구성품또는엔진의액체를처음발견하였을때의최고대기온도와대 기온도의차를더해서교정한다. (d) 실린더배럴온도의교정을위한수정계수 : 이항목에서보다합리적으로교정을하지않 는한, 실린더배럴의온도는냉각시험중최고온도로기록되는실린더배럴을처음발견 하였을때의최고대기온도와대기온도의차에 0.7 을곱한온도를더해서교정한다 냉각시험절차 (a) 각성능기준에해당되는이륙, 상승, 정상운항그리고착륙등의각비행단계에대하여 항의요구사항이충족되었음을입증해야한다. 냉각시험은각비행단계중의냉각 과관련하여최악의비행기운용상태와환경에서행해져야한다. 냉각시험중의온도의변 화가분당 1.1 (2 ) 이내일때를 안정 된것으로한다. (b) 시험을위하여각비행단계로들어갈때에는온도가안정되어야한다. 단, 일반운용시각 비행단계로들어가는상태에서해당구성품및엔진액체의온도가안정되지않는경우는 제외한다.( 이러한경우각비행단계에들어가기전에해당시험단계에들어가는상태의전 체운용을수행하여시험시작시에일반운용온도에도달하도록하여야한다.) 이륙냉각시 험은지상공회전을통하여동력장치의구성품및엔진액체의온도가안정된이후에수행 되어야한다. (c) 각비행단계에대한냉각시험은다음사항이충족될때까지계속되어야한다. (1) 해당구성품및엔진액체의온도가안정되어야한다, (2) 해당비행단계가완료되거나 제정:

139 (3) 운용한계에도달해야한다. (d) 왕복엔진추진비행기의경우, 냉각시험을위한이륙단계는다음과같이가정한다. 즉, 비 행기가이륙표면으로부터 태로의전이를완료하고 500m(1,500ft) 고도에도달한경우나이륙으로부터정상운항상 (c) 항의기준을충족하는속력에도달하였을경우이들고도 중높은고도에도달하였을때를이륙단계가완료된것으로한다. 해당비행기는다음상 태에있어야한다. (1) 착륙장치는접은상태이어야한다. (2) 날개플랩은최적의위치에있어야한다. (3) 카울플랩( 또는엔진냉각을조절하는다른장치) 은고온의대기상태에서적절한냉각을행 할수있는위치에있어야한다. (4) 임계엔진이작동하지않고해당프로펠러가정지상태에있어야한다. (5) 나머지엔진은해당비행고도에서가능한연속최대출력으로운용되어야한다. (e) 수상기및수륙양용기의경우, 스텝(Step) 속력보다 5노트빠른속력으로 10분동안순풍 속을수상활주하는상태에서냉각성능이입증되어야한다. 흡기계통 (a) 흡기 각엔진및보조동력장치에사용하는흡기계통은다음기준에적합하도록공기를공급하여 야한다. (1) 증명이신청된운용조건에서엔진및보조동력장치에필요한공기를공급하여야한다. (2) 흡기밸브의위치와상관없이적절한연료량조절과혼합기의분배가이루어질수있도록 공기를공급하여야한다. (b) 왕복엔진은비, 얼음또는기타외부물질의유입을방지하는대체적인공기공급원을갖추 어야한다. (c) 카울링안에서흡기구가열리지않아야된다. 단, 다음의경우는예외로한다. (1) 해당카울링내부가내화다이어프램에의해동력장치의보기로부터격리되어있는경우 (2) 왕복엔진의경우, 역화화염의발생을방지할수있는방법이강구된경우 (d) 터빈엔진또는보조동력장치를장착한비행기는다음사항을충족해야한다. (1) 배출구, 환기구또는그밖의가연성유체계통의구성품으로부터위험한양의연료가누 출되거나넘쳐서엔진또는보조동력장치의흡기계통으로유입되는것을방지하기위한 수단을갖추어야한다. (2) 활주로, 유도로또는기타공항지역에존재하는물또는진흙이위험할정도로엔진또 (e) 는보조동력장치의흡기구로유입되는것이방지되도록설계하여야한다. 또한, 흡기구는 이륙, 착륙그리고활주중에외부물질의유입이최소화되도록배치하고보호해야한다. 엔진흡기계통을구성하는부품또는구성품이흡기구로부터유입된외부물질에의해손상 될수있는경우, 흡기계통의설계로인해부품또는구성품에유해한손상을주지않고 기술기준 part 33의 항, 33.77항및 33.78(a)(1) 항에의한외부물질유입시험을통과할 수있는지시험또는적절한해석을통하여입증해야한다 흡기계통의결빙방지 (a) 왕복엔진 : 왕복엔진의흡기계통에결빙이되지않도록방지하거나결빙을제거할수있는 제정:

140 수단을갖추어야한다. 이러한행위가다른방법에의해이루어지지않는경우, 고고도용 엔진을장착한비행기에대해 -1 (30 ) 의온도에서육안으로보이는수분이없는공기 중에서다음사항들을입증해야한다. (1) 예열기를갖춘기존형식의벤츄리기화기를사용할때연속최대출력의 60% 에서온도를 67 (120 ) 상승시킬수있어야하거나, (2) 예열기를갖추고결빙확률이감소된형태의기화기를사용하는경우, (b) 60% 에서온도를 55 (100 ) 상승시킬수있어야한다. 터빈엔진 연속최대출력의 (1) 터빈엔진은엔진, 흡기계통구성품또는동체구성품상에얼음을축적시키지않으면서 (i) (ii) 전출력범위( 아이들운전을포함) 에걸쳐서작동할수있어야한다. 이러한얼음의축적은 엔진의운용에나쁜영향을미치거나다음상황에서출력또는추력의심각한손실을유 발할수있다. 부록 C에규정된착빙상태 해당비행기에대하여설정된한계내에서의강설상태 (2) 터빈엔진은온도가 -9 (15 ) 이상 -1 (30 ) 이하이고공기 1m3 당평균유효반지름이 20 μ보다큰수증기가 0.3g 이상포함된대기중에서이륙출력또는이륙추력으로순간적으 로작동한후임계상태에서엔진에대한악영향이없이결빙방지를위한공기를유출시 키면서지상에서 30 분동안아이들운전을할수있어야한다. 30분동안의아이들운전 중에엔진의출력또는추력의적절하게설정하기위하여국토교통부장관이승인한방법 에따라정기적으로출력또는추력을상승시킬수있다. (c) 과급기가있는왕복엔진 : 기화기에유입되는공기를압축시키기위한과급기를갖춘엔진 에서는과급으로인해해당고도또는운용조건에서자동적으로온도상승효과를이용할 수있을경우과급에의해발생하는공기온도상승효과를 증명하는데이용할수있다. (a) 항의기준에대한적합성을 기화기공기예열기의설계 기화기공기예열기는다음기준에적합하도록설계하고구성되어야한다. (a) 엔진을차가운공기중에서운용할때예열기의환기가잘이루어져야한다. (b) 예열기를둘러싼배기매니폴드부품에대한검사가용이해야한다. (c) 예열기자체에서가장취약한부품에대한검사가용이해야한다 흡기계통의도관및공기관계통 (a) 엔진과급기제1단과보조동력장치압축기전방의흡기계통도관에는비행기가지상에있을 때연료와수분이위험한수준까지축적되지않도록배출하는장치가있어야한다. 화재위 험이있는위치에서는배출이이루어지지않아야한다. (b) 각흡기계통의도관은다음사항들을충족해야한다. (1) 통상적인역화로인해흡기시스템이파손되지않도록충분히강해야한다. (2) 소화장치가사용되는화재구역내의도관은내화성을지녀야한다. 단, 보조동력장치의도 관은보조동력장치의화재구역내에서만내화성을지니면된다. (c) 상호간에상대적인운동이있는구성품에연결된각도관은유연성이있어야한다. (d) 터빈엔진및보조동력장치의추출공기관계통은추출공기공급원과공기가공급되는장치 사이의어떠한위치에서파손되어도위험한상황을일으키지않아야한다. 제정:

141 (e) 보조동력장치흡기계통의도관은고온의역류공기가보조동력장치의도관을뚫고비행기의기타구성품에유입되어발생하는위험한상태를방지하기위해상류쪽으로충분한길이에걸쳐내화성을갖추어야한다. 흡기계통도관의나머지부분과보조동력장치의공기실을구성하는재료는발생할수있는최고온도조건에대해내화성이있어야한다. (f) 각보조동력장치흡기계통의도관은서지또는역류상태에서발화할가능성이있을만큼위험한량의가연성액체를흡수하거나내포하지않는재료로만들어야한다 흡기계통의여과망 흡기계통에여과망을사용할경우다음사항을충족해야한다. (a) 여과망은기화기상류부에설치되어야한다. (b) 엔진에유입되는공기의유일한통로가되는흡기계통의어떠한부분에도여과망을설치하 지않아야한다. 단, 여과망이예열공기로제빙되는경우는예외로한다. (c) 알코올만으로여과망을제빙해서는안된다. (d) 연료가여과망에침투하는것이불가능해야한다 중간냉각기및후방냉각기 각중간냉각기및후방냉각기는운용중에받는어떠한진동, 관성력, 그리고공기압력하중에 도견딜수있어야한다. 배기계통 일반 동력장치및보조동력장치를장착하는데있어다음사항들을충족해야한다. (a) 배기계통은화재또는일산화탄소가승무원실유입되지않도록안전하게배기가스를배출 해야한다. 일산화탄소의존재유무를확인하기위한시험에서사용하는일산화탄소탐지 방식은어떠한것이라도무방하나승인을받아야한다. (b) 가연성액체또는가스를발화시킬정도로가열되는표면을포함하는배기계통부품은가 (c) (d) (e) 연성액체또는가스를운반하는시스템으로부터누출이일어나서배기계통차단재를포함 한어떠한배기계통부위에닿아도화재가발생하지않도록배치하거나차단되어야한다. 고온의배기가스의열충격을받거나배기계통부품으로부터의높은온도가전달될수있는 구성품들은방화성재료로만들어야한다. 모든배기계통의구성품은내화성재료를사용 하여엔진실또는보조동력장치실외측에있는부품들과차단되어야한다. 배기가스는가연성유체의환기또는배출과관련하여화재의위험이없도록배출되어야 한다. 배기가스로인한발광으로야간에조종사의시야에심각한영향을주는위치에서배출되어 서는안된다. (f) 배출계통구성품에과열되는부위가없도록환기가이루어져야한다. (g) 배기열차단막은정상운용중에관바깥쪽에서침투하는가연성액체또는가스를발화시 킬정도의온도로가열되지않도록환기또는절연되어야한다 배기관 동력장치및보조동력장치를장착하는데있어다음사항들을충족해야한다. 제정:

142 (a) 배기관은내열성과내식성이있어야하고운용온도에서팽창에의한파손을예방하기위 한수단이마련되어있어야한다. (b) 배기관은운용중에받는어떠한진동과관성력에도견딜수있어야한다. (c) 상대운동이일어날가능성이있는구성품을연결하는배기관은유연성을갖추어야한다 배기열교환기 왕복엔진비행기에대하여다음사항들이적용된다. (a) 배기열교환기는운용중에받는어떠한진동, 관성력, 및이밖의하중에도견딜수있도록 제작되고장착되어야한다. 이외에다음사항들을충족해야한다. (1) 배기열교환기는고온에서의연속운용에적합해야하고, 배기가스에대한내식성이있어야 (2) 한다. 배기열교환기에대하여배기열교환기의가장취약한부분이점검될수있는방법이강구 되어야한다. (3) 배기열교환기에는배기가스와접촉하는부위를냉각하는장치가있어야한다. (4) 배기열교환기또는배기파이프에는가연성유체를운반하는구성품의고장이나파손이일 어나는경우가연성유체의발화가능성을높일수있는정체지역이나액체를가두어두 는부분이없어야한다. (b) 환기공기를가열하기위하여배기열교환기를사용할경우다음사항들을충족해야한다. (1) 주배기열교환기와환기계통의사이에보조배기열교환기가있어야한다. (2) 또는, 환기공기가오염되는것을방지하는다른방법을사용해야한다 배기구동식터보과급기 (a) 배기구동식터보과급기는승인된것이거나해당용도에적합함을입증해야한다. 이과급 기는일상검사와창정비사이의기간동안안전하게운용될수있도록장착하고유지해야 한다. 또한, 배기관과터빈사이의팽창및유연성에대비한장치가마련되어있어야한다. (b) 터빈을윤활하고온도가중요한경우고온의터빈부품을냉각하는장치가있어야한다. (c) 통상적인터보과급기제어계통이고장나는경우, 터빈의회전속도가최대허용치를초과 하지않도록해야한다. 폐기물출구작동부품을제외하고, 이요구조건을충족하기위하 여사용되는부품은터보과급기의통상적인제어계통과독립되어있어야한다. 동력장치제어및보기 동력장치제어장치 : 일반 동력장치제어장치는 항에서부터 항까지의기준에따라배치, 정렬및설계되어야 하며, 항의기준에따라표시되어야한다. 이외에다음사항들에적합하여야한다. (a) (b) (c) 제어장치는조종실내에서이루어지는승무원의출입이나일상적인움직임으로인해우발적 으로작동되지않도록배치되어야한다. 유연성제어장치는승인된형식의것을사용하거나특정용도에대한적합성이입증되어야 한다. 제어장치는파손되거나과대한변형없이제어하중에견딜수있도록충분한강도와강성 을지녀야한다. (d) 제어장치는계속적인승무원의주의없이도설정된위치를유지할수있어야하고제어 제정:

143 (e) 하중이나진동에의해서제어된위치가변경되어서는안된다. 화재위험구역내에있고화재발생시에도작동해야하는동력제어장치는최소한내화성 을지녀야한다. (f) 조종실내에장착된동력장치밸브의제어장치에는다음과같은기능이구비되어야한다. (1) 비행승무원이밸브의기능또는의도하는위치를선택할수있어야한다. (2) 다음의사항을비행승무원에게지시할수있어야한다. (i) (ii) 밸브의선택된위치또는기능상태 밸브가의도된기능또는선택된위치에반응하지않았을때 보조동력장치의제어 조종실에는보조동력장치를시동하고, 정지시키고긴급정지를시키기위한장치가갖추어져 있어야한다 엔진제어장치 (a) 각엔진별로출력또는추력을제어하는장치가있어야한다. (b) 출력또는추력제어장치는다음기준에적합하도록배치되어야한다. (1) 각엔진별분리조종이가능해야한다. (2) 동시에모든엔진을조종할수있어야한다. (c) 출력또는추력제어장치는엔진의응답성을즉각적이고확실하게하는것이어야한다. (d) 엔진의일부로서장착되지않거나승인되지않은유체분사( 연료이외) 시스템과그제어장 (e) 치에대해신청자는분사유체의흐름이적절히제어된다는것을입증해야한다. 출력또는추력제어장치에연료차단장치가장착된경우우발적으로연료차단장치가닫 힘위치로작동하는것을방지하기위한수단이있어야한다. 이러한수단은다음사항들 을충족해야한다. (1) 아이들위치에서확실한잠금기능또는정지기능이있어야한다. (2) 차단위치에서분리되고분명한제어작동을해야한다 점화스위치 (a) 점화스위치는각엔진의각점화회로별로제어할수있어야한다. (b) (c) 스위치를한곳에모아두거나마스터점화제어장치를통해전체점화를신속히차단할수 있어야한다. 연속적인점화가필요하지않은터빈엔진의점화스위치를제외한각점화스위치그룹과마 스터점화제어장치에는우발적인작동을예방할수있는수단이마련되어있어야한다 혼합기제어장치 (a) 혼합기제어장치를장착하는경우각엔진은분리된제어장치를갖추어야한다. 들은다음사항을충족하도록배치해야한다. (1) 각엔진에대한분리제어가가능해야한다. (2) 전엔진을동시에제어할수있어야한다. (b) 제어장치 정상적운운용위치에해당하는중간위치의혼합기제어장치위치는촉감및시각으로식 별할수있어야한다. (c) 혼합기제어장치는두명의조종사모두가조작할수있는위치에두어야한다. 단, 제어반 제정:

144 을갖춘별도의기관사실이있는경우비행기관사만이해당제어장치를조작할수있어야 한다 프로펠러회전속도및피치제어장치 (a) 각프로펠러별로분리된회전속도및피치제어장치를갖추어야한다. (b) 제어장치는다음사항을충족하도록배치해야한다. (1) 각프로펠러에대한분리제어가가능해야한다. (2) 전프로펠러를동시에제어할수있어야한다. (c) 전프로펠러를동조시킬수있어야한다. (d) 프로펠러회전속도및피치제어장치는조종사의출력조절기우측아래에최소한 2.54cm(1in) 이상떨어지게배치한다 프로펠러페더링제어장치 (a) 각프로펠러에대해분리된페더링제어장치를갖추어야한다. 또한각제어장치에는우발적인작동을예방할수있는수단이마련되어있어야한다. (b) 프로펠러피치또는회전속도제어장치의조작레버작동에의해페더링이되는경우정상운용중에이레버가우발적으로움직여페더링위치가변경되는것을예방할수있는수단이마련되어있어야한다 비행구역아래에서의역추력및프로펠러피치설정 역추력조작장치및프로펠러피치를비행구역범위이하로설정하는조작장치에는우발적인작 동을예방할수있는수단이마련되어있어야한다. 이러한수단이란비행아이들위치에확실 한잠금장치또는정지장치를갖추어야하고비행구역범위( 터빈엔진을비행기에서는전방추 력범위) 를벗어나기위해서는승무원이별도의분명한조작을하도록해야한다는것이다 기화기공기온도제어장치 각엔진별로분리된기화기공기온도제어장치를장착하여야한다 과급기제어장치과급기제어장치는두조종사모두가조작할수있는위치에두거나제어반을갖춘별도의기관사실이있는경우에는기관사가조작할수있게한다 연료사출계통제어장치연료사출계통조작장치는우발적인작동을방지하기위한보호장치를갖추어야한다. 이제어장치는화재진화에사용하는소화기조작장치나기타장치근처에는배치하지않아야한다 동력장치보기 (a) 엔진에장착된각보기는다음사항들을충족해야한다. (1) 해당엔진에장착이승인된것이어야한다. (2) 엔진에설비된장치를사용하여장착되어야한다. (3) 엔진오일계통과보기계통의오염을방지할수있게밀폐되어있어야한다. (b) 아크또는스파크를발생하는전기장비는가연성유체또는가스와의접촉이되지않도록 제정:

145 (c) 장착해야한다. 결함발생에엔진구동식과급기나그밖의엔진구동식보기들을계속회전할경우위험할경우엔진의연속운전에영향을주지않고이들장치의위험한회전을방지할수있는수단이있어야한다 (a) (b) 엔진점화계통 각배터리점화계통은배터리가완전히방전한경우에도엔진의연속운전이가능하도록자 동으로예비전원으로사용될수있는발전기를장착하여야한다. 배터리및발전기의용량은엔진점화계통에필요한전기를동일전원에서얻을수있고 모든전기계통에필요한최대전기에너지를동시에공급할수있는충분한양이어야한다. (c) 엔진의점화계통설계는다음의상태를고려하여야한다. (1) 한대의발전기가작동되지않는상태 (2) 발전기가상용회전속도에서회전하고, 한대의배터리가완전히방전된상태 (3) 한대의배터리만장착한경우발전기가아이들회전속도로작동하고있고배터리가완 전히방전된상태 (d) 방화벽의엔진측면에있는자석전기접지선( 별개의점화회로용) 은기계적손상, 누전또는 그밖의원인에의해서두개이상의접지선이동시에고장나지않도록장착및배치하고 잘보호되도록해야한다. (e) 엔진의접지선은다른엔진의화재위험구역을통하여배선해서는안된다. 단, 화재위험 구역내의접지선이내화성재료인경우는예외로한다. (f) 점화회로는점화계통의작동을보조하고, 제어하고, 작동상태를알기위해사용하는회로 (g) 또는기타다른모든전기회로의전기적으로독립되어있어야한다. 전기계통의결함에의해엔진점화에필요한배터리가연속방전을일으키는경우이를승 무원에게알려줄수있는방법을강구해야한다. (h) 터빈추진비행기의각엔진점화계통은필수전기부하를고려하여야한다 보기기어박스 엔진의일부로승인을받지않은보기기어박스를장착한비행기는다음사항들을충족해야한 다. (a) 기어박스, 트랜스미션및축을장착한엔진은기술기준 Part 33의 33.49항및 33.87항에따 른시험을수행하여야한다. (b) 보기기어박스는기술기준 Part 33의 33.25항 33.53항 항에적합해야한다. (c) 정상운용상태에서예상되는기어박스, 트랜스미션및축계통의축맞춤오류와비틀림하 중을분석해야한다. 동력장치의방화설비 화재위험구역 (a) 다음과같은구역을화재위험구역이라한다. (1) (2) 엔진출력부분 엔진보기부분 (3) 왕복엔진을제외하고, 엔진출력부분과엔진보기부분이분리되어있지않은경우모든 제정:

146 (4) 동력장치실 보조동력장치실 (5) 항에규정하는연료연소식가열기와기타연소장비의장착 (6) 터빈엔진의압축기및보기부분 (7) 터빈엔진에있어서는가연성유체가통과하는관또는부품을포함하는연소실, 터빈및 테일파이프부분 (b) 각화재위험구역은 , , , 및 항에서 항까지의기준에 적합하여야한다 (a) (b) 방화벽후방나셀지역과가연성유체배관을포함하는엔진포드부착구조물 방화벽뒤나셀지역과가연성유체배관을포함하는각엔진포드부착구조물의각부분은 화재위험구역에관한기준을명시한 (b) 항, (d) 항및 (e) 항, 항, (c) 항, 항, 항및 항에서 항까지의요구사항을충족해야 한다. 단, 엔진포드부착구조물에는화재탐지및소화방법을강구할필요는없다. 상기 (a) 항에서규정하는구역중인입식착륙장치를포함한구역에서는착륙장치가올라 간상태에서만 (a) 항의기준에적합하다는것을증명할필요가있다 (a) 하기 가연성유체를운반하는구성품 (b) 항에서규정하는것을제외하고엔진의화재시에영향을받는구역내의가연성 유체를운반하는배관, 연결장치, 기타구성품또는지정화재위험구역내의가연성유체 를운반또는포함하는구성품등은내화성을지녀야한다. 단, 화재에의해지정화재위 험구역의가연성유체탱크및그지지구조물의내화성을갖추지않은부분이손상되어 도가연성유체가새거나넘쳐흐르지않는경우를제외하고지정화재위험구역의가연 성유체탱크및그지지구조물은내화성재료로되던가또는내화성재료로둘러쌓여 있는경우는제외한다. 구성품은유출된가연성유체가발화해도보호되도록차단되거나 배치되어야한다. 왕복엔진에장착되어있는 23.7 l(25 quart) 미만의오일고이개는내화 성재료로이루어지거나내화성재료로둘러싸이지않아도된다. (b) 상기(a) 항의기준은다음사항들에는적용되지않는다. (1) 형식증명된엔진의일부로서승인된배관, 연결장치및구성품 (2) 파손되어도화재의위험이없고위험을증대시킬염려가없는환기장치, 배출배관및연 (c) (1) (2) 결부품 만약화재에노출되거나손상을입었을경우다음의상태를유발할수있다면지정방화구 역내의관을포함한모든구성품은내화성이있어야한다. 비행기의다른지역으로화재를전파하는상태 장비나필수적인운용에있어서의도치않은작동또는운용을불가능하게하는상태 가연성유체 (a) (a) 항에서규정하는통합식오일고이개를제외하고가연성유체또는가스가들어 가는계통의일부를이루는탱크또는저장통은지정화재위험구역밖에두어야한다. 단, 저장된유체, 계통의설계, 탱크에사용된재료, 차단장치, 연결장치, 배관및조작장치 에의해해당탱크또는저장통이지정화재위험구역밖에있는것과동등한수준의안 전성을갖는경우에는예외이다. 제정:

147 (b) (c) 탱크또는저장통과지정화재위험구역을격리하는방화벽또는가리개와의사이에는최 소한 1.27cm(0.5in) 이상의간격을갖도록설치하여야한다. 누출될염려가있는가연성액체계통근처에흡수성이강한재료를사용하는경우이재료 는위험한양만큼의액체를흡수하지않도록처리하거나차단되어야한다 (a) 화재위험구역의방출및환기 가연성액체를포함하는부분의파손또는고장으로발생되는위험을최소한으로억제하기 위하여지정화재위험구역에위치한각부품은액체를완전하게방출될수있어야한다. 방출방법은다음사항들을충족해야한다. (1) 방출이요구되는상황에서는확실하게기능을수행해야한다. (2) 방출한유체가또다른화재위험을야기할우려가없도록배치해야한다. (b) 화재위험구역에는가연성가스가축적되지않도록환기시켜야한다. (c) 환기구는가연성유체, 가스또는화염이다른구역에서침투하지않는곳에설치하여야 한다. (d) 각환기장치는배출한가스가또다른화재위험을야기할우려가없도록배치해야한다. (e) 지정화재위험구역을통과하는최대공기유량에기초하여소화제의용량및방출율이정 해져있는경우를제외하고나셀부분의엔진출력부및연소가열기환기공기관이외의 모든지정화재위험구역의강제통풍원에는승무원이이들을차단할수있는수단이강 구되어야한다 차단장치 (a) 각엔진설비및 (a)(4) 항및 (5) 항에규정된화재위험구역에는위험한양의연료, 오일, 제빙액및그밖의가연성유체가지정화재위험구역내의유입, 유출또는통과하 는것을차단또는방지할수있는방법이강구되어야한다. 단, 다음에대해서는차단장 치를설치할필요가없다. (1) 엔진일부를이루는배관, 연결장치및구성품 (2) (b) 지정화재위험구역에있는오일탱크를포함하는모든오일계통의구성품이내화성재 료로이루어져있거나엔진의화재가미치지않는구역에배치되어있는터빈엔진의오 일계통 어느엔진에대한연료차단밸브를닫아도다른엔진의연료공급에지장을초래해서는안 된다. (c) 차단장치조작이프로펠러페더조작과같은이후의비상조작에지장을초래해서는안된다. (d) 가연성유체차단장치및제어장치는내화성재료로이루어지거나화재위험구역의화재 가작동에영향을주지않을곳에배치되어보호되어야한다. (e) 차단장치조작후위험한양의가연성유체가지정화재위험구역에방출되어서는안된다. (f) (g) 차단장치는부주의에의해작동되지않도록보호되어야하고한번차단한것을비행중에 승무원이다시열수있는수단을갖추어야한다. 각탱크와엔진간의차단밸브는그조작이엔진또는엔진마운트구조물결함에의해영향 을받지않는위치에배치하여야한다. (h) 압력을줄일수있는장치가계통내에없는경우, 각차단밸브가과도한압력을줄일수 있는기능을갖추어야한다. 제정:

148 방화벽 (a) 비행중에운용되는각엔진, 보조동력장치, 연소가열기, 비행중에사용되는기타연소장 비품그리고터빈엔진의연소실, 터빈및테일파이프는방화벽, 가리개및기타이와동 등한방법에의해서비행기의다른부분으로부터격리되어야한다. (b) 방화벽과가리개는다음사항들을충족해야한다. (1) 내화성재료로이루어져야한다. (2) 해당부분에서비행기의다른부분으로위험한양의공기, 유체또는화염이통과하지못 하도록제작되어야한다. (3) 각입구는내화성재료의그로멧, 부싱또는방화벽으로밀봉되도록제작되어야한다. (4) 부식으로부터보호되어야한다 엔진보기다이어프램 왕복엔진의경우엔진출력부및배기계통의모든부분은 다이어프램에의해엔진보기로부터격리되어야한다 항의방화벽기준에합치하는 카울링및나셀외판 (a) 각카울링은운용중에받는모든진동, 관성력및공기하중에견디도록제작되고지지되 어야한다. (b) 카울링은 항에서규정하는배출및환기의요구조건을충족하여야한다. (c) 엔진출력부를엔진의보기부분으로부터격리하는다이어프램을갖는비행기는엔진출력 부에화재가발생할경우화염에노출될우려가있는보기부의카울링은다음사항들을 충족해야한다. (1) 내화성재료로구성되어야한다. (2) 항의기준을충족하여야한다. (d) 배기계통부근에근접해있거나배기가스때문에가열될우려가있는카울링의각부분은 내화성재료로구성되어야한다. (e) 각비행기는다음사항들을충족해야한다. (1) 화재위험구역에서발생한화재가구멍또는외판의연소를통하여다른구역에들어가 화재를더욱증대시키지않도록설계하고제작해야한다. (2) 비행기가인입식착륙장치를갖춘경우착륙장치를올린상태에서 (e)(1) 항의기준에적합 (3) 해야한다. 화재가엔진의출력부또는보기부분에서발생한경우에화염에노출될우려가있는부 분의외판은내화성재료로제작해야한다 소화계통 (a) 각지정화재위험구역에는소화계통을준비해야한다. 단, 가연성유체또는가스가통과 하는배관또는구성품을포함하는터빈엔진의연소기, 터빈그리고테일파이프와같이 화염을제어하는부분은제외한다. (b) 소화계통, 소화제의양, 방출율및방출분포상태는소화를위해적절한것이어야한다. (a) 항에서규정한각지정화재위험구역의소화제방출은비행중의극한기류상태에서해 당구역의소화가가능하고재발화의가능성을최소화할수있는소화제의농도를제공함 을실제시험비행또는모의시험비행을통하여증명해야한다. 보조동력장치, 연소가열기 제정:

149 그리고기타연소장비품에는독립적인일회방출계통을사용해도좋다. 다른지정화재위 험구역에는각각적절한소화제의분포가이루어지도록 2 회의방출이수행되어야한다. (c) 나셀소화계통은나셀내의각지정화재위험구역을동시에소화할수있어야한다 소화제 (a) 소화제는다음사항들을충족해야한다. (1) 소화계통에의해보호된구역에서는유체나그밖의가연성물체의연소로발생되는불을 소화할수있어야한다. (2) 저장된곳에서통상적으로예상되는온도범위에서열적안정성이있어야한다. (b) 유독한소화제를사용하는경우소화계통의결함유무에관계없이 ( 비행기의정상운용중 유출이발생하였을때또는지상이나비행중소화제를방출하였을때) 유독한유체또는 가스가승객실이나승무원실에침투되는것을방지하기위한방법을강구해야한다. 더욱 이기준에적합함을시험에의해증명해야한다. 단, 다음에언급하는 (1), (2) 항을충족하 는이산화탄소동체부분소화계통은예외이다. (1) 2.26kg(5lb) 이하의이산화탄소가설정된화재제어절차에의해서동체에방출되는경우. 또는, (2) 각승무원을위한방호호흡장비가갖추어진경우 (a) (b) (c) (d) 소화제용기 소화제용기는과대한내부압력에의해용기가파손되지않도록압력을경감시킬수있는 장치를갖추어야한다. 압력을경감시킬수있는장치와연결된배출관의끝부분은이로부터소화제가방출될때 비행기를손상하지않는위치에배치되어야한다. 각배관은얼음이나이물질에의해막히 는것을방지하도록배치되고보호되어야한다. 각소화제의용기에는소화제가방출되어있는상태를나타내거나용기내의소화제압력이 소화를위해필요한값미만인것을나타낼수있는수단이강구되어야한다. 예상된운용상태에서용기내의압력이다음의상태가되지않도록각소화제용기의온 도가유지되어야한다. (1) 적당한방출율을위해필요한압력이하의상태. 또는, (2) 조기방출을야기할수있는높은압력상태. (e) 기폭제가든캡슐이소화제의방출을위해사용될경우각용기는이의온도조건에의해 캡슐이위험한상태로되지않도록장착되어야한다 소화계통재료 (a) 소화계통에사용하는재료는소화제와위험한화학반응을일으키는것이어서는안된다. (b) 엔진실내에있는각계통구성품은내화성재료로구성되어야한다 화재탐지계통 (a) 각지정화재위험구역및터빈엔진설비의연소실, 터빈및테일파이프에는신속히작동 하는승인된화재또는과열탐지기를갖추어야한다. 이들의수량및위치는해당구역의 화재를신속히탐지할수있도록설정되어야한다. (b) 각화재탐지계통은다음기준에적합하게제작되고장착되어야한다. 제정:

150 (1) 운용중에받는진동, 관성력그리고기타하중에견딜수있어야한다. (2) (3) 지정화재위험구역내의센서또는이와관련된배선이한곳에서단선된경우이를승 무원에게알려주기위한수단이있어야한다. 단, 단선된후에도해당계통이충족할수 있는탐지계통으로서계속하여작동할경우에는예외이다. 지정화재위험구역내의센서또는이와관련된배선이한곳에서단락된경우이를승 무원에게알려주기위한수단이있어야한다. 단, 단락된후에도해당계통이충족할수 있는탐지계통으로서계속하여작동할경우에는예외이다. (c) 화재또는과열탐지기는오일, 물, 기타유체또는가스에의해영향을받지않아야한다. (d) (e) (f) (1) (2) (g) 승무원이비행중에화재또는과열탐지기전기회로의기능을점검할수있는방법이강 구되어야한다. 화재위험구역내의화재또는과열탐지기배선및그밖의구성품은내화성재료로구성 되어야한다. 화재위험구역의화재또는과열탐지계통구성품은다음에서규정하는경우를제외하고 다른화재위험구역을통과하여서는안된다. 화재탐지계통의구성품이통과하는다른화재위험구역내의화재에의해해당화재탐지 계통이잘못된신호를보내지않도록보호되는경우 각구역이동일한화재탐지계통및소화계통에의해동시에보호되고있는경우 각화재탐지계통은이를장착한상태에서기술표준규격이규정한탐지기의응답시간에비 추어해당하는탐지기에승인된경보시간을넘지않도록제작되어야한다. (h) 화재위험구역에설치된화재감지기또는과열감지기의전선연결시스템(EWIS) 은 항 의요건을만족하여야한다 적합성 기타규정된경우를제외하고 항에서 항까지의기준에대한적합성증명은실제 (a) (b) (c) (d) 화재시험또는다음방법중하나이상의방법에의해수행되어야한다. 유사한형식의동력장치에서의시험 구성품의시험 유사한형식의동력장치를장착한비행기의사용실적 분석 Subpart F 장비 일반 기능및장착요건 (a) 비행기에장착하는장비는다음사항들을충족해야한다. (1) 소요되는기능을발휘하는동일한종류및설계여야한다. (2) 제품식별표시, 기능, 운용한계또는이러한항목중해당사항의조합을나타내는표찰을 부착하여야한다. (3) 해당장비에대해규정된제한사항에따라장착하여야한다. (4) 장착후기능이정상적으로작동하여야한다. 제정:

151 (b) 전선연결시스템(EWIS) 는본 Subpart H 의요구조건을만족하여야한다 비행및항법계기 (a) 다음과같은비행및항법계기들은각조종사들이잘볼수있도록장착하여야한다. (1) 대기온도계또는대기온도로환산해주는장치가된대기온도계 (2) 시, 분, 초를표시하는초침이붙어있는시계또는디지털시계 (3) 방향지시계( 비안정식자석컴퍼스) (b) 다음과같은비행및항법계기를각조종석에장착하여야한다. (1) 대기속도계. 대기속도한계가고도에따라변화하는경우에는고도에따른 VMO의변화를 보여주는최대허용대기속도조견표를갖추어야한다. (2) 고도계( 정밀) (3) 승강률지시계( 수직속도) (4) 외활및내활을동시에지시하는종합계기( 선회경사계) 와조합된자이로식선회율지시계. 단, 대형비행기의경우 360 의피치및롤의비행자세에대해사용가능한제 3의자세지 시계기를갖춘외활및내활지시계만장착하여도되며이경우미연방항공규정 (FAR (j)) 에의거장착하여야한다. (5) 선회및피치계기( 자이로안정식) (6) 방향지시계( 자이로안정식, 자기식또는비자기식) (c) 비행계기및항법계기는다음에서정하는사항을충족하여야한다. (1) 터빈엔진비행기와 V MO/M MO 가 0.8V DF/M DF 또는 0.8V D/M D 보다큰비행기에는속도경 고장치를장착하여야한다. 이속도경고장치는비행기속도가 V MO +6노트또는 M 0.01 노트를초과할때마다다른용도에사용되는음성경고와는명확히다른효과적인음 성경고가조종사에게들릴수있어야한다. 이경고장치의제작허용공차의상한값은기 설정한경고속도를초과해서는안된다. (2) 상기(b)(1) 항에서요구하는속도지시장치에의해조종사에게지시되는것이아닌한압축 성한계를갖는비행기의경우각조종석에마하지시계를갖추어야한다. MO 동력장치계기 동력장치계기는다음사항들을충족해야한다. (a) 모든( 형태의엔진을장착한) 비행기의경우다음의사항들을충족하여야한다. (1) 각엔진마다하나의연료압력경고장치또는주경고장치로부터개별경고장치를구별하 는장치가있는모든엔진에대해하나의주경고장치가있어야한다. (2) 각연료탱크마다하나의연료량계가있어야한다. (3) 각윤활유탱크마다하나의윤활유량계가있어야한다. (4) 각엔진의독립된윤활유계통마다하나의윤활유압력계기가있어야한다. (5) 각엔진마다하나의윤활유압력경고장치또는모든엔진에대해하나의주경고장치가 있어야한다. (6) 각엔진마다한개씩의윤활유온도계가있어야한다. (7) 화재경고장치는시각및청각에의한경고를제공하여야한다. (8) 각연료탱크에대해서출력증가액액량지시계( 운항중출력증가액의사용법이적합할 것) 가있어야한다. (b) 왕복엔진비행기의경우 (a) 항에서규정하고있는동력장치계기요구조건외에다음과같 제정:

152 은요건을충족해야한다. (1) 각엔진마다한개씩의기화기공기온도계가있어야한다. (2) 각공냉식엔진마다한개씩의실린더헤드온도계가있어야한다. (3) 각엔진마다흡입다기관압력계가있어야한다. (4) 각엔진마다연료가공급되는경로상의압력을지시하는연료압력지시계가있어야한다. (5) 고도에따른자동고도혼합기제어장치가없는엔진의경우각엔진마다한개씩의연 료유량계또는연료혼합계가있어야한다. (6) 각엔진마다한개씩의엔진회전계가있어야한다. (7) (i) 다음과같은엔진의경우비행중조종사에게엔진출력의변동을알려주는장치를갖추 어야한다. 엔진출력측정장치에의해작동되는자동프로펠러페더링장치가있는엔진 (ii) 엔진의총배기량이 cc(2000 in3) 이상인엔진 (8) (c) 각역피치프로펠러의경우각각의프로펠러가역피치상태로될때이러한상황을조종 사에게알려주는장치를갖추어야한다. 터빈엔진비행기의경우 은요건을충족해야한다. (a) 항에서언급하고있는동력장치계기요구조건외에다음과같 (1) 각엔진마다한개씩의배기가스온도계를갖추어야한다. (2) 각엔진마다한개씩의연료유량계를갖추어야한다. (3) 각엔진마다한계속도가설정되어있는엔진로터속도를지시하는엔진회전계가갖추어 져있어야한다. (4) 엔진시동기가고장난경우에도연속작동이되도록설계되지않았거나위험을방지하도 록설계되지않은연속작동이가능한엔진시동기의경우각각의시동기의작동상태를 비행승무원에게지시하는장치를갖추어야한다. (5) 각엔진의결빙보호장치의알려줄수있는지시기를갖추어야한다. (6) (d) 항에서제시된오염량에도달되기전에연료여과망또는연료여과기의오염상 태를나타내주는 갖추어야한다 항에서규정하는연료여과망또는연료여과기오염경고장치를 (7) (a)(2) 에서제시된오염량에도달되기전에윤활유여과망또는윤활유여과기의 (8) 오염상태를조종사에게경고하기위하여별도의우회유로가없는한 는윤활유여과망또는윤활유여과기오염경고장치를장착해야한다 에서규정하 연료장치구성품에결빙을막기위한가열장치의정상작동여부를나타내는지시기를장 착하여야한다. (d) 터보제트비행기의경우 (a) 항및 (c) 항에서언급하고있는동력장치계기요구조건외에다 (1) (2) 음사항들을충족해야한다. 엔진의추력또는이추력과직접적으로관련이있는변수를조종사에게나타내는지시기 를장착하여야한다. 계기에표시되는사항은엔진의추력또는이추력과직접적으로관 련이있는변수를직접측정한것이어야한다. 이계기는추력의변화가어떤엔진의고 장으로인한것인지, 파손또는오염등어떠한요인으로인한추력의변화인지를지시할 수있어야한다. 엔진의역추진장치가다음과같은상태에있는경우조종사에게이를지시해줄수있는 지시장치를장착하여야한다. (i) 엔진의역추진장치가선택된위치에있지않은경우 제정:

153 (ii) 각각의엔진에장착된역추진장치의위치가역추진위치에있는경우 (3) 엔진로터시스템의불균형상태를지시하는지시기를장착하여야한다. (e) 터보프롭비행기의경우 (a) 항및 (c) 항에서언급하고있는동력장치계기요구조건외에다 음사항들을충족해야한다. (1) 각엔진마다한개씩의토크지시기를장착하여야한다. (2) (f) 각프로펠러에대하여프로펠러깃의각도가비행저피치보다낮은값을가질때조종사 에게그각도를나타내주는장치를장착하여야한다. 추력또는출력을증대시키기위하여연료가아닌다른유체를탑재한비행기의경우그 해당장치가정상적으로작동하는것을조종사에게나타내주는승인된지시장치를장착 하여야한다 기타장비 다음과같은기타의장비를장착하여야한다. (a) 예비 (b) 두조이상의독립된전원장치. (c) 이기준에서명시하고있는전기회로보호장치. (d) 각조종석에서조작가능하게설계되어장착되고, 한계통의고장이다른계통의기능을 방해하지않는독립된두계통의송수신장치. 신뢰도가보장될경우안테나를공통으로사 용하는것은가능하다. (e) 각조종석에서조작가능하게설계되어장착되고, 한계통의고장이다른계통의기능을 방해하지않는독립된두계통의무선항법장치. 신뢰도가보장될경우안테나를공통으로 사용하는것은가능하다 장비및시스템요건과장착 (a) 비행기의감항기준에의거소요기능이요구되는장비및시스템그리고장비의장착요건은 (b) 예상되는모든운용조건하에서요구되는기능을제대로발휘할수있도록설계하여야한 다. 비행기의시스템및관련되는구성품은다른시스템과개별적으로그리고연관하여고려할 때다음사항에적합하도록설계하여야한다. (1) 비행기의안전한비행과착륙을방해하는임의의고장상태의발생이아주없어야한다. (2) (c) 비행기의성능또는조종사가불리한운항상태를극복하는능력을감퇴시키는임의의고 장상태의발생이없어야한다. 조종사에게불안전한시스템의작동상태를경계토록하여적절한시정조치를취할수있도 록경고장치를갖추어야한다. 시스템, 제어장치및관련감시장치및경고장치들은발생 된고장에조종사가실수로추가적인위험을초래하지않도록설계하여야한다. (d) 상기(b) 항에서요구하는사항의적합성증명은분석에의하여야하며필요시지상시험, 비 행시험또는시뮬레이터시험에의하여실시되어야한다. 분석에있어서는다음사항들이 고려하여야한다. (1) 외부요인에의한기능장애및손상을포함한예상되는고장의형태. (2) 다중결함및탐지불가능한고장의가능성. (3) 비행단계및운항조건에따른비행기및승객의파급효과. 제정:

154 (4) 승무원에게의경보지시, 요구되는시정조치사항그리고고장탐지능력등. (e) 전기장치및전기장비의설계와장착에관하여 (a) 항및 (b) 항의요건을증명하는데있어 임계환경조건을고려하여야한다. 이감항기준에서요구하거나꼭사용하도록하는전기 발생장치, 분배장치및이용장치는별도의환경시험절차를수반하는기술표준품의경우를 제외하고예상되는환경조건에따라지속적으로그리고안전하게운용됨을환경시험, 설계 분석또는다른비행기의이전의비교될만한경험자료등의방법으로증명하여야한다. (1) 정상작동하고있는시스템에연결되어있는부하. (2) 한조의동력원, 전원변환기또는에너지저장장치의고장이후필수부하. (3) 다음사항의고장이후필수부하. (i) 쌍발기의경우한개엔진의부작동. (ii) 3 발이상의다발기의경우두개엔진의부작동. (4) 이비행기감항기준에의거교류전원이요구되는경우임의의한전원장치, 분배장치또 는이용시스템의고장이후필수부하. (f) 전선연결시스템(EWIS) 는 항의요구조건에따라서평가되어야한다 (a) 전원의용량및분배 형식증명또는운항기준에의거하여그기능이요구되고이를위한전원공급장치가요구되 는장착은해당전원공급장치에대한 필수부하(essential load) 로간주한다. 전원및해당 시스템은가능한운용조합및가능한시간동안다음의전력이필요한부하에전기를공급 할수있어야한다. (1) 정상적으로기능을수행하고있는시스템에연결된해당시스템의전기부하 (2) 하나의주발전기(prime mover), 전기컨버터또는축전기(energy storage device) 의고장 (3) (i) 이후의필수부하 다음과같은고장이후의필수전기부하 쌍발엔진장착비행기의경우엔진하나의고장 (ii) 엔진을 3대이상장착한비행기의경우 2대의엔진고장 (4) 전력공급시스템, 전기배분시스템또는기타전기활용시스템중에임의의한시스템의고 장또는오작동이후대체전원이요구되는필수부하 (b) 이절의 (a)(2) 항및 (3) 항에대한적합성을판단하는데있어, 인가된운용형태에서안전성 을만족하는모니터링절차하에서의전력부하는감소된것으로간주할수있다. 엔진을 3 대이상장착한비행기의경우제어가능한비행상태에서필요하지않은전력부하는 엔진고장조건을고려할필요가없다. 2대 시스템의낙뢰방호 (a) 기능의고장이비행기의안전한비행및착륙을간접적또는직접적으로저해하는경우, (b) 이러한기능을담당하는전기및전자시스템은이시스템의운용및운용성능이비행기 가낙뢰를맞은후에도심각하게영향을받지않도록설계하고장착하여야한다. 기능의고장이비행기의운항성능을감쇠시키거나조종사가이러한불리한운항조건을대 처하는데방해가되는경우이러한기능을감당하는전기및전자시스템은이러한기능 의고장이비행기가낙뢰를맞은후에도시기적절하게회복될수있도록설계하고장착 하여야한다. 제정:

155 (c) 상기 (a) 항과 (b) 항의요건에대한적합성증명은심각한낙뢰환경하에서시험을통하여 증명하여야한다. 신청자는다음과같은조건에따라낙뢰를받은후에비행기의전기및 전자시스템이보호됨을증명하여야한다. (1) 비행기의낙뢰영역을결정한다. (2) 각낙뢰영역에대하여외부낙뢰조건을설정한다. (3) 시스템내부의낙뢰환경을설정한다. (4) 이감항기준에서요구하고있는전기및전자시스템을식별하고비행기에서의그장착위 치를식별한다. (5) 내부및외부낙뢰환경에대한적응성을설정한다. (6) 보호방책을설계한다. (7) 설계된보호방책이적절함을증명한다 고강도전자기장(HIRF) 으로부터의보호 (a) 이절의 (d) 에서제시하는경우를제외하고고장이비행기의지속적인안전비행과착륙을 막는기능을수행하는전기전자시스템은아래와같이되도록설계하고장착하여야한다. (1) 비행기가부록 L 의고강도전자기장(HIRF) 환경 I에노출되는동안에그리고노출된후에 기능이심하게영향을받지않아야한다. (2) 시스템이비행기가부록 E 의고강도전자기장(HIRF) 환경 I에노출된후에시스템의다른 운용요건이나기능요건과상충하지않으면서시기적절하게정상기능상태로자동적으 로회복되어야한다. (3) 시스템이비행기가부록 L 과같은고강도전자기장(HIRF) 환경 II에노출되는동안에그리 (b) (c) 고노출된후에기능이심하게영향을받지않아야한다. 고장이비행기의성능을현저하게줄이거나조종승무원이혹심한운항조건에대응하는능 력을현저하게감소시키게되는각전기전자시스템은이러한기능을제공하는장비가부록 L 의고강도전자기장(HIRF) 시험수준 1 또는 2에노출되어도시스템이심하게영향을받 지않도록설계하고장착하여야한다. 고장이비행기의성능을저하시키거나비행승무원이혹심한운용조건에대처하는능력을 저하시키는기능을수행하는전기전자시스템은이러한기능을제공하는장비가부록 고강도전자기장(HIRF) 시험수준 3에노출되어도심하게영향을받지않도록설계하고장 착하여야한다. (d) 2012년 12월 1일이전까지는고장이비행기의지속적인안전비행과착륙을막는기능을 수행하는전기전자시스템은아래와같은요건을충족하는경우위 않고설계하고장착하여도된다. L의 (a) 의요건에부합하지 (1) 발행된 에의거이전에고강도전자기장(HIRF) 에대한특수조건으로시 스템의적합성을입증한경우. (2) 특수조건으로적합성을입증한이래로시스템의고강도전자기장(HIRF) 면역특성이바뀌 (3) 지않은경우. 특수조건에대해적합성을입증하기위해이용되는자료를제출한경우 계기장착 배치및시계확보 제정:

156 (a) 각비행계기, 항법계기및동력장치계기는임의의조종사가자기의좌석에서비행경로를 따라전방을주시할때정상적인자세에서큰이탈이없이그리고정상시선으로부터크 게이탈하지않고사용할수있도록분명하게보일수있어야한다. (b) 항에서요구되는비행계기는조종사의전방시계의수직평면상에근접하여계기판 상의중심위치에밀집시켜두어야하며추가적으로다음사항들을충족해야한다. (1) 비행기의자세를가장효과적으로나타내주는계기는계기판의중앙상부에위치해야한다. (2) (3) (4) (c) (1) (2) 비행기의속도를가장효과적으로나타내주는계기는중앙상부에있는계기의바로왼쪽 인근에위치하여야한다. 비행기의고도를가장효과적으로나타내주는계기는중앙상부에있는계기의바로오른 쪽인근에위치하여야한다. 비행방향을가장효과적으로나타내주는계기는중앙상부에있는계기의바로아래인 근에위치하여야한다. 필수동력장치계기들은계기판에밀집시켜두어야하며부가하여다음사항들을충족해야 한다. 각엔진에상응하는동력장치계기들의위치는각엔진이어떤계기와상응하는가를혼 동하지않도록배치하여야한다. 비행기의안전운항과치명적으로관련이있는동력장치계기는해당승무원에게똑똑히 보일수있어야한다. (d) 계기판의진동은모든계기의정확성을손상시키거나감쇠시켜서는안된다. (e) 계기의고장상태를나타내기위하여시각표시를사용하는경우조종석의예상조명상태 하에서보일수있어야한다 경고등, 주의등및기타지시등 경고등, 주의등및기타지시등은다음사항들을충족해야한다. 경고등, 주의등및기타지 시등은국토교통부에서승인된것이아닌한다음요건들에적합해야한다. (a) 즉각적인시정조치가요구되는상황을알리는경고등의경우적색으로표시한다. (b) 장차시정조치를해야하는상황을알리는주의등은호박색으로표시한다. (c) 안전한운용상태임을알리는경우는녹색으로표시한다. (d) 상기(a) 항에서 (c) 항까지에제시한등화이외의등화는승무원의판단착오를방지하기위하 여백색을포함한 (a) 항에서 (c) 항까지에규정된색과명백히다른색상을사용하여야한다 대기속도지시계통 각대기속도지시계통은다음사항들을충족해야한다. (a) (b) 각대기속도계기류는승인된것이어야하며대응하는동압및정압을가할때실지교정 오차를최소화하여 여야한다. 표준대기하의해면기준으로진대기속도를나타낼수있도록보정하 각시스템은비행중및이륙을위한지상가속시비행기의계기속도와교정속도와같은 시스템오차를결정하기위하여교정되어야한다. 지상활주교정속도는다음과같은조건 으로교정하여야한다. (1) 승인된고도및중량을고려하여 V 1 의최소값의 0.8에서 V 2 의최대값까지의속도에서. (2) 플랩및엔진출력은 V 1 의최소치에서임계엔진이고장인경우로하여 항의기준에 의거이륙경로를설정한값으로한다. 제정:

157 (c) 대기속도계의장비오차는대기속도계자체의교정오차를제외하고다음과같은속도범위에 서 3% 또는 5 노트중큰값을초과해서는안된다. (1) 플랩을원위치한상태에서 M O 에서 1.23 V SR1 까지. (2) 플랩이착륙위치에서 1.23 V SRO 에서 V EE 까지 (d) 1.23 V SR 에서실속경보가울리는속도까지계기속도는교정속도를인지하여동일하게변하 여야하고실속경보속도미만의속도에서계기속도는부적절한방향으로변하여서는아 니된다. (e) V MO 에서 V MO + 2/3(V DF - V MO ) 까지계기속도는교정속도를인지하여동일하게변하여야 (f) 하고 V DF 까지의더높은속도에서계기속도는부적절한방향으로변하여서는아니된다. 이륙시도후정상적인상승상태에이르기까지의이륙동안조종사에게예상하지못한곤 란을초래할수있는속도를지시하지말아야한다. (g) 속도지시계통의지연으로인한영향이중대한이륙지시속도의치우침, 또는이륙이나가 속- 정지거리에서중요한실수를발생시켜서는안된다. (h) 각계통은수분, 먼지기타이물질의침투로기능불량이나심각한오차가발생되지않도 (i) (j) 록장착되어야한다. 각계통은결빙으로인한작동불량을방지하기위하여가열식피토관또는이와동등한장 치를갖추어야한다. 이중의대기속도계가요구되는경우각피토관이새의충돌로인한손상을막기위해충분 히유격하여장착하여야한다 정압계통 (a) 정압접속부가있는계기는적절한배관연결로외기와통기되어야한다. (b) 각정압구는정압계통의성능이기류의변화, 습기또는기타이물질에의해거의영향을 받지않도록설계되어야하며이에적절한위치에위치하여야한다. 진대기정압과의관계는비행기가이기준의부록 최대착빙조건하에서도변동되지않도록하여야한다. (c) 정압계통의설계및장착은다음과같이해야한다. (1) C 정압계통의공기압과 에정의되어있는연속및간헐적인 습기가밖으로배출되도록하고배관이기체부분과닿지않도록하고배관이과도하게 꼬이지않고과도하게굽히는현상이없어야한다. (2) 대기로통하는정압구를제외하고는기밀이유지되어야한다. 정압계통이완벽하다는것 을증명하기위하여다음과같은방법으로입증하여야한다. (i) 비여압식비행기의경우. 수은주약 2.54cm(1in) 또는시험시의비행기고도보다 303m(1,000ft) 높은값의차압으로정압계통을흡입한다. 그이상흡입하지않고 1분동 안있은후지시고도상에 30m(100ft) 이상의손실이없어야한다. (ii) 여압식비행기의경우. 비행기가형식증명받은때의최대기내여압차에상당하는차압 (d) (e) 까지정압계통을흡입한다. 그이상흡입하지않고 1분간있은후고도지시값의오차 는해당고도의최대여압차의 2% 또는 30m(100ft) 의압력차중큰값을초과하지않아 야한다. 각기압고도계는승인된것이어야하며실지정압이가해졌을때최소교정오차로표준 대기상의기압고도로교정하여야한다. 각계통은해면고도및표준대기상태에서계기보정오차를제외한지시압력고도의오차는 플랩을펼친상태의 1.23 V SRO 에서부터플랩을접은상태의 1.7 V SR1 의속도범위에서의적 제정:

158 (f) (g) 절한비행형태에서 100 노트속도당 ±9 m(30 ft) 을넘지말아야한다. 고도계계통에고도계지시의교정장치가갖추어질때는고장발생시보조의고도계계통 이없는한공기압이우회할수있도록설계하여장착하여야한다. 이각교정장치는전원 상의고장을포함하여예상가능한고장의발생형태를조종사에게알려줄수있는장치 가구비되어야한다. 이지시장치는조종석의예상가능한조명상태에서효과적으로지시 할수있어야한다. 다음의 (h) 항에규정된경우를제외하고정압계통에서주정압원과대체정압원을동시에 채택할경우다음사항들을충족해야한다. (1) 두정압원을동시에선택할경우둘중하나를막을수있는장치가있어야한다. (2) 양쪽정압원이동시에막혀서는안된다. (h) 비여압식비행기의경우두정압원중하나의정압원을선택할경우선택하지아니한다 른하나의정압원개폐에의해정압원계통의교정치가변하지않는다는것을입증하면 (g)(1) 항은적용하지않는다 정압관가열지시장치. 비행계기의정압관에가열장치가되있는경우정압관가열장치가작동되고있지않을때이를 조종사에게나타내줄수있는지시장치가되있어야한다. 이지시장치는다음요건을충족하 여야한다. (a) 이지시는비행승무원에게선명한시야로호박색으로나타내야한다. (b) 이지시는다음중어느한경우에도비행승무원에게경계하게하는장치를설계하여야 한다. (1) 정압관가열장치스위치가꺼졌을경우. (2) 정압관가열장치스위치가켜졌으나정압관의가열장치가작동하지않는경우 자기방향지시계 (a) 각자기방향지시계는비행기의진동또는자기장에의해정확도가심각하게영향을받아서 는안된다. (b) 자기오차가수정된자기방향지시계는수평비행시어떠한방위에서건오차가 10 보다커 서는안된다 (a) (b) 자동조종장치 각각의조종사에게자동조종장치및자동추력제어장치의자동조종을빠르게해지할수있 는기능이제공되어야한다. 자동조종장치의빠른해지를위한장치는두조종사의조종간 또는이와동등한위치에설치되어야하며, 자동추력제어기능의빠른해지를위한장치는 추력제어레버에설치되어야한다. 자동조종기능및자동추력제어기능의빠른해지장치는 각각의조종사가조종간또는추력제어레버를작동하는중바로작동할수있어야한다. 조종사가수동으로자동조종장치또는자동추력제어장치를해지할수있는장치의고장으 로인한영향은 항의요건에따라평가되어야한다. (c) 비행유도시스템의작동, 모드또는센서의선택으로인하여비행기의비행경로상의천이 (d) 현상에대한반응이본절의 (n)(1) 에서정해진경미한천이현상보다크지말아야한다. 정상상태에서모든비행유도시스템의자동제어기능해지에의하여발생되는비행기의 비행경로상의천이응답은경미한천이현상보다크지않아야한다. 제정:

159 (e) 비정상상황에서모든비행유도시스템의자동제어기능의해지에의하여발생되는비행기 의비행경로상의천이응답은 (n)(2) 항에규정되어있는현저한천이현상(Significant transient) 보다크지않아야한다. (f) 헤딩선택, 수직속도등과같은각각의비행기움직임에대한기능또는방향에대한명령 (g) 제어장치는평이하게지시되고서로근접하게위치하여부적절한사용또는혼동이없도 록하여야한다. 비행유도시스템을사용하기에적절한모든비행조건에서비행유도시스템은비행기에위험 한부하를유발시키지않아야하며비행경로상에서위험할정도의이탈을발생시키지않 아야한다. 이때, 본사항은무결함운용및작동되지않을시조종사가적당한시간내에 개선조치를취한다고가정하고적용한다. (h) 비행유도시스을사용하고있을때, 비행기정상비행선도의속도범위에따른적절한허용 범위초과를방지하기위한수단이적용되어야한다. 만약비행기가본속도범위를초과 하였다면안전하지못한속도로유도하거나제어하는비행유도시스템의사용을방지하는 수단이적용되어야한다. (i) 비행유도시스템의기능, 제어, 지시, 경고는비행유도시스템운용및조종사의행동양식을 고려하여조종사의실수또는혼동을최소화할수있도록설계되어야한다. 비행유도시스 템에는모든준비(Arm) 모드, 모드의변경, 모드의전환등을포함하는현재설정되어있 는모드를지시하는수단이제공되어야한다. 이때, 모드선택스위치는본지시수단으로 인정되지않는다. 비행유도시스템의제어장치및지시기는그룹화되고논리적이며, 일관된 방법으로장착되어야한다. 이때비행유도시스템의지시는모든예상가능한등화조건에서 각각의조종사가볼수있어야한다. (j) 자동비행장치의해지후시각적, 청각적경고가각각의조종사에게적절한시간내에제공 되어야하며본경고는조종실의다른모든경고와구별될수있어야한다. (k) 자동추력제어장치의해지후각각의조종사에게주의(Caution) 가제시되어야한다. (l) 자동조종장치는조종사가비행조종계통에오버라이드(override) 를위한힘을가하는경우 (m) (n) (1) 잠재적인위험을발생시키지않아야한다. 자동추력제어장치작동중자동추력제어장치는과도한힘이요구되지않고조종사가추력 제어레버를움직일수있어야한다. 자동추력제어장치는조종사가추력제어레버에오버라 이드를위한힘을가하는경우잠재적인위험을발생시키지않아야한다. 천이현상은비행기의제어또는비행경로에있어서조종사의입력값이나환경조건과일 치하지않는반응을나타내는비안정성을말하며본장에서다음과같이정의한다. 경미한천이현상은안전여유를급격히저하시키지않고조종사의능력내에서조치가취 해질수있는경우를말한다. 경미한천이현상으로인하여조종사의업무부담이미미하 게증가할수있으며, 승객또는객실승무원의물리적안락성이저해될수있다. (2) 심각한수준의천이현상은안전여유를급격하게저하시킬수있으며, 조종사의업무부담 을증가시키고안락성저해를발생시킨다. 또한승객이나객실승무원에게물리적고통을 야기하여부상을입힐수도있다. 심각한수준의천이현상은정상비행상태로의회복이 나정상비행상태의유지를위하여다음과같은상태를발생시켜서는안된다. (i) 조종사의특별한기술, 주의력, 체력. (ii) (c) 항의요건에규정된사항보다큰조종사의조종력. (iii) 안전벨트를착용하거나착용하지않은탑승자에게추가적인위험을불러올수있는비 행기의가속또는자세. 제정:

160 동력공급을요하는계기 (a) (b) 항에서요구하는계기중동력의공급을요하는계기는다음사항들을충족해야 한다. (1) 각계기에는계기의성능유지에필요한적절한동력공급이이루어지지않을경우에 ( 조종 사가계기의지시값을읽을수있도록) 시각적장치를계기의구성요소로서설치하여야 한다. 동력의량은동력이계기로공급되는선단에서측정하여야한다. 동력원으로서전 기를이용하는계기의경우전압이승인된한계치내에있을경우적합한것으로본다. (2) 각계기는동력원이고장이난경우다른동력원이공급되어야한다. 이변환은자동또 (3) 는수동에의해이루어져야한다. 항법자료를나타내는계기가계기의외부의공급원으로부터비행정보를접수하는경우 이외부정보의결함으로계기상에나타난내용이신뢰성이없을경우조종사에게계기 상에나타난정보가믿을수없다는것을알려주는시각적인경고장치를갖추어야한다. (b) 여기서말하는 ' 계기' 란하나의장치에물리적으로부착된것그리고둘이상의분리된장 치또는구성품간에상호접속된것을말한다.( 예를들면원격지시용자이로방향지시계 의자기감지요소, 자이로, 증폭기및상호연결된지시계등) 계기시스템 (b) 항의조종사석에장착된계기들을구성하는시스템은다음사항들을충족해야한다. (a) 정조종사석에필수적을로요구되는계기들은다른운항승무원의계기작동시스템이나다 른장비들과는독립적으로구성된시스템을갖추어야한다. (b) 장비, 시스템및이들의장착은비행기의자세, 방향, 속도및고도등계기상으로나타나 는비행안전필수정보의표시내용이비행기의단일고장또는극히예상할수없는복합 고장이발생한뒤에다른승무원들의추가적인조작이없어도조종사들에게지속적으로 표시될수있도록설계하여야한다. (c) 필수계기의작동계통에는추가적으로장착한계기, 시스템또는장비가극히예상할수 없는임의의고장발생시필수계기가정상적인작동이지속될수있도록장치하지않은 한추가적인계기, 시스템또는장비가연결하여서는안된다 비행지시시스템비행지시시스템이장착된경우승무원에게현재의운항의형태를알려주는장치를갖추어야한다 동력장치계기 (a) 동력장치계기및계기배관은다음사항들을충족해야한다. (1) 각동력장치및보조동력장치계기는 항및 항의요건을충족하여야한다. (2) 가연성유체를가압된상태로흐르게하는각배관은다음요건을충족하여야한다. (i) 배관이손상될시과도한유체의유출을막기위하여유체의압력원에제한적인구멍이 나다른안전장치를갖추어야한다. (ii) 유체의유출이위험을초래하지않도록배치되고장착하여야한다. (3) 가연성유체를이용하는각동력장치및보조동력장치계기는유체의유출이위험을초래 하지않도록배치하고장착하여야한다. 제정:

161 (b) 연료량지시계 : 비행중각연료탱크에있는사용가능한연료의량을승무원들에게리터 또는갤런단위로또는이에상응하는유량단위로알려주는장치를갖추어야한다. 이외 에다음사항들을충족해야한다. (1) 각연료지시계는탱크내잔류연료량이 항에서규정한사용불능연료량과같을때 (2) 수평비행조건으로영점조정하여야한다. 별도의출구및대기로상호연결된연료탱크는하나의탱크로동일시될수있으며별 도의지시계를갖출필요가없다. (3) 연료량지시계로사용되는노출직시지시기는손상되지않도록잘보호되어야한다. (c) 연료유량계계통 :. 연료유량계계통을장착하는경우각지시계통구성품은이계통의고 장이연료의흐름을심각하게방해하는경우연료의공급을우회시키는장치를갖추어야 한다. (d) 윤활유량지시계. 각탱크의윤활유의량을나타내기위하여막대계기또는이에상응하 는지시계를갖추어야한다. 윤활유이송장치또는예비용윤활유시스템을장착하는경우 비행중조종사에게각탱크의윤활유의량을나타내주는장치를갖추어야한다. (e) 터보프로펠러의깃의위치지시계. 터보프로펠러깃위치지시계는프로펠러가저피치 정지위치로부터 8 이상움직이기전에지시값이나타낼수있어야한다. (f) 연료압력지시계. 왕복엔진의경우연료분사식펌프인경우를제외하고는연료펌프의아 (1) 래부분에서연료의압력을측정하는장치를갖추어야하며이외에다음사항들을충족해 야한다. 정상적인연료이송압력의유지를위하여필요시기화기의공기흡입정압을연료펌프회 복밸브에연결하여야한다. (2) 상기 (f)(1) 항의요건에의한접속이요구되는경우오차가있는지시치를나타내지않도 록지시계의균형배관은기화기입구압력단을독립적으로연결하여야한다. 전기계통및장비 일반사항. (a) 전기계통의용량. 발전용량, 전원의수및종류는다음사항을따라야한다. (1) 전기부하의해석에따라결정하여야한다. (2) 항의기준을충족하여야한다. (b) 발전계통. 발전계통은전원, 주동력버스, 송전케이블및제어장치그리고조절및회로 보호장치를말하며다음요건에따라설계하여야한다. (1) 전원은독립적전원이든타전원과조합으로연결되었든정상적으로작동해야한다. (2) (3) (4) (5) 전력계통의고장또는기능불량으로필수부하에공급하는잔여전원이끊어지거나기능 을손상시키는일이없어야한다. 필수부하장비의단자에서의전원장치의전압과주파수는예상운용조건하에서장비의 설계규격상한치를넘지않도록설계하여야한다. 스위치의조작이나결함의수정또는기타다른사유로발생하는시스템의과도현상이필 수부하를작동하지않게하게된다든지타게되거나화재위험을발생하지않도록하여야 한다. 비행중임의의승무원이시스템의전원을개별로그리고전체적으로차단하는장치를갖 추어야한다. 제정:

162 (6) 시스템의안전한작동에필수적으로요구되는각발전기에서공급되는전압과전류와같 은전기계통의총용량을임의의승무원에게지시해주는장치를갖추어야한다. (c) 외부전원. 비행기에외부전원을연결하는장치가있는경우이외부전원은엔진의시동에 이용되는장비가아닌장비에전기적으로접속되어야하며반대의극성또는반대의위상 을갖는외부전원이비행기의전기계통에공급되지않도록하는장치를갖추어야한다. (d) 정상전원상실상태에서의운용. 비행기가정상전원( 축전지제외) 을상실하고임계연료( 엔 (1) (2) 진시동이꺼지고재시동하려는관점에서) 하에서그리고비행기가최대승인고도에비행중인 상태하에서시계비행규칙조건으로 5 분이상안전하게비행할수있다는것을분석, 시험 또는이두가지의동시적방법으로입증하여야한다. 전기계통의부품은다음조건으로 존속하여야한다. 전선뭉치또는접속함의화재와같은단일고장이부품이켜진상태및꺼진상태에서 손실을가져와서는안된다. 켜진상태에있는부품들은꺼진상태에있는부품들과전기적및기계적으로격리하여야 한다 (a) 전기장비및전기장비의장착 전기장치와제어장치는임의의한단위부품또는시스템이안전운항에필수로요구되는 다른전기단위부품또는시스템의동시적작동에악영향을미치지않도록장착하여야한 다. 비행기내에발생할수있는전기적간섭은비행기또는그시스템에위험한영향을초 래하지않아야한다. (b) 축전지는다음과같은요건에의해설계되고장착하여야한다. (1) 임의의예상가능한충전및방전의조건에서축전지단위셀의온도및압력은안전하게 유지되어야한다. 다음과같은조건으로축전지를재충전할때( 완전방전이후의재충전) 비정상적인셀온도의증가현상이발생하지않아야한다. (i) 최대조정전압또는전력상태. (ii) 최장시간의비행상태 (iii) 운용중발생가능할것으로예상되는가장불리한냉각상태. (2) 상기(c)(1) 항에대한적합성은유사한축전지의사용및장착경험으로안전한셀온도가 유지되고압력에도문제가없는사례가있는경우를제외하고시험을통하여입증되어야 한다. (3) 정상운용중에는축전지로부터폭발성또는유독가스가발생되어서는안되며, 충전시 스템상에또는축전지를장착하는과정에서예상가능한고장으로인하여비행기내에 유독물질이축적되지않아야한다. (4) 축전지로부터새어나온부식성유체나기체가비행기의기체구조물또는인접필수장비 에손상을주어서는안된다. (5) 니켈-카드뮴축전지를장착할시에는축전지또는개별셀의단락시발생되는열로인하 여기체구조나필수시스템에해로운영향을미치지않도록방법이구비되어야한다. (6) 니켈- 카드뮴축전지를장착할경우에는다음의기능들이구비되어야한다. (i) 축전지가과열되는것을방지하기위한충전율을제어하는장치를갖추어야한다. (ii) 과열상태가될때충전기로부터축전지를차단하는장치와함께축전지의온도를감지 하고과열을경고하는장치를갖추어야한다. (iii) 축전지가작동불능상태가될때충전전원으로부터축전지를차단하는장치와함께축 제정:

163 (c) 전지의고장상태를감지하고경고하는장치를갖추어야한다. 전기적본딩은지상전기시스템을갖춘비행기의정상및고장조건에서충분한전기적인 회귀경로를갖추어야한다 배전계통 (a) 배전계통은배전버스, 이와연관된공급기와해당제어및보호장치를말한다. (b) 예비 (c) 특정의장비나시스템에두조의독립전원이요구되는경우에한조의전원이고장시다른전원이자동적으로공급되게하거나수동으로선택할수있어야한다 회로보호장치 (a) 배선상의결함이나시스템또는연결장비에심각한고장발생시전기계통의재난과비 행기의위험을최소화하기위하여자동식회로보호장치를갖추어야한다. (b) 발전계통의회로보호및제어장치는전압으로인한손상과다른고장발생을막기위하여 신속하게잘못된상태의전원을차단하고전력이버스를통해장비로전달되는것을막도 록설계하여야한다. (c) 원복이되는회로보호장치는과부하또는회로결함발생시운용조작위치에관계없이회 로를개방할수있도록설계하여야한다. (d) 비행중회로차단기를원위치하거나퓨즈를교환하는것이안전에필수적인경우회로 차단기나퓨즈를비행기에비치하고표시를해놓아비행중신속하게원위치하거나교 환할수있어야한다. (e) 필수부하회로에는고유의회로보호장치를갖추어야한다. 그러나이경우시스템의위치 (f) 표시등의회로와같은필수부하시스템의각회로에대한보호장치는필요치않다. 정상운용중에전력을초기화하거나제거하는기능이필요한비행기시스템의경우, 스위 치로사용되도록특별히설계된경우를제외하고회로차단기가전력을초기화하거나제거 하는일차적수단이되지않도록설계하여야한다 부상에대한예방조치 (a) 쇼크. 전기시스템은승무원, 승객, 보급요원및정비요원에게전기적쇼크의위험을최소 화하도록설계되어야한다. (b) 화상. 운용시승무원이다루는부품의온도는승무원이상해를입거나위험하고부주위한 움직임을유발시켜서는안된다 비상조건전기공급장치비상착륙또는착수이후비상절차에따라요구되는기능에적정한전기가공급될수있어야한다. 이러한비상전기회로는비상조건하에서그기능이저하될위험성이최소화되도록장착하도록보호하여설계하여야한다 전기계통의시험 (a) 전기계통의적합성증명을위하여실험실시험을수행하는경우다음사항들을충족해야한다. (1) 시험은비행기에사용되는전원발생장비와똑같은것을사용하여실물모형에서수행하 제정:

164 여야한다. (2) 시험대상장비는정확한시험결과의도출을위하여전원의분배전선및연결부하의전기적특성을모사하여야한다. (3) 실험실의발전기구동장치는발전기의결함에의해부가되는부하외에도발전기자체부하에대한반작용에대해서비행기에장착되는실지의장비를모사하여야한다. (b) 실험실에서또는지상에서비행기의각비행조건을정확하게모사할수없는경우비행시험을수행하여야한다 전기장비, 모터및변압기 (a) 기내전기장비는전기공급또는전기제어시스템의고장발생시에 (b) 항과 (c) 항및 (d) 항의요구조건을만족하도록설계하고장착하여야한다. 기내전기장치는조리용가열 기, 오븐, 커피메이커, 온수기, 냉장고, 화장실세척장비등과같은승객편의를위하여기 내에구비된장비품을의미한다. (b) 취사및조리기구는과열또는화재의위험이최소화되도록장착하여야한다. (c) 기내전기장비중에특히취사실에서사용하는전기장비의경우, 정상운용상태에서발생할 수있는유체나증기또는유체의누출이다른장치나시스템을손상시켜위험한상황을발 생시키지않도록장착하고보호하여야한다. (d) (a) 항에서요구되는회로보호기구에의해서 (b) 항에대한적합성을입증하지 않는경우, 전기모터와변압기의과열시에연기나화재의위험을초래할수있다면전기모 터나변압기가장착된전기장비를포함하여모터와변압기에대하여정상상태또는고장상 태에서도과열을방지할수있도록적정한과열보호기구를구비하여야한다. 등 화 계기등 (a) 계기등은다음사항들을충족해야한다. (1) 안전운항에필요한각계기, 스위치및기타장치는다른전원으로부터충분한조명이되 지않는한쉽게판독할수있도록충분한조명을갖추어야한다. (2) 계기등은다음과같은방법으로장착되어야한다. (b) (i) 직사광은조종사의시야에들어오지않도록피해야한다. (ii) 조종사에게판독에방해되는반사광이비치지않아야한다. 예상되는각비행조건하에서흐리지않은상태의계기등이만족스럽지않은경우조명강도 를조절하는장치가있어야한다 착륙등 (a) 착륙등은승인된것이어야하며다음요건에따라장착되어야한다. (1) 불필요한섬광이조종사에게비쳐지지않아야한다. (2) 조종사가강한광선으로극심하게영향을받지않아야한다. (3) 야간착륙시에충분한조명을발해야한다. (b) 한위치에여러개의조명기구를장착하여하나의스위치로조작할필요가있을때를제외 제정:

165 (c) 하고는각조명등에대하여구분된개별스위치가장착되어야한다. 착륙장치가밖으로나와착륙등이밖으로노출된때조종사에게이를알려주는장치가있 어야한다 위치표시등의장착 (a) 일반사항. 위치표시등의각부품들은다음요건들을충족하여야하며각시스템은 항과 항의요건들을충족하여야한다. (b) 전방위치표시등. 전방위치표시등은옆쪽으로충분히떨어져서적색등과녹색등으로구 성하여비행기의진행방향에대하여적색등은왼쪽에녹색등은오른쪽에비행기전방에 장착하여야한다. 이때각등화기구는승인된것이어야한다. (c) 후방위치표시등. 후방위치표시등은꼬리날개의충분한후방쪽또는날개끝단에백색의 등을장착하여야하며승인된것이어야한다. (d) 등화기구의덮개및색필터. 등화기구의덮개및색필터는화염에견딜수있어야하며 정상적인사용상태하에서색도나모형이변형되거나손실되어서는안된다 위치표시등의이면각 (a) 하기(e)5항에서제시한경우를제외하고각전방및후방위치표시등은다음에서제시하 는바와같이이면각내에서빛이흐트러지지않아야한다. (b) 이면각 L( 왼쪽) 은비행기의기축에대하여전방에서볼때기축과평행인수직면과이것 보다왼쪽으로 110 의각도를이루는두개의교차하는수직평면이이루는각이다. (c) 이면각 R( 오른쪽) 은비행기의기축에대하여전방에서볼때기축에수평한수직면과이 것보다오른쪽으로 110 의각도를이루는두개의교차하는수직평면이이루는각이다. (d) 이면각 A( 후방) 는비행기의기축에대하여후방에서볼때기축을관통하는수직면에대해 서왼쪽그리고오른쪽으로각각 70 의각을이루는평면으로구성되는각이다. (e) 후방위치표시등은 (c) 항에따라서가능한한후방에장착할때이면각 A 내에서 연속성이있는빛을발하지않을경우 체각이해당의이면각내에허용된다 스테라디안을초과하지않는방해된시야의입 위치표시등의배광과강도 (a) 일반사항. 여기서빛의강도는제자리에조명등덮개와색조필터를갖춘새로운항공등이 발하는광도를말한다. 빛의강도는비행기의정상작동전압에의한평균조도와동등한균 일한작동광원으로결정하여야한다. 위치표시등의배광과강도는하기(b) 항의요건을충 족하여야한다. (b) 전방및후방등. 전방및후방항공등의배광과강도는이면각 L, R 및 A에서수평면에서 는최소치로수직면에서는최소치로그리고중복광에서는최대치로나타내어야하며다 음요건을충족하여야한다. (1) 수평면상에서의강도. 수평면( 비행기의기축을포함하여비행기의대칭면에수직인평면) 상에서의강도는 항에서제시하는값이상이어야한다. (2) 임의의수직평면상에서의강도. 임의의수직평면( 수평면에수직인평면) 상에서의강도는 항에서제시하는값이상이어야하며 I는수평면상의해당각도에대해서 항에서제시한최소강도이다. (3) 인접신호간의광의중복. 인접신호간의중복광도는 항에서제시하는값을초과해 제정:

166 서는안된다. 단, 중복광도가신호광도의명확도를방해하지않는경우에는 항및 항에서제시하는최소치보다충분히큰주신호광도로사용한다면기준이상의 중복광도를인정할수있다. 전방항공등의최대강도가 100 칸델라보다큰경우에는이 것들사이의최대중복광도는구역 A에있어서중복광도가주신호최대강도의 10% 이 하이고, 구역 B에있어서중복광도가주신호최대강도의 2.5% 이하일경우에는 항의값을초과해도된다 전방및후방항공등의수평면상에서의최소광도 각위치표시등의광도는다음표에서제시한값이상이어야한다. 이면각전방을향해측정한기축으로부터의우측또는좌측각도광도( 칸델라) L 및 R 0 에서 10 까지 10 에서 20 까지 20 에서 110 까지 A 110 에서 180 까지 전방및후방항공등의수직면상에서의최소광도 각위치표시등의광도는다음표에서제시한값이상이어야한다. 수평면으로부터위도는다음의각도 0 0 에서 5 까지 5 에서 10 까지 10 에서 15 까지 15 에서 20 까지 20 에서 30 까지 30 에서 40 까지 40 에서 90 까지 광도 (I) 전방및후방위치표시등의중복광의최대광도 (b)(3) 항의기준을제외하고위치표시등의광도는다음표의값을초과해서는안된다. (a) 표에서구역A는공통경계면을 10 에서 20 의각도로관통하는인접이면각내에서모든 방향을말한다. (b) 표에서구역B는공통경계면을 20 이상의각도로관통하는인접이면각내에서모든방향 을말한다. 제정:

167 중복광 구역 최대광도 A( 칸델라) 구역 B( 칸델라) 이면각 L내에서녹색이면각 R내에서적색이면각 A내에서녹색이면각 A내에서적색이면각 L내에서후부백색이면각 R내에서후부백색 색광의사양 각위치표시등의색은국제조명위원회의색도좌표계를따라야한다. (a) 항공등적색의경우 y 는 보다크지않아야하며 z 는 보다크지않아야한다. (b) 항공등녹색의경우 x 는 0.440~0.320y 보다크지않아야하며 x 는 y 보다크지않아야하며 y 는 0.390~0.179x 보다작지않아야한다. (c) 항공등백색의경우 x 는 0.300보다작고 보다크지않아야한다. y 는 x 또는 y 중작은값보다작지않아야하며 y 는 x 또는 0.636~0.400x 보다크지않아야한다. 여기서 y0는해당 x값에대응하는플랑크 (Planckian) 복사체의 y 좌표이다 정박등 (a) 수상기또는수륙양용기에정박등을장착하는경우다음사항을충족해야한다. (1) 맑은날씨야간에서최소한 2 해리에서백색광이보여야한다. (2) 비행기가계류되어있거나또는수상에서표류할때부동광을최대로낼수있어야한다. (b) 정박등은외부에임시적으로매다는등이라도상관없다 충돌방지등시스템 (a) 일반사항 : 비행기에는다음과같은충돌방지등시스템을갖추어야한다. (1) 한개이상의승인된충돌방지등을장착하여야하며방사하는빛이조종사의시야를방해 하거나위치표시등의명료도를손상하지않아야한다. (2) 하기 (b) 항부터 (f) 항까지의요건을충족해야한다. (b) 투광범위. 충돌방지등시스템은비행기의외형특성과비행특성을고려하여비행기주변의 중요구역을조명할수있도록충분한등을장착하여야한다. 투광범위는적어도비행기의 수평면을기준으로상하 75 도의전방각에달하여야한다. 단기축에서후방중심으로 0.15 스테라디안과동등한입체각에서시각장애를일으키는입체각의범위는 초과해서는안된다 스테라디안을 (c) 섬광특성: 광원의수, 광원의폭, 회전속도등으로구성이되는충돌방지등시스템은분당 제정:

168 40회이상 100 회미만의섬광을발해야한다. 실효섬광회수는시스템이두개이상의광 원을갖는경우에는그중복부분을포함한광의각부분에적용하는것으로한다. 중복부 분에있어서섬광회수는 100이상 180 이하이어야한다. (d) 색도 : 충돌방지등의색은 항에서규정하는항공적색또는백색이어야한다. (e) 광도. 적색필터를사용하고실효광도로표시한경우수직면내에서의광도는다음과같은 조건하에서 I e = 여기서 (f) 항의요건을충족하여야한다. t 1 t 1 I(t)dt ( t 2 - t 1 ) I e 실효강도, I(t) 시간의함수로서의순간광도, t 2 -t 1 섬광시간간격 (f) 충돌방지등의최소실효광도 : 충돌방지등의최소실효광도는다음표값이상이어야한다. 수평면위또는다음각도 0 ~ 5 5 ~ ~ ~ ~ 75 실효광도( 칸델라) 일반적으로실효광도의최대치는실효광도가 t 2 및 t 1 에있어서순간광도에동등하게되 도록 t 2 및 t 1 을선택할경우얻을수있다 주익착빙감시등운용한계에의거착빙기상상태로의야간운용이금지되어있는경우를제외하고주익이결빙의축적에의하여위험을초래할수있는부분을조명하는장치또는다른착빙의유무를감시하기위한장치를갖추어야한다. 이경우사용하는조명은승무원의업무수행에지장을줄수있는섬광또는반사가있는형식이어서는안된다. 안전장비 일반 (a) 접근성. 비상시승무원이필수안전장비에쉽게접근할수있어야한다. (b) 보관요건. 필수비상장비를보관하는장소가있어야하며다음사항들을충족해야한다. (1) 바로접근할수있도록배치하고잘보이는곳이어야한다. (2) 부주의로인해손상되지않도록보호해야한다. (c) 비상탈출구강하장치 (a) 항의비상탈출구강하장치를해당출구에보관해야한다. (d) 구명정. (1) 항의구명정을보관하는장소는비상착수증명이신청된최대인원을태울수있 는수량의구명정들을수용할수있어야한다. (2) 구명정은비행기의비상착수시진수시킬수있도록출구가까이에탑재하여야한다. 제정:

169 (3) 비행기밖으로자동으로원격조작에의해진수된구명정은 의예인선으로비행기 (4) 에연결되어야한다. 휴대용구명정은사용을의도했던비상구가아닌다른곳에서도사용이될수있도록신 속하게장탈할수있어야한다. (e) 장거리신호장치 항의장거리신호장치는비상착수시사용이용이하도록출구가 까운곳에두어야한다. (f) 구명의의보관. 비상착수증명이신청된바에따라승객한명당한개씩 항의구 명의를보관할수있는장소가마련되어있어야한다. 사용할수있는위치에두어야한다. 구명의는좌석에있는승객이쉽게 (g) 구명선의보관 항의기준에따라비상착수증명을신청하려면다음사항들을충족하 는구명선을보관할수있는장소를구비해야한다. (1) 구명선의한쪽끝은기체구조의측면에부착하여야한다. (2) 구명선은비행기착수후승객들이날개위에머무를수있도록비행기에배열하여야한다 착수장비 (a) 항에따라비상착수증명을받으려는비행기에사용하는착수장비는다음사항들을 충족해야한다. (b) 각구명정및구명의는승인을받아야한다. 이에부가하여다음사항들을충족해야한다. (1) 충분한양의잉여구명정을탑재하지않은한, 구명정들의정격용량을넘어가장큰용 량을가진하나의구명정을상실하였을경우비행기의전탑승인원을수용할수있도록 충분한용량과좌석을갖추어야한다. (2) 구명정은꼬리선과비행기근처에달아매기위한고정선을달아야한다. 이고정선은비 행기가가라앉을때비행기로부터분리되어야한다. (c) 각구명정에는승인받은생존장비를구비하여야한다. (d) 각구명정에는승인받은생존비상위치발신장치를탑재하여야한다. (e) 항에의한비상착수증명을받지않고승인된구명의를갖추지못한비행기는매승 객을위한부력장구를갖추어야한다. 이부력장구는좌석에앉아있는승객이쉽게접근할 수있는위치에있어야하며비상시손쉽게장탈할수있어야한다 결빙방지 신청자가결빙조건에서의비행을위한인증을요구하는경우, 비행기는부록 C에제시되어있 는연속최대결빙상태및불연속최대결빙상태하에서안전하게운항할수있어야한다. 이를 입증하기위하여다음사항들을충족해야한다. (a) (b) (1) 비행기구성품들에대한결빙방지장치가적절하다는것을입증하기위하여여러가지비 행기운용형태를고려한해석을수행하여야한다. 결빙방지에대한해석을확인하고결빙으로인한비정상적인상태를점검하며결빙방지계 통과그구성품들이효과적이라는것을실증하기위해비행기와그구성품들은여러가지 비행형태와측정된자연대기에서의결빙조건및필요한경우다음의하나또는그이상 의방법에따라비행시험을받아야한다. 구성품또는구성품의모형에대한실험실건조공기시험이나모사결빙시험또는양시험 모두수행. (2) 전체결빙방지시스템또는각개구성품에대한건조공기에서의비행시험 제정:

170 (3) (c) 측정된모사결빙상태에서의비행기또는구성품에대한비행시험 방빙장치또는제빙장치가정상적으로작동하지않을때이를승무원에게알리는호박색의 경고등또는이와동등한경고장치를갖추어야한다. (d) 터빈엔진비행기의대해이항의결빙방지요건은기체구조에일차적으로적용된다. 동력 장치장착에있어제5 장의부가적인요건이적용될수있다 휴대용확성기 휴대용확성기를탑재하는경우 (b)(3) 항의극한관성력을받을때에도휴대용확성기를 부착해둘수있는수단을갖추어야한다 기내방송장치 기내방송장치는다음사항들을충족해야한다. (a) (1) (2) 비행기가비행중또는지상에서멈추었을때모든엔진또는보조동력장치가정지하거나 고장난후또는이들장치로작동되는모든전원의고장이나단속이발생하여도기내방 송장치는다음과같이작동할수있어야한다. 모든다른전원이끊긴상태에서같은전원에다른장비들이연결되어작동상태에있더라 도조종사와승무원에의한최소한총 분동안사용할수있어야한다. 5분동안의안내방송시간을포함하여최소한 10 추가적으로비행안전에필수적이고비상사태시필요한다른장비들이같은전원으로작동 할수있도록대기상태에있을수있어야한다. (b) 마이크는마이크수납장치에서꺼내어진후 3 초이내에작동할수있어야한다. (c) 모든승객의좌석, 화장실, 승무원자리와작업장에서청취할수있어야한다. (d) 사용하지않거나보관장소에있지않는마이크로인해시스템이작동되지않는상황이발 생하지않도록설계해야한다. (e) 승무원인터폰과독립적으로작동하여야한다. (f) 조종실에있는두명의조종사들각자가즉시사용할수있어야한다. (g) 승무원좌석에서가까운곳에있는바닥높이의각비상구에는착석해있는승무원이쉽게 접근할수있는휴대용확성기가있어야한다. 단, 하나의마이크가여러출구에배정되어 있고출구들간의거리가가까워육성으로의사소통이가능한경우는예외로한다. 기타장비품 전자장비 (a) 무선장비와전자장비및이들장비의장착에대하여 (a) 및 (b) 항에대한적합성을 입증할때는극한환경조건을고려해야한다. (b) 무선장비와전자장비에는 (c) 항에따른전력이공급되어야한다. (c) 무선장비, 전자장비, 제어장치, 전선들은어느한장치또는시스템의작동이다른개별적 (d) 인무선이나전자장치또는이들장치들로이루어진시스템의동시작동에부정적인영 향을주지않아야한다. 전자장비는전원의과도현상또는기타원인에의한과도현상의경우에도필수부하가작 동하도록설계되고장착되어야한다. 제정:

171 진공시스템정규압력완화장치에부가하여공기의온도가불안전한수준이이르렀을때진공펌프의배출라인의압력을자동적으로완화하는장치가있어야한다 유압시스템 (a) 부품설계. 유압시스템의각부품은다음의규정을만족하도록설계하여야한다. (1) 소정의기능발휘를막는영구변형을일으키지않으면서내압을견딜수있어야하며파괴 가발생함이없이극한압력을견딜수있어야한다. 내압및극한압력은다음과같이설 계작동압력(design operating pressure, DOP) 에대한비율로서정의한다 요소내압 ( DOP) 극한압력 ( DOP) 1. 튜브및피팅 압력가스를담는압력용기 - 고압( 축압기등) - 저압( 레저버등) (2) 3. 호스 기타 소정의기능발휘를막는영구변형을일으키지않으면서발생할수있는제한구조하중과 설계작동압력을견딜수있어야한다. (3) 발생할수있는극한구조하중과설계작동압력의 1.5배의압력을동시에받아도파괴되지 (4) 않고견디어야한다. 순간적인압력을포함하여주기적으로발생하는모든형태의압력및이로인하여외부에 서유도되는하중으로인한피로효과를견디어야하며, 이때부품결함으로인한영향을 고려하여야한다. (5) 비행기는인증을받은모든환경조건에서소정의기능을발휘하여야한다. (b) 시스템설계. 각유압시스템은다음의규정을만족하여야한다. (1) 다음의경우에대하여적절한시스템요소를지시하는수단이조종실에있어야한다. (i) 안전하게비행을계속하고착륙하기위하여필요한기능을발휘하는경우 (ii) 유압시스템에결함이발생하였을때, 안전하게비행을계속하고착륙하기위하여승무원 (2) (3) 이시정조치를취하여야하는경우 순간적으로발생하는압력을포함하여시스템에걸리는압력과오랜시간밀폐된상태가 될수있는부품에서의유체부피변화로인하여걸리는압력이각부품의설계범위내 에있어야하며 (a)(1) 부터 (a)(5) 까지에서규정한요구사항을만족하여야한다. 비행중에승무원실및객실내부로유해한농도의유체또는기체가방출되는것을최소 화할수있는방법이있어야한다. (4) 가연성유체를사용하는경우에는 , , 및 항의요구조건을만 족하여야한다. (5) 비행기제조업체가규정한적절한유체를사용하도록설계하여야하며, 항의요구 조건에따라적절하게표식이되어식별되어야한다. (c) 시험. 유압시스템및/ 또는유압시스템을구성하는하위시스템과부품에대하여시험을하 여야한다. 단, 분석이신뢰성이있으며적절하다고입증한경우에는분석이시험을대체 제정:

172 하거나보완할수있다. 내 외부의모든영향성에대하여그로인한효과를평가하고시 스템이신뢰성이있으며부품이제대로기능을발휘하고정상적으로조립되어있음을보 증할수있는정도까지모든영향성을고려하여야한다. 부품이나시스템의결함은시정되 어야하며필요한경우에는충분히재시험을하여야한다. (1) 시스템, 시스템을구성하는하위시스템또는부품은비행기의대표적인지상및비행운 (2) (3) 용환경에서성능시험, 피로시험및내구성시험을하여야한다. 전체시스템은시험을통하여결함조건의모사를포함한상태에서정상적으로성능을발 휘하며다른시스템과적절하게연결되어있음을확인하여야하고, 또한부품의설계를 보완하거나유효성을확인하여야한다. 전체유압시스템은정상적으로운용되는비행기상에서사용자의모든시스템운동범위 에걸쳐기능시험을하여야한다. 시스템압력조절장치가시스템설계를구성하는부품 이아닌경우에시험은시스템의조절압력(relief pressure) 또는설계작동압력의 1.25배의 압력에서수행하여야한다. 유압시스템의부품과다른시스템또는구조의부품사이의 여유는적절하게유지되어야하며해로운효과가있어서는아니된다 가압및공압시스템 (a) 가압시스템의요소품들에대해최대정상작동압력의 2.0배인압력으로파열압력시험과 1.5 배인내압시험을수행하여야한다. (b) 공압시스템요소품들에대해최대정상작동압력의 3.0배인압력으로파열압력시험과 1.5 배인내압시험을수행하여야한다. (c) 국토교통부장관이시험과동등하다고인정하는경우해석또는해석과시험을통하여상기 (a) 및 (b) 의시험을대체할수있다 호흡보호장비 (a) 고정식( 고정형또는내장형) 의호흡보호장비는운항승무원사용할수있도록설치되어야 하며, 또한운항승무원가사용할수있는적어도하나이상의이동식호흡보호장비가조 종실내에또는조종실근처에비치되어야한다. 이동식호흡보호장비의경우조종실을 제외한비행중에접근가능한기타의항공기내의구역에화재가발생하는경우관련 승무원이화재진압에사용할수있도록비치되어야한다. 비행중에접근가능한항공기 의구역은비행중승무원의접근이허가된독립된구역, 상부및하부조리실등이포함 되며, 호흡보호장비는항공기의운항중이러한구역에위치할것으로예상되는최대승 무원의수에맞도록비치되어야한다. (b) 상기(a) 항또는다른운항규정에서요구하는호흡보호장비는다음사항들을충족해야한다. (1) 호흡보호장비는승무원이객실업무와화물실에서화재진화작업을수행하는동안승무원 을연기, 이산화탄소또는다른유해한가스로부터보호할수있도록설계하여야한다. (2) 호흡보호장비는다음과같은요소를갖추어야한다. (3) (i) 눈, 코및입을덮는마스크또는, (ii) (4) 코와입을덮는마스크와눈을덮는부속물 호흡보호장비는사용중에승무원이비행기의무전기를이용하고또한각담당근무위치의 승무원이상호통신하는것을방해하지않는것이어야한다. 호흡보호장비의눈을덮는부분은시계방해를일으키지않아야하며승무원이안경을사 용할수있는구조이어야한다. 제정:

173 (5) 호흡보호장비는압력고도 2,440m (8,000ft) 에서 BTPD당 30 l/min의호흡비율로승무원 한명당 15 분동안방호산소를공급해야한다. 호흡보호장비및호흡보호시스템은장비 안쪽에서의내부누출을막을수있어야하며, 국부적으로주변환경의산소농도를크게 증가시킬수있는외부누출을막을수있도록설계되어야한다. 요구형호흡보호장비가 사용되는경우위에명시한고도와분당소모율에서 15분동안유지하기위해서는 21 (70 ) 760mmHg에서 300 l의자유산소가공급되어야한다. 개방회로방식의연속흐름 형호흡보호장비가사용되는경우위에명시한고도와분당소모율에서 15분동안유지 하기위해서는 2,440m (8,000ft) 고도에서 60 l/min 의유량( 해면고도에서는 45 l/min) 을 가지고 21 (70 ) 760mmHg에서 600 l의자유산소를공급할수있어야한다. 연속흐름 형시스템은국부적으로대기산소농도를요구형시스템에서규정된값이상으로증가시 키지말아야한다. 여기서, BTPD 는체온을말한다( 즉, 37, 주위압력, 건조공기). (6) 호흡보호장비는 의요구조건을충족해야한다 산소장비와공급 (a) 보충산소장치사용에대한인증을신청하기위해서는 항에서 항까지의요구 조건을충족해야한다. (b) 산소시스템은그자체, 작동방법, 다른구성품들에대한영향등에있어위험한요소가없 (c) 어야한다. 산소시스템에는승무원이각공급원으로부터가용한산소량을비행중에쉽게확인할수 있는장치를갖추어야한다. (d) 12190m(40000ft) 이상의고도에서의운항허가를신청한비행기는그산소공급장비및산소 유량에대해국토교통부장관의승인을받아야한다 보조산소의최저유량 (a) 승무원용으로연속성산소장비를사용되는경우, 인당필요한보조산소의최저유량은 15l /min, BTPS로호흡하고최대 1회호흡량이 700c일때최소한기관지내의평균산소분압 을 149mmHg 이상으로유지할수있는양이어야한다. (b) 승무원용으로요구성산소장비를사용되는경우, 인당필요한보조산소의최저유량은 20l (c) /min, BTPS로호흡할때객실압력고도 10670m (35000ft) 까지는최소한기관지내의평균 산소분압을 122mmHg 이상으로, 10670m(35000ft) 에서 12200m(40000ft) 에서는 95% 까지유 지할수있는양이어야한다. 이에부가하여승무원이희석하지않은산소를임의대로선 택하여사용할수있도록해야한다. 승객및객실승무원에대해여러가지여압고도에서인당필요한보조산소의최저유량은 산소장비( 마스크포함) 를사용하고호흡중일때다음에서정하는 압을유지하기위한양보다적지않아야한다. 기관지내의평균산소분 (1) 여압고도가 3050m(10000ft) 에서 5640m(18500ft) 까지는 15 l/min BTPS로호흡하고일정한 호흡간격에서최대 1회호흡량이 700cc일때의기관지내평균산소분압 100 mmhg (2) 여압고도가 5640m(18500ft) 에서 12200m(40000ft) 까지는 30 l/min BTPS로호흡하고일정 (d) 한호흡간격에서최대 1회호흡량이 1100cc일때의기관지내평균산소분압이 83.8mmHg 구급용산소공급장치를사용하는경우각사용자에게공급되는산소의최저유량은 /min STPD 이상이어야한다. 단, 어떠한여압고도에서도이유량이 2 l/min STPD이하까 지저하되지않도록하는장치가필요할수도있다. 구급용산소로필요한량은인당평균 4l 제정:

174 3 l/min 를기준으로정한다. (e) 승무원을위한휴대용산소공급장치를탑재하는경우보조산소의최저유량은상기(a) 는 (b) 항에서규정하는바와같다. 또 (a) (1) (2) 산소분배시스템에대한장비기준 승무원과승객모두에게산소가공급되는경우의분배시스템은다음과같이설계되어야한 다. 근무위치의승무원을위한공급원과승객및그외의승무원을위한공급원을 하여야하거나, 별도로 공급원은공통으로만드나근무중의승무원을위한최소공급량은별도로확보하여야한 다. (b) 승무원또는승객의호흡요구사항을충족하기위하여연속공급형휴대용산소공급장치, 희석기에대한요구, 직접요구성의유형들을사용할수있다 산소공급장치에대한기준 탑재되는산소공급장치는다음사항들을충족해야한다. (a) 보조산소의공급은공급을받는사람별로개별적으로이루어져야한다. 공급장치는코와 입을덮고사용하는중에안면위에잡아둘수있어야한다. 승무원용마스크에는통신장 비를사용할수있는장치가있어야한다. (b) 7,620m(25,000ft) 까지의비행고도에서의운항허가를받고자하는비행기에는승무원이즉시 사용할수있는산소공급단말장치및산소분배장치를승무원이쉽게접근할수있는위 치에두어야한다. 다른탑승자의경우본항공기기술기준내의해당운용규정요건에따 라산소공급단말장치및산소분배장치를이용할수있는위치에두어야한다. (c) 7620m(25000ft) 이상의비행고도에서의운항허가를받고자하는비행기에는다음사항들을 (1) 충족하는산소공급장치를탑재해야한다. 비행기의어느좌석에서도탑승자가즉시사용할수있는산소공급장치가산소공급단말 장치에연결되어있어야하며화장실에는최소한두조의산소공급장치가산소공급단 말장치에연결되어있어야한다. 객실내에탑재한산소공급장치의총수량은총좌석수 보다최소한 10% 이상많아야한다. 잉여장치는객실내에가급적고르게분포시켜두어 야한다. 9140m(30000ft) 이상의비행고도에서의운항허가를받고자하는경우에는여압 고도가 4570m(15000ft) 를초과하기전에필요한산소유량을공급하는공급장치가자동적 으로탑승자앞에나오도록해야한다. 자동장치가고장이나는경우승무원이즉각적으 로수동적인방법으로산소공급장치를가용상태로만들수있게하여야한다. (2) 근무위치에있는비행승무원에대하여산소공급단말장치에연결되어있고신속히착용 (i) 할수있는형태(Quick-donning type) 의산소공급장치가제공되어야한다. 이러한산소공 급장치는비행승무원이착석한상태에서즉각적으로사용할수있어야하며다음사항을 충족하도록장착되어있어야한다. 안경을건드리거나비상임무의수행에지연을가져오지않으면서한손으로얼굴위에 바로놓아적절히고정하고밀폐하여 (ii) 장착중에도통상적인의사소통이가능하여야한다. 5초이내에필요한산소를공급받을수있어야한다. (3) 운항승무원을위한산소공급장치는다음사항들을충족해야한다. (i) 7620m(25000ft) 까지의고도에서운항되는항공기의경우희석형(Diluter demand) 또는가 제정:

175 압형 (Pressure demand) ( 희석형압력호흡조절기가달린가압형마스크) 형식또는동등 한수준의방호효과를보인다고인증된다른형식의산소공급장치를갖추어야한다. (ii) 10360m(34000ft) 이상의여압고도에서운항되는항공기의경우마스크에조절기가장착 된가압형 ( 희석이되는압력흡입조절기를가진가압마스크) 형식또는동등한수준 의방호효과를보인다고인증된다른형식의산소공급장치를갖추어야한다. (4) 휴대용산소공급장치는객실승무원이즉시사용할수있는것이어야한다. 휴대용산소 공급장치는휴대용산소공급기에연결되어있어야한다 산소사용확인수단 산소가공급장치로전달되는지승무원이확인할수있는수단이갖추어져있어야한다 (a) 화학적산소발생기 여기에서말하는화학적산소발생기라는것은화학반응에의해산소를발생하는장치를말 한다. (b) 화학적산소발생기는다음요건들에적합하게설계하고장착해야한다. (1) 발생기가작동중에발생하는표면온도로인해비행기나탑승자에게위험을주지않아야 한다. (2) 내압이위험한상태로되었을때압력을완화하는장치를갖추고있어야한다. (c) 상기(b) 항의조건에부가하여발생기부품을교환하여계속적으로사용할수있는휴대용 화학적산소발생기에는다음과같은사항을기재한표찰을부착해야한다. (1) 산소유량( l/min) (2) 교환가능한발생기인경우산소흐름이지속되는시간( 분) (3) 표면온도가 38 (100 ) 를넘을경우교환부품이뜨겁다는것을경고하는문구 산소공급장치의파열방지 산소압력탱크및탱크와차단장치를연결하는배관은다음과같은요건을충족해야한다. (a) 위험한온도의영향으로부터보호되어야한다. (b) 충돌착륙의경우파열위험성과파열가능성을최소화할수곳에배치하여야한다 동결위험이있는용액의배출동결위험이있는용액이비행중또는지상운용중에기외로배출하는경우, 배출에의해비행기에위험한양의얼음이부착되지않도록배출구를설계하고배치해야한다 (a) (1) (2) (3) (4) 조종실음성기록장치 운항규정에의해요구되는조종실음성기록장치는승인을받아야하며다음사항들을기록 할수있어야한다. 비행기내에서무선을통해송신또는수신하는육성통신 조종실에서이루어지는비행승무원들의육성통신 비행승무원들이조종실에서비행기인터폰시스템을이용한육성통신 헤드셋이나스피커를통해들려오는항법또는착륙보조에관한육성이나음성신호 (5) 하기(c)(4)(ii) 항의요건에따라 4번째채널이이용가능할때객실확성기를이용한조종실 승무원의육성통신 제정:

176 (6) 데이터링크 (datalink) 통신장치가장착된경우, 모든데이터링크통신장치는승인된데이터 메세지셋트 (message set) 를사용하여야한다. 데이터링크메시지는사용가능한데이터로신호 를변환하는통신장치에서출력되는신호를기록하여야한다. (b) 상기 (a)(2) 항의요구사항은충족하기위해서는제1 조종석과제2 조종석에서발생하는음 성통신과다른조종실승무원의음성통신을기록하는데가장좋은위치에배치한조종실 용지역마이크를갖추어야한다. 조종실내에잡음이나반향이있는경우기록된통신의 충실도가가급적크도록해야하고, 기록된가청음과듣고인지할수있는반향은충실도 를평가할수있도록마이크의위치를정해야한다. 필요한경우기록장치의프리앰프및 필터를조절하고추가하기도해야한다. (c) 상기(a) 항에규정된통신또는신호음은다음각신호원이분리된채널에기록되도록각 조종실음성기록장치를장착하여야한다. (1) 제1 채널 : 정조종사석에서사용하는마이크, 헤드셋또는스피커로부터의음원 (2) 제2 채널 : 부조종사석에서사용하는마이크, 헤드셋또는스피커로부터의음원 (3) 제3 채널 : 조종실장비의마이크로부터의음원 (4) 제4 채널 : 상기이외에다음과같은음원을포함하여야한다. (i) 제3 승무원석과제4 승무원석에서사용하는마이크, 헤드셋또는스피커로부터의원음 (ii) 하기(c)(4)(1) 항의장소가요구되지않은경우또는이장소로부터의신호를다른채널에 서기록할수있고객실확성기의음성이다른채널에서기록하지않을때는객실확성 기가사용되는장소의마이크로부터의음원 (5) 상기 (c)(1), (2), 및 (4) 항등의마이크에수신되는모든소리는가급적인터폰/ 발신기작동 스위치위치에관계없이차단되지않고기록되어야한다. 인터폰, 기내방송시스템또는 라디오수신기가사용되고있을때만승무원의사이드톤이발생하도록설계하여야한다. (d) 조종실음성기록장치는다음과같이장착하여야한다. (1) 필수또는비상용부하에전력공급을방해하지않고조종실음성기록장치의작동에서최 고신뢰성있는버스로부터조종실음성기록장치의음원을취하여야한다. 조종실음성기 록장치는비행기의비상운용에위태롭지않게가능한오래도록전력을유지하여야한다. (2) 충돌충격을받은후 10분이내에음성기록장치를정지하고동시에각기록제거기능을 (3) (4) 방지할수있는자동장치를갖추어야한다. 음성기록장치의작동이정상적이다라는것을비행전에점검하기위하여가청또는가시 의장치를갖추어야한다. 기록장치외부에발생된전기적단일고장은조종실음성기록장치와비행기록장치의작 동불능으로이어지지않아야한다. (5) 조종실음성기록장치는다음과같은같은독립적인전원을갖추어야한다. (6) (i) 전원은조종실음성기록장치와조종실용지역마이크에 10±1분의전력을공급하여야 한다. (ii) 전원은최대한조종실음성기록장치와가까운곳에위치하여야한다. (iii) 조종실음성기록장치와조종실용지역마이크는정상정인정지나전력버스(Bus) 로전 력이공급되지않는것으로인해 급이중단되는사건이발생되면자동적으로전환되어야한다. 조종실음성기록장치로공급되는모든다른전력공 조종실음성기록장치와비행기록장치모두가요구된경우조종실음성기록장치의컨테이 너는비행기록장치와분리되어야한다. 조종실음성기록장치요건만을만족해야하는경 우, 조종실음성기록장치와비행기록장치가조합된장치를장착할수있다. 제정:

177 (e) 기록장치컨테이너는충돌충격및화재로인한열로부터컨테이너의파괴를최소화할수 있는위치에고정하여야한다. (1) 본 (e)(2) 항에규정된것을제외하고, 기록장치컨테이너는기체후방에가장근접하고접근 가능한곳에위치하여야한다. 또한해당위치는여압이되어야한다. 그리고해당위치는 비행기의충돌로인해기체후방에장착된엔진이컨테이너와충돌할수있는위치가아니 어야한다. (2) 디지털비행기록장치와조종실음성기록장치가조합된장치가 1종의조종실음성기록장 (f) 치와 1 종의디지털비행기록장치대신장착된경우, 조합된장치는조종실음성기록장치 의요건에따라조종실과인접한위치에장착되어야한다. 조종실음성기록장치에기록제거장치가있는경우에는오동작과충돌로인한충격시기 록제거장치가작동될가능성을최소화하여야한다. (g) 각기록부탑재상자는다음기준에따라야한다. (1) 밝은주황색또는밝은노란색일것 (2) 수중에서그위치를쉽게알수있도록하기위하여반사테이프가외부표면에붙어있을것 (3) 운항에요구되는경우에는기록장치가수중에서의위치를지시하는장치를탑재상자의위 에든지그부근에충돌충격시분리되지않을위치에고정시킬것 (a) 비행기록장치 운항규정에의해요구되는조종실음성기록장치는승인을받아야하며다음사항들을기록 할수있어야한다. (1) 항, 항및 항가운데적당한것에규정된정도를갖고신호음으로부 (2) (3) (4) (5) (6) 터얻어진대기속도, 고도및방향의데이터가공급되고있어야한다. 수직가속도센서는강체가되도록장착되고종축으로비행기의증명된중심위치범위에 있든지비행기의평균공력코드의 25% 를넘지않는범위의전후거리에위치시켜야한다. 필수또는비상용부하에의전력공급을방해하지않고비행기록장치의작동에서최고신 뢰성이있는버스로부터비행기록장치의전원을얻어야한다. 비행기록장치는비행기의 비상운용에위태롭지않게가능한오래도록전력을유지하여야한다. 비행기록매체의정상적인작동을비행전점검가능한청각또는시각적인장치를갖추 어야한다. 엔진구동발전기시스템만으로비행기록장치에전력이공급되고있는경우를제외하고 파괴후 10분이내에기록제거기능이있는기록장치를정지하고동시에기록제거기능 이작동하는것을방지하는자동장치를장착하여야한다. 항공교통관제로부터각무선교신또는항공교통관제로의각무선교신의시간을결정 할수있는데이터를기록하는장치가있어야한다. (7) 기록장치외부에발생된전기적단일고장은조종실음성기록장치와비행기록장치의작동 불능으로이어지지않아야한다. (8) 조종실음성기록장치와비행기록장치모두가요구된경우조종실음성기록장치의컨테이너 는조종실음성기록장치와분리되어야한다. 비행기록장치요건만을만족해야하는경우, 조종실음성기록장치와비행기록장치가조합된장치를장착할수있다 (e)(2) 항에 적합한조종실음성기록장치로써조합장치가장착된경우, 조합장치는비행기록장치요 구조건에적합한것을사용하여야한다. (b) 충돌충격에의한기록부탑재상자의파괴및화재에의한기록의파손가능성을최소로 제정:

178 하기위하여각비방출식기록부탑재상자의위치를정해서장착하여야한다. 이기준에 적합하기위하여서는기록부탑재상자는가능한후방에위치하여야한다. 그러나여압실보 다후방에둘필요는없다. 또한충격에의한기록부탑재상자가파괴될우려가있는후방 엔진구조에대해서는그렇게위치할필요는없다. (c) 대기속도, 고도및방위에대한비행기록장치의판독과대응된정조종사용계기의판독 ( 교정계수를고려하여야한다) 과의상관관계를정해놓아야한다. 상관관계는비행기를운 용하는대기속도범위, 제한고도범위및 360 내의방위등을포함하여고려하여야한다. 또한상관관계는지상에서도각각제정되어야한다. (d) 각기록부탑재상자는다음사항들을충족해야한다. (1) (2) (3) 밝은주황색혹은밝은노란색일것 수중에서그위치를식별하기쉽도록반사테이프를외면에붙일것 운항상요구되는경우에는기록장치의수중에서의위치를지시하는장치를탑재상자위 또는그부근에충돌충격시에분리되지않도록장착할것 (e) 어떤전용파라미터가현필요조건을대신하거나추가되어비행기록에포함되어야한다면, 비행기의새롭거나유일한설계혹은작동특성은평가받아야한다 고속회전체를포함하는장비품 (a) 고속회전체를포함하는장비품은다음사항들을충족해야한다. (b) 장비품의고속회전체는기능불량, 진동, 이상속도및이상온도에의한손상에강하고외부 (1) 에피해를주지않는것이어야한다. 게다가다음기준에적합하여야한다. 보조회전체케이스는고속회전체날개의파괴로의한손상을견디고외부에피해를주지 않아야한다. (2) 장비품의제어장치, 시스템및계기는고속회전체가사용중에운용한계를넘어서지않을 (c) 것을보증하여야한다. 고속회전체를포함하는장비품은통상의가속제어장치의부작동시에생기는최고속도에서 발생하는고속회전체의어떠한파괴에도견디고또한외부에피해를주지않는다는것을 시험에의해증명되어야한다. (d) 고속회전체를포함하는장비품은회전체의파괴, 비산에의한탑승자의피해주지않고, 안 전비행의계속에악영향을주지않도록하는위치에설치되어야한다. Subpart G 운용제한사항, 표시및비행교범 일반. (a) 항부터 항까지에서규정하는각운용제한사항및안전한운용에필요한기타 기재사항은절차화하여포함시켜야한다. (b) 운용제한사항및안전한운용에필요한기재사항은 항부터 까지의기준에따 라운항승무원이인지할수있도록표시하거나절차화하여비치하여야한다. 제정:

179 운용제한사항 대기속도제한사항( 일반) 대기속도제한사항이중량, 중량분포, 고도또는마하수와함수관계를가질때, 이와같은요 소들의임계값과조합되는대기속도제한값을결정하여야한다 최대운용제한속도 최대운용제한속도는특정고도에있어 V MO/MMO 대기속도와마하수중에서보다치명적인영 향을미치는속도로서, 비행시험또는조종사훈련비행등을위하여특별히승인된경우이외 에는상승 순항 강하등과같은어떠한형태의비행단계에서도고의로초과하여서는안되 는속도를말한다.V MO/MMO 는설계순항속도 V C 보다크지않도록설정하여야하며, 운항중부주 의로인하여 V D/M D 또는 V DF/M DF 를초과하지않도록하기위하여이러한속도보다충분히 작은값으로결정하여야한다. V MO/MMO 와 V D /M D 또는 V DF /M DF 사이의속도여유는 항 의규정값에따라결정된속도값또는 된속도보다작아서는안된다 (b) 항에따라비행시험을수행하는과정중입증 기동속도는 기동속도 (c) 항에따라결정된설계기동속도 V A 를초과하지않는값으로결정하여야한다 플랩작동속도 플랩작동속도 V FE 는플랩의위치및엔진출력에대응되도록 (e) 항및 항의기준에 따라선정된설계플랩작동속도를초과하지않도록결정하여야한다 최소조종속도 항기준에따라설정된최소조종속도 V MC 는운용제한사항으로결정하여야한다 착륙장치작동속도 (a) 착륙장치작동속도또는 V LO 는 항기준혹은비행특성에따라안전하게착륙장치를 (b) 내리거나올린상태에서비행시초과할수없는속도로서결정하여야한다. 만약착륙장 치를내렸을때와올렸을때의속도가동일하지않을경우에는두개의속도를각각 V LO (EXT) 및 V LO (RET) 로표기하여야한다. 결정된착륙장치내림속도는착륙장치를완전히내린상태로고정시킨후안전하게비행 하는속도와 항의기준에따라결정된속도를초과하여서는안된다 기타속도한계 어떠한속도와연계된기타속도한계는결정되어야한다 돌풍속도, V RA (a)(8) 항에명시된난류를통과하는속도로서권고되는돌풍속도 정하여야한다. (1) 최대돌풍강도에대한설계속도로선정된 V B 보다이하이어야하며, (2) (d) 항에명시된 V B 최소값이상이어야하며 V RA 는다음과같이결 제정:

180 (3) 거친대기에서비행중발생되는속도변화는과속경보장치가너무빈번히작동되지않을정도로 V MO 보다충분히작아야한다. 다른값을사용하여합리적으로추론하여실증할 수없을경우에는 V RA 는 V MO 보다작아야한다. 이때 V MO 는 35 노트(TAS) 이다 중량, 중량중심및중량분포 25.23항부터 항까지기준에따라결정된비행기의중량, 중량중심및중량분포에대한한 계값은운용제한사항으로설정하여야한다 동력장치운용제한사항 (a) 일반 : 이장에기술된동력장치운용제한사항은해당엔진과프로펠러에대한형식증명 시요구되는제한값과해당기준에명시된다른요구조건에대한적합성입증에관련된 기준값을초과하여서는안된다. (b) 왕복엔진장착비행기 : 왕복엔진이장착된비행기에있어서는다음과같은사항을운용제 한사항으로설정하여야한다. (1) 다음과같은운용조건하에서의마력수, 토크수, 회전수(rpm), 매니폴드압력, 임계압력고 도및해면압력고도까지도달시간 (i) 최대연속출력. 단, 과급기를작동시키지않는경우와작동시키는경우를구분하여표시 한다. (ii) 이륙출력. 단, 과급기를작동시키지않는경우와작동시키는경우를구분하여표시한다. (2) (3) 연료등급및규격 엔진기통수및윤활유온도 (4) 엔진형식증명과정중결정된운용제한. 단, 엔진장착에관련된설계요소또는다른운 용제한요소로인하여정상운용중절대로초과할수없는운용제한요소는제외한다. (c) 가스터빈엔진장착비행기 : 가스터빈엔진이장착된비행기에있어서는다음과같은사항 을운용제한사항으로설정하여야한다. (1) 다음과같은운용조건하에서의마력수, 토오크수또는추력, 분당회전수(rpm), 배기가스 온도및시간 (i) 최대연속출력또는추력. 단, 출력증강장치를작동시키지않는경우와작동시키는경우 를구분하여표시한다. (ii) 이륙출력. 단, 출력증강장치를작동시키지않는경우와작동시키는경우를구분하여 표시한다. (2) (3) 연료등급및규격 엔진기통수및윤활유온도 (4) 엔진형식증명과정중결정된운용제한사항. 단, 엔진장착에관련된설계요소또는다른 운용제한요소로인하여정상운용중절대로초과할수없는운용제한요소는제외한다. (d) 주변대기온도조건 : 주변대기온도제한사항을 (b) 항기준에따라최대주변대기 온도제한사항으로설정하여야한다. 필요한경우에는방한장치를장착하여야하는주변 대기온도제한사항을포함하여야한다 보조동력장치운용제한사항만약비행기에보조동력장치가장착된경우에는운용유형을포함하는보조동력장치에대한운용제한사항을비행기의운용제한사항으로설정하여야한다 제정:

181 최소승무원수 최소승무원수는다음 가 항으로부터 다 항까지의조건을고려하여안전한항행에충분한인원 수로결정하여야한다. (a) (b) 각승무원의업무량 필요한조작장치에대한담당승무원의근접성및조작용이성 (c) 항의기준에의거승인된운용형태. 이항에서요구되는최소승무원수를결정하기 위한기준은부록D 에나타나있다 시스템또는동력장치고장후의비행시간한계설정 쌍발터빈엔진을장착한비행기로써승객좌석수가 20석이상또는최대이륙중량이 4만5천360 킬로그램이상인비행기로써 경우가장가까운공항까지의비행시간이 1개의엔진이작동하지아니하는상태에서의순항속도로비행하는 1시간을초과하는장거리노선을운항하는비행기의 시스템또는동력장치한계사항에는쌍발항공기의장거리운항승인과관련된항공법및운항기 술기준의규정에서정한 60 분(threshold time) 을초과운항하는쌍발항공기의운항승인과관 련한시스템신뢰성에의하여설정된최대비행시간이포함되어야한다 운용방식비행기의운용형태에대한제한사항은증명된감항유형및탑재된장비품을기준으로하여결정하도록한다 대기온도및운용고도 비행성 구조 동력장치 기능또는장비품의특성에따른제한사항으로인하여운용이허용되 는대기온도및운항고도를결정하여야한다 감항성계속유지를위한지침서 형식증명신청자는국토교통부장관의승인을득할수있는 감항성계속유지를위한지침서 를 부록H 의절차에따라작성하여야한다. 만약형식증명신청자가해당지침서를사업계획상최 초의비행기의인도또는감항증명서의발행중늦게발생되는것을기준으로한시점이전까 지는작성완료할것임을보증할수있을경우에는국토교통부장관은형식증명시에는이의작 성유보를허용할수도있다 기동하중계수 하중계수제한은 (b) 의기동선도로서결정되는하중계수의정(+) 의제한값을넘는값으로 결정하여야한다 기타운용제한사항 (a) 기타운용제한사항은다음의기준에따라결정하여야한다. (1) (a) 및 (c) 항에명시된각고도및대기온도조건에대한이륙상승기준항목및관 련기준항목에대하여적합한것으로입증된중량을최대이륙중량으로결정하여야한다. (2) 항및 (d) 항에명시된각고도및대기온도조건에대한착륙 접근상승기 준항목및관련기준항목에대하여적합한것으로입증된중량을최대착륙중량으로결 제정:

182 정하여야한다. (3) 평탄하고포장된활주로에대해 ( 중량, 고도, 온도, 풍향풍속성분, 활주로상태( 건조하거 나젖은), 활주로기울기에관한 항및 항의규정을포함한) 이기술기준의 관련규정에적합함을입증한거리를최소이륙거리로결정하여야한다. 추가로신청자의 선택에따라홈이있거나다공성의마찰수로를가진젖은활주로표면에서의이륙거리를 설정할수있고, 국토교통부장관이승인할수있는방법으로활주로표면을설계, 건설 및유지하여활주로사용허가를받을수있다. (b) 고도 온도 풍향풍속성분 활주로기울기등과같은변동요소들의극한값은관련기준항 목에서적합한것으로입증된값을적용하여야한다 장거리운항(ETOPS) 승인 장거리운항(ETOPS) 형식설계승인을취득하고자하는신청자는이기준의부록 K에규정된기준 을만족해야한다. 단, 이기준의 25.3항의적용대상에해당되는경우 25.3 항의기준을따른다. 표시및게시판 일반사항 (a) 비행기에는다음에명시한바와같은표시를하고설명판을설치하여야한다. (1) 규정된표시및설명판을설치하여야한다. (2) 만약설계형상 운용또는취급방법등이특수한경우에는안전한운용을위하여요구되 는추가정보 계기표시및설명판을설치하여야한다. (b) 상기(a) 항에서규정하는표시및설명판은다음과같이표시또는설치하여야한다. (1) 보기쉬운장소에표시또는설치하여야한다. (2) 쉽게지워지거나, 변형되거나또는희미하여지지않아야한다 계기표시- 일반사항 (a) 계기의유리면에표시를하는경우에는눈금과유리면상의표시가항상일치될수있는방 법으로표시하여한다. 또한, (b) 각계기는담당승무원이육안으로쉽게볼수있도록표시하여야한다 대기속도제한표시 (a) 항에명시된대기속도제한사항은승무원이용이하게읽고이해할수있도록표시하여야한다 자기방향지시기에대한표시 (a) 하기의 (b) 항으로부터 (d) 항까지의기준에따라설명판을자기방향지시기위또가까운곳 (b) (c) 에설치하여야한다. 설명판에는엔진을작동한상태로수평비행을기준으로한계기의교정값을표시하여야 한다. 설명판에는무선수신기를켜거나끌때교정행위를수행할필요가있는지를명시하여야 한다. (d) 검교정을위한자기방위표시는 45 이하의간격으로표시하여야한다. 제정:

183 동력장치및보조동력장치의계기에대한표시 필요한동력장치및보조동력장치의계기에는그계기의형식에따라다음과같이표시하여야 한다. (a) 각계기에는최대안전운용제한범위를적색방사선또는적색선으로표시하여야한다. (b) 필요한경우에는최소운용및최소안전운용제한범위도표시한다. 각계기에는최대및최소안전운용제한범위이내를나타내는정상작동운용범위를녹색 원호또는녹색선으로표시하여야한다. (c) 각계기에는이륙및예방경계운용범위를황색원호또는황색선으로표시하여야한다. (d) 또한, 과도한진동응력의발생으로인하여제한을요하는엔진 보조동력장치또는프로펠러의 속도범위는적색원호또는적색선으로표시하여야한다 윤활유유량계에대한표시 각윤활유유량계는윤활유의양을읽기쉽고정확하게지시할수있도록표시하여야한다 연료유량계에대한표시 만약연료탱크에서공급되는연료중사용이불가능한연료량이 3.8 l(1gal) 를초과하거나또는 탱크의용량의 5% 이상인두가지경우중연료량이보다많은값을적용시 0으로교정되는 연료유량값의눈금부터수평비행자세에서읽을수있는최저유량값까지를적색원호로서 표시하여야한다 (a) 제어계통에대한표시 주조종장치및그기능이명확한제어장치이외의모든제어장치에는그기능및작동방법 을명료하게표시하여야한다. (b) 비행역학제어장치는 항및 항의기준항목에따라표시하여야한다. (c) 동력장치용연료제어장치는다음과같이표시하여야한다. (1) (2) 연료탱크선택조절장치는각탱크및교차공급되는탱크위치를지시할수있도록표시 하여야한다. 만약안전한항행을위해서연료탱크의연료를일정한순서에따라사용하여야하는경 우에는연료탱크선택조절장치위또는옆에연료탱크사용순서를표시하여야한다. 또 한, (3) 각엔진의밸브제어장치는제어되는엔진의위치를알수있도록표시하여야한다. (d) 엔진보기 보조제어장치및비상제어장치에대한표시 (1) 연료투하장치 작동유차단장치등과같은비상제어장치는적색으로표시하여야한다. (2) 또한, 만약접개식착륙장치가사용되는경우에는착륙장치가올림또는내림위치에서완전히 고정되었음을조종사가이를쉽게인지할수있도록하기위해서 는육안식별기에대한식별표시를하여야한다 (e) 항에서요구되 기타표시및설명판 (a) 화물실및밸러스트위치 : 각수화물실, 화물실및밸러스트위치에는적재물의제한사 제정:

184 항 최대허용중량등과같은적재요건에관련된필요한사항을명시한설명판을설치하여 야한다. 단, 중량 9kg(20lb) 이하의기내반입소지품을보관하기위한좌석밑적재함에는 적재제한사항을표시한설명판을설치할필요가없다. (b) 연료및윤활유의주입구 : 연료및윤활유의주입구는다음 (1) 항에서 (3) 항까지의기준에 따라표시하여야한다. (1) 연료의주입구마개위또는옆에다음과같은사항을표시하여야한다. (i) 연료 라는글자기입 (ii) (iii) (iv) 피스톤엔진을장착한비행기는연료의최저등급 터빈엔진을장착한비행기에있어서는허용되는연료의규격및 가압식연료공급장치를장착한경우에는허용되는최대연료공급압력및최대연료배출 압력 (2) 오일의주입구마개위또는옆에는 오일 이라는글자를기입하여야한다. (3) 유압작동유주입구마개위또는옆에는 작동유 라는글자를기입하여야한다. (c) 비상탈출구의설명판 : 비상탈출구의설명판은 항의요건에적합하여야한다. (d) 출입문 : 지정된비상탈출구로사용되는각출입문에는 이착륙시에는개방위치로고정 할것 이라는내용을기재한설명판을설치하여야한다 (a) 안전장비품 구명정자동방출장치와같이비상시에승무원들이조작하는안전장비품의조작장치에는 그조작방법을명확하게표시하여야한다. (b) 소화기, 신호장치, 기타구명장비품이들어있는보관함등은적절한방법으로표시하여야 (c) 한다. 비상장비품의보관장소에는보관되어있는장비품의명칭과보관된장비품을용이하게꺼낼 수있는방법을명확하게표시하여야한다. (d) 각구명정에는취급방법을명확하게표시하여야한다. (e) 승인된구명용구에는식별표식및조작방법을표시하여야한다 대기속도에관련된설명판각조종사의눈에잘띄는위치에이륙, 기재한설명판을설치하여야한다. 접근및착륙위치에의플랩을내려야하는최대속도를 비행교범 일반사항 (a) 비행교범작성및비치요건 : 비행교범은각비행기에비치하여야하며, 비행교범에는다음 사항이포함되어야한다. (1) 항부터 항까지에서규정하는사항 (2) 비행기의설계 조작또는취급의특성으로인하여안전한항행을위하여인지가필요한 기타의사항 (3) 국제민간항공조약부속서 16(ICAO Annex 16) 의소음기준에대한적합성입증에있어 전제조건으로설정된제한사항 절차또는기타의사항 (b) 교범수록내용의승인요건 : 해당기준 항부터 항까지의명시된해당비행 제정:

185 기의고유한성능에관련된사항은비행교범에수록되어야하며수록내용은검증되고국토교통부장관의승인을득한것이어야한다. 또한이와같이승인을득한사항은비행규정의승인되지않은다른부분과분리되어야하며쉽게구별할수있어야만된다. (c) 예비 (d) 목차 : 비행교범수록내용이복잡하기때문에목차가필요하다고판단될경우에는비행교범의목차를작성하여야한다 운용제한사항 (a) 대기속도제한사항 : 다음 (1) 항에서 (6) 항까지에서규정하는대기속도제한사항및안전 항행에필요한기타의대기속도제한사항을비행교범에포함하여야한다. (1) 최대운용제한속도(V MO 와 M MO ) 와함께이속도제한사항은비행시험또는조종훈련비행을 (2) 목적으로특별히승인된경우를제외하고는상승, 순항또는강하와같은모든비행자세 에있어서고의적으로초과해서는안된다는문구를포함시켜야한다. 대기속도제한이압축성효과를기초로하여설정된경우에는압축효과발생징후및이 에따른예상되는비행기의특성변화와이를회복할수있는권고방안등에관련된사 항을포함하여야한다. (3) 기동속도 V A 와함께실속속도부근에서의기동에있어받음각에미치는영향등과같이 에일러론및러더를최대작동범위까지조타하는것은기재된기동속도이하에서만하여 야한다는내용을포함하여야한다. (4) 플랩내림속도 V FE 와함께적당한플랩의위치및엔진의출력을포함하여야한다. (5) 착륙장치작동속도및 (a) 에정의된속도에대한설명을포함하여야한다. (6) 착륙장치내림속도 V LE 가착륙장치작동속도 V LO 보다빠른경우에는착륙장치내림속도 V LE 를포함하고, 착륙장치내림속도는착륙장치를내린상태에서안전하게비행할수있 는최대속도임을명시하여야한다. (b) 동력장치의운용제한사항 : 다음에열거하는사항을비행교범에포함하여야한다. (1) 과 항에서규정하는제한사항 (2) 해당비행기에고유한제한사항일경우에는제한사항에대한설명 (3) 항부터 항까지의기준에따라수행된계기표시에관련된필요한사항의설명 (c) 중량및하중분포제한 : 비행교범은 항의기준에의한중량및중량중심위치제한 사항을포함하여야한다 항에서정하는하중분포제한을포함한다음의모든정보 를비행교범에포함시키거나또는중량중심과평형관리및하중적재지침서로서별도로 분리작성하여비행교범에참고자료로첨부하여야한다. (1) 항의기준에따라정의된공허중량에대한비행기의상태및이에포함되는품목을 포함하여야한다. (2) 비행기의중량중심제한내에화물을적재하고, 화물을적재한상태에서비행중에도중량 (3) 중심제한을유지할수있는화물적재방법이기술된지침서를포함하여야한다. 두개이상의중심위치범위에대해서증명을받고자하는경우에는각중량중심위치범위에 대하여적용되는중량및적재방법에관련된제한사항을별도로포함하여야한다. (d) 승무원 : 항의기준에따라결정된정해진최소승무원의인원수및담당업무를비 행교범에포함시켜야한다. (e) 운용형태 : 항의기준에따라승인된운용형태는비행교범에포함되어야한다. (f) 대기온도및운항고도 : 항에따라정해진대기온도및운항고도제한사항을비행교 제정:

186 (g) 범에포함하여야한다. 예비 (h) 기타의운용제한 : 항의기준에따라설정된운용제한사항을비행교범에포함하여 야한다. (i) 기동비행하중계수 : 적합성이입증된비행기구조에대한정(+) 의기동비행하중계수는가속 도값으로서비행교범에포함시켜야한다 작동절차 (a) 다음조항에관한운항절차를갖추어야한다. (1) (2) (3) (b) 통상적인운항시겪게되는특수형식이나모델에고유한정상절차 특별계통의사용이나정규계통의대체사용과관련이있는기능의오작동및결함에 대한비정상절차 승무원의신속정확한조치가큰사고의위험을본질적으로줄일수있을것으로판단되 는예상가능하지만특이한경우에대한비상절차 감항성과직접관련이없거나승무원이제어할수없는정보나절차를포함하여서는아니 되며기본조종술로인식되는절차를포함하여서도아니된다. (c) 안전성을확보하기위하여연료공급계통이 항에규정된것과같이각작동조건에 독립적으로작동함을인지할수있는방법에관련된사항을기재하여야하며, 이와함께해 당기준에적합하다는것을보여주기위한전체적인계통형상체계에연료공급계통을표 시한지침을포함시켜야한다. (d) 항의기준에따라규정된이상진동징후선도를제시하여야한다. 만약다른중심위치 의효과로서이상진동을수정하는방법이명시된경우에는이상진동징후선도에서는순항 중인비행기의하중은중량중심에정상적으로적재되어있는것으로간주한다. (e) 수평비행중연료유량계가 0을지시한경우에는연료탱크내에잔류되어있는연료는안전 한비행을위하여사용할수없음을기재하여야한다. (f) 각연료탱크별사용가능연료의총량을나타내는정보사항이기재되어있어야한다 성능자료 (a) (a)(1) 항의기준에적합한대기온도지시계가사용되지않는경우에는지시온도를 대기온도로변환하는방법을각비행교범에포함시켜야한다. (b) 중량, 고도, 온도, 풍향풍속및활주로기울기등에대하여 , , 항에서계 산된성능자료및아래의사항을각비행교범의비행기운용제한사항부분에포함하여야 한다. (1) 각각의경우, 출력, 형상, 속도조건및비행기취급에대한절차, 성능정보에관계되는중 요한영향을갖는계통 (2) 항에따라결정된 V SR. (3) 다음 (i) 항부터 (iii) 항까지의성능요소를최대이륙중량과최대착륙중량과사이의중량범위 (i) 에대해서계산한결과와이를외삽법을이용하여산출한결과 착륙형태로의상승 (ii) 접근형태로의상승. (iii) 착륙거리 (4) 항및상기(b) 항에서요구된제한사항및기재사항과관련하여 (f) 항과 (g) 항 제정:

187 (5) 에따라정해진절차. 이러한절차는관련된제한사항과기재사항이포함된권고지침서 형태로작성되어야한다. 중요하거나특수한형태의비행특성또는지상에서의비행기취급방법에관련된설명사 항 (6) 대기속도, 고도, 외기온도의표시된값에대한수정 (7) 특별한경우, 착륙거리설정에포함되는운용활주로길이요소에대한설명 Subpart H. 전선연결시스템(EWIS) 정의 (a) 전선연결시스템(EWIS, Electrical Wiring Interconnection System) 은전선, 전선기구, 또는이 들의조합된형태를말한다. 이는 2 개이상의단자사이에전기적에너지, 데이터및신호를 전달할목적으로비행기에설치되는단자기구, 그리고다음의부품을포함한다. (1) 전선및테이블 (2) 버스바(bus bars) (3) 릴레이, 차단기, 스위치, 접점, 단자블록및회로차단기, 그리고기타의회로보호기구를포 함하는전기기구의단자 (4) 관통공급(feed-through) 커넥터를포함하는커넥터 (5) 커넥터보조기구(accessories) (6) 전기적인접지및본딩기구와이에관련된연결기구 (7) 전기연결기(splices) (8) 전선절연, 전선연결(sleeving), 그리고본딩을위한전기단자를구비하고있는전기배관 을포함하여전선의추가적인보호를위하여사용하는재료 (9) 쉴드(shields) 또는브레이드(braids) (10) 클램프, 그리고전선번들을배치및지지하는데사용되는기타의기구 (11) 케이블타이기구(cable tie devices) (12) 식별표시를위한사용되는레이블또는기타의수단 (13) 압력시일(pressure seals) (14) 회로판후면, 전선통합장치, 장치의외부전선을포함하여선반, 패널, 랙, 접속함, 분배패 널, 그리고랙의후면내부에사용되는전선연결시스템(EWIS) 구성품 (b) 이절의 (a)(14) 항에제시된장치를제외하고, 다음의장치내부에사용되는전선연결시스템 (EWIS) 구성품과이장치의부품으로사용되는외부커넥터는 포함되지않는다. (a) 항에서정의하는부품에 (1) 다음의환경조건및시험절차에따라검정(qualified) 을받은전기장치또는전자장비 (2) (i) (ii) 의도하는기능과운용환경에적정한조건및시험절차 국토교통부장관이인정할수있는환경조건및시험절차 비행기의형식설계의일부에해당하지않는개인용오락기및랩탑컴퓨터등과같은휴 대용전기장치 제정:

188 (3) 광학섬유제품(fiber optics) 전선연결시스템(EWIS) 기능및장착 (a) 비행기의모든영역에장착되는각전선연결시스템(EWIS) 구성품은다음의요건을만족하 여야한다. (1) 의도하는기능에적정한종류및설계이어야한다. (2) 전선연결시스템(EWIS) 에적용되는한계에따라설치하여야한다. (3) 해당비행기의감항성을저감시키지않고의도하는기능을수행하여야한다. (4) 기계적인응력변형을최소화하는방법으로설계및장착하여야한다. (b) 아크궤적현상을포함하여전선의손상을최소화하기위하여각장착및용도에적합한전 선의특성을고려하여해당전선을선정하여야한다. (c) 비행기동체에설치되는발전기케이블을포함하여주전력케이블은파손을방지하는데필 요한정도의변형과연장을허용할수있도록설계및장착하여야한다. (d) 습기가축적되는곳에설치되는전선연결시스템(EWIS) 은습기로인하여발생할수있는 위험한영향을최소화할수있도록보호하여야한다 전선연결시스템(EWIS 시스템및기능 (a) 형식증명또는운항규정에의거하여요구되는시스템에관련된전선연결시스템(EWIS) 은해 당시스템에통합된부품으로간주하고, 해당시스템에적용되는요구조건에대한적합성을 입증하여야한다. (b) 다음의요구조건이적용되는시스템에관련되는전선연결시스템 (EWIS) 은해당시스템에통합 된부품으로간주하고, 해당시스템에적용되는요구조건에대한적합성을입증하여야한다. (1) (b)(2) 항의조종실시야 (2) 절의연료탱크폭발방지 (3) 절의엔진점화시스템 (4) 절의전원용량및분배 (5) 절의시스템낙뢰보호 (6) (a)(2) 항의전력공급장치에사용되는계기 (7) 절의일반요건 (8) 절의분배시스템 (9) 절의부상에대한예방조치 (10) 절의비상조건에대한전력공급 (11) 절의전기장비, 모터및변압기 (12) (c) 항및 (d) 항의전자장치 전선연결시스템(EWIS) 시스템분리 (a) 전선연결시스템(EWIS) 의설계및장착은전선연결시스템구성품의고장으로인하여위험한 상태를유발하지않도록다른전선연결시스템및비행기시스템으로부터적정하게물리적으 로분리하여야한다. 이절의목적을위하여달리규정되지않은경우, 적정한물리적분리 를위하여분리거리를유지하거나이와동등하게보호할수있는격막(barrier) 을사용하여 야한다. (b) 비행기에사용될수있는전기적인터페이스가해당비행기또는이에장착되는시스템에 제정:

189 위험한영향을유발하지않도록전선연결시스템(EWIS) 을설계및장착하여야한다. (c) 큰전류가흐르는전선및케이블, 그리고이와관련된전선연결시스템(EWIS) 구성품은적 정한물리적분리와전기적인격리를보장할수있도록설계및장착하여필수기능에관련 된회로의손상으로인한고장상태를최소화하여야한다. (d) 독립적인비행기전원또는이에연결된전원과관련된전선연결시스템(EWIS) 은적정한물 리적분리와전기적인격리를보장할수있도록설계및장착하여하나의비행기전원에 발생한고장이다른독립적인전원에악영향을주지않도록하여야한다. 또한다음과같이 설계및장착하여야한다. (1) 비행기의독립적인전원은공통적인접지단자를공유하지않아야한다. (2) 비행기시스템의정적인접지는비행기의독립적인전원과함께공통적인접지단자를공 유하지않아야한다. (e) 연료시스템구성품에전기를공급하는데필요한사항을제외하고, 전기연결시스템(EWIS) 은 연료라인및기타의연료시스템구성품으로부터적정한물리적분리를유지하도록설계및 장착함으로써다음의현상이발생하지않아야한다. (1) 전기연결시스템구성품의고장으로인하여위험한상태를유발하지않아야한다. (2) 전기연결시스템구성품에연료가누설되어위험한상태를유발하지않아야한다. (f) 유압시스템구성품에전기를공급하는데필요한사항을제외하고, 전기연결시스템(EWIS) 은 유압라인및기타의유압시스템구성품으로부터적정한물리적분리를유지하도록설계및 장착함으로써다음의현상이발생하지않아야한다. (1) 전기연결시스템구성품의고장으로인하여위험한상태를유발하지않아야한다. (2) 전기연결시스템구성품에유압유체가누설되어위험한상태를유발하지않아야한다. (g) 산소시스템구성품에전기를공급하는데필요한사항을제외하고, 전기연결시스템(EWIS) 은 산소라인및기타의산소시스템구성품으로부터적정한물리적분리를유지하도록설계및 장착함으로써전기연결시스템(EWIS) 구성품의고장으로인하여위험한상태를유발하지않 아야한다. (h) 용수및오수시스템구성품에전기를공급하는데필요한사항을제외하고, 전기연결시스템 (EWIS) 은용수및오수라인및기타의용수및오수시스템구성품으로부터적정한물리적 분리를유지하도록설계및장착함으로써다음의현상이발생하지않아야한다. (1) 전기연결시스템구성품의고장으로인하여위험한상태를유발하지않아야한다. (2) 전기연결시스템구성품에용수및오수가누설되어위험한상태를유발하지않아야한다. (i) 전기연결시스템(EWIS) 은해당전기연결시스템과비행또는기타의기계적조종시스템케이 블과이에관련된시스템구성품사이에적정한물리적분리를유지하도록설계및장착함 으로써다음의현상이발생하지않아야한다. (1) 채핑(chafing), 재밍(jamming), 또는기타의간섭을방지하여야한다. (2) 전기연결시스템구성품의고장으로인하여위험한상태를유발하지않아야한다. (3) 비행또는기타의기계적조종시스템케이블또는시스템구성품의고장으로인하여전 기연결시스템이손상되고위험한상태를유발하지않아야한다. (j) 전기연결시스템(EWIS) 은해당전기연결시스템구성품과가열되는장치, 고온공기배관및 라인사이에적정한물리적분리를유지하도록설계및장착함으로써다음의현상이발생 하지않아야한다. (1) 전기연결시스템구성품의고장으로인하여위험한상태를유발하지않아야한다. (2) 전기연결시스템구성품에고온공기누설또는발생된열이가해져위험한상태를유발 제정:

190 하지않아야한다. (k) 인증규정, 운항규정, 또는 절에의거한평가결과에따라서리던던시(redundancy) 가 요구되는시스템의경우, 이와같은시스템에관련된전선연결시스템(EWIS) 구성품은적정 한물리적분리를유지하도록설계및장착하여야한다. (l) 전선연결시스템(EWIS) 은해당전선연결시스템과기타의비행기구성품및구조물사이에 적정한물리적분리를유지하도록설계및장착함으로써잠재적인마모및채핑, 진동손 상, 그리고기타의기계적인손상을최소화하여날카로운에지및코너로부터전선연결시 스템을보호하여야한다 전선연결시스템(EWIS) 안전성 각전선연결시스템(EWIS) 은다음의현상을유발하지않도록설계및장착하여야한다. (a) 파국적고장(catastrophic failure) 상태는다음과같아야한다. (1) 극히불가능(extremely improbable) 하여야한다. (2) 단일고장(single failure) 으로인하여발생하지않아야한다. (b) 위험한고장(hazardous failure) 상태는극히희박(extremely remote) 하여야한다 전선연결시스템(EWIS) 구성품식별 (a) 전선연결시스템(EWIS) 구성품은라벨을사용하여나타내거나전선연결시스템구성품, 이에 대한기능및설계한계를확인하는데적합한방법으로식별할수있어야한다. (b) 인증규정, 운항규정, 또는 절에의거한평가결과에따라서리던던시(redundancy) 가요 구되는시스템의경우, 이와같은시스템에관련된전선연결시스템(EWIS) 구성품은구성품 부품번호, 기능, 그리고번들에대한분리요구조건과함께특별하게식별할있어야한다. (1) 전선, 케이블, 또는전선번들의길이를따라적정한간격으로식별표시를하여야하고, 정비, 수리, 또는개조요원이쉽게육안으로확인할수있는비행기해당부분에표시하 여야한다. (2) 전선연결시스템(EWIS) 구성품에물리적으로표시할수없는경우, 해당구성품을식별할 수있는기타의적정한방법을제시하여야한다. (c) 이절의 (a) 항및 (b) 항에따라요구되는식별표시는전선연결시스템(EWIS) 구성품의예측 운용수명기간동안읽기쉬운상태를유지하여야한다. (d) 이절에서요구되는바와같이전선연결시스템(EWIS) 구성품식별에사용되는방법은해당 구성품의예측운용수명기간동안해당성능에악영향을주지않아야한다. (e) 형식설계에해당되는전선연결시스템개조(EWIS modification) 을위한식별은원래의형식 설계에적용된식별방식을따라야한다 전선연결시스템(EWIS) 화재방지 (a) 모든전선연결시스템 (EWIS) 구성품은이기준의 (c) 항에제시된해당화재및연기방지 요구조건을만족하여야한다. (b) 지정방화구역에위치하고비상절차에따라사용되는전선연결시스템(EWIS) 구성품은내화 성(fire resistant) 이있어야한다. (c) 비행기의모든부분에설치되는전선및전기케이블의절연, 그리고추가적인보호를위하 여사용되는재료는이기준의부록 기소화성(self-extinguishing) 능력이있는것이어야한다. F, Part I의적용요구조건에따라서시험을수행한자 제정:

191 전선연결시스템(EWIS) 전기적본딩및정전기방지 (a) 전기적인본딩및정전기에대한보호를위하여사용되는전선연결시스템(EWIS) 구성품은 절의요구조건을만족하여야한다. (b) 전기시스템을접지시킨비행기에서전선연결시스템(EWIS) 구성품에의한전기적인본딩은 해당전선연결시스템구성품, 다른비행기시스템구성품, 또는비행기구조물에충격적인 위험또는손상을유발하지않고정상및고장전류를전달할수있는전기적인회귀경로 가있어야한다 전선연결시스템(EWIS) 회로보호기구 전선및케이블은 절에따라요구되는회로보호기구에적합하게사용(compatible) 될수 있도록설계및장착하여야한다. 이에따라서일시적인또는연속적인고장상태에서화재또 는연기로인한위험을초래하지않아야한다 전선연결시스템(EWIS) 접근장치 감항성유지를위해필요할때, 전선연결시스템(EWIS) 구성품의검사및대체를위하여접근할 수있어야한다 전선연결시스템(EWIS) 보호 (a) 전선연결시스템(EWIS) 이다음과같이보호되지않으면, 이에대한손상또는고장으로인하 여안전한운용에영향을줄수있는전선연결시스템(EWIS) 을화물실또는수화물실에설 치하지않아야한다. (1) 격실내부에서화물또는수화물의이동으로인하여손상되지않아야한다. (2) 절단또는고장으로인하여화재위험을유발하지않아야한다. (b) 전선연결시스템(EWIS) 은비행, 정비, 보급의모든단계동안에비행기내부에서이동하는사 람에의한전선연결시스템의손상위험및손상을최소화하도록설계및장착하여야한다. (c) 전선연결시스템(EWIS) 은승객또는객실승무원이비행기에탐승할때휴대하는물품에의 한전선연결시스템의손상위험및손상을최소화하도록설계및장착하여야한다 전선연결시스템(EWIS) 인화성유체화재방지 유체시스템에서누출된인화성유체또는증기가존재할수있는영역에위치한전선연결시스 템(EWIS) 구성품은잠재적인점화원으로간주되어야하고, 절의요구조건에만족하여야 한다 동력장치전선연결시스템(EWIS) (a) 동력장치에관련된전선연결시스템(EWIS) 은전선연결시스템구성품의고장이 (b) 항의 (b) 요구조건에따라서다른동력장치의연속적인안전한운용을저해하지않거나계속적인안 전한운용을위하여승무원의즉각적인조치를요구하지않도록설계및장착하여야한다. 이기준의 (d)(1) 항의요구조건에따라서엔진의로터파손또는엔진의케이스를통 과하여연소함으로써동력장치장착실내부에화재를유발하는경우에전선연결시스템 (EWIS) 손상으로인한비행기위험을최소화하기위한설계유의사항을적용하여야한다. 제정:

192 EWIS 인화성유체차단수단 인화성유체차단수단및제어장치에관련된전선연결시스템(EWIS) 은 절의요구조건에 따라서불연성(fireproof) 이거나화재위험구역의화재가인화성유체차단수단의작동에영향을 주지않는위치에설치하고보호하여야한다 EWIS 게속감항성지침서 신청자는이기준의부록 H의 H25.4항과 H25.5 항에따라서전선연결시스템(EWIS) 에적용되는 감항성유지지침서를작성하고, 국토교통부장관의승인을받아야한다 동력장치및 APU 화재탐지시스템 (a) 화재위험구역에설치된화재또는과열탐지시스템의일부분으로사용되는전선연결시스템 (b) (EWIS) 은내화성(fire-resistant) 이있어야한다. 화재위험구역에사용되는화재또는과열탐지시스템의전선연결시스템(EWIS) 구성품은다 음과같이보호되지않으면다른화재구역으로통과하여설치되지않아야한다. (1) 전선연결시스템(EWIS) 구성품이통과하는다른구역의화재로인한잘못된경고가능성에 대하여보호하여야한다. (2) 관련되는각구역에동일한탐지기및소화시스템을사용함으로써동시에보호하여야한 다. (c) 화재위험구역에설치된화재또는과열탐지시스템의일부분으로사용되는전선연결시스템 (EWIS) 은 절의요구조건을만족하여야한다 전선연결시스템(EWIS) 화재탐지시스템일반 이기준의 및 절에의거요구된사항을포함하여화재방지시스템에관련된전선연 결시스템(EWIS) 은해당시스템에적용되는요구조건에대한적합성을입증하는전체시스템의 일부로간주하여야한다. 제정:

193 부록 A 착륙장치 그림 1 착륙장치의기본제원 그림 2 수평착륙(Level Landing) 제정:

194 그림 3 꼬리내림착륙(Tail-Down Landing) 그림 4 편차륜착륙 제정:

195 그림 5 횡활착륙(Lateral Drift Landing) 그림 6 제동장치사용상태 제정:

196 그림 7 지상선회 그림 8 축선회 제정:

197 부록 B 수상기 그림 1 수상기의각도, 치수및방향에대한도식적인정의 제정:

198 그림 2 선체(hull) 의위치에따른하중배수 그림 3 횡방향압력분포 제정:

199 부록 C 착빙조건 Part I 대기결빙조건 (a) 연속최대착빙 최대의연속강도를지닌대기의착빙조건( 연속최대착빙) 은구름에함유된수분성분, 구름입 자의평균유효직경, 대기온도등과같은변수들과그림 1의앞세가지변수들의상호관계에 따라정의된다. 고도와온도에따른한계착빙영역곡선은그림 2 에나타나있다. 그리고, 구름 입자의직경과고도, 구름에함유된수분성분등의상호관계는그림 1과그림 2에의해결정된 다. 수평거리 17.4해리범위를벗어나는곳에서연속최대착빙대기조건이되는구름에함유된 수분성분은그림 1의구름에함유된수분성분값에그림 3 의해당배율을곱해서결정한다. (b) 불연속최대착빙 불연속적인최대강도를지닌대기의착빙조건( 불연속최대착빙) 은구름에함유된수분성분, 구 름입자의평균유효직경, 대기온도등과같은변수들과그림 4의앞세가지변수들의상호관계 에따라정의된다. 고도와온도에의한한계착빙영역곡선은그림 5 에나타나있다. 또한, 구름 에함유된수분성분, 구름입자의직경과고도와의상호관계는그림 4와그림 5 에의해결정된다. 수평거리 2.6 해리범위를벗어나는곳에서, 불연속최대착빙대기조건이되는구름에함유된수 분성분은그림 4의구름에함유된수분성분값에그림 6 의해당배율을곱해서결정한다. (c) 이륙최대착빙 이륙시최대강도를지닌대기의착빙조건( 이륙최대착빙) 은구름에함유된수분성분 0.35 g/m 3, 구름입자의평균유효직경 20 microns, 지상대기온도 -9 에따라정의된다. 이륙최대착 빙조건은이륙면에서부터고도 457m(1,500ft) 까지확장된다. 제정:

200 그림 1 제정:

201 그림 2 제정:

202 그림 3 그림 4 제정:

203 그림 5 제정:

204 Part II Subpart B 적합성입증을위한기체착빙 (a) 착빙 - 일반 각비행단계에서비행성능과조종성에최악의착빙은 Subpart B 결빙조건에서의비행성능 과조종성요구조건을입증하는데사용하여야한다. 신청자는평균유효직경, 함수량, 비행조건 ( 예를들어형상, 속도, 받음각, 고도) 에적절한온도를포함하여본부록의 Part I에제시된대기 결빙조건의전범위를고려하였음을입증하여야한다. 각비행단계에서의착빙은다음과같이 정의된다. (1) 이륙단계의착빙은 Part I (c) 항의이륙최대결빙조건에서이륙시착빙이시작되었다고가 정할때이륙면과이륙면부터 122m(400ft) 까지의사이에서발생하는정상적인결빙방지시 스템작동에의해적절하게보호되는면위의착빙과보호되지않은면의가장위험한착 빙을말한다. (2) 최종이륙단계의착빙은이륙면위의 122m(400ft) 에서 457m(1,500ft) 까지, 또는이륙에서순 (3) (4) (5) 항으로의전환이완료되고 VFTO 에도달하는고도어느것이든지, 그사이에서발생하는 정상적인결빙방지시스템작동에의해적절하게보호되는면위의착빙과보호되지않은 면의가장위험한착빙을말한다. 착빙은 Part I (c) 항의이륙최대결빙조건에서이륙시착 빙이시작되었다고가정한다. 순항단계의착빙은순항비행단계동안발생하는정상적인결빙방지시스템작동에의해 적절하게보호되는면위의착빙과보호되지않은면의임계착빙상태를말한다. 공중대기단계의착빙은공중대기비행단계동안발생하는정상적인결빙방지시스템작동 에의해적절하게보호되는면위의착빙과보호되지않은면의임계착빙상태를말한다. 접근단계의착빙은공중대기단계에서가장위험한접근비행형태로의전환에서발생하는 정상적인결빙방지시스템작동에의해적절하게보호되는면위의착빙과보호되지않은 제정:

205 (6) 면의임계착빙상태를말한다. 착륙단계의착빙은접근비행단계에서최종착륙비행형태로의전환에서발생하는정상 적인결빙방지시스템작동에의해적절하게보호되는면위의착빙과보호되지않은면의 임계착빙상태를말한다. (b) 상기(a) 항에서정의된착빙, 25.21(g) 항의요구조건에해당하는적합성입증시고려하여야 (c) (d) 하는착빙의수를감소하기위하여비행단계에서정의된지정된착빙보다더위험한경우 를보일수있는경우, 그비행단계에서수행한다. 형상차이와착빙효과는고려되어야 한다. 조종성에가장위험한영향을미치는착빙은성능의차이가고려되는비행기성능시험에 사용하여야한다. 보호되는부품과보호되지않는부품의이륙단계착빙은부록 조건과다음의조건으로가정된계산에의해결정되어져야한다. C에서정의된이륙최대결빙 (1) 에어포일과조종면, 해당되는경우, 프로펠러는이륙을시작하는시점에서서리, 강설, 결 빙에영향을받지않는다. (2) 착빙은이륙시점에서시작한다. (3) 무게와추력/ 전력의임계비 (4) 임계엔진고장이 VEF 에서발생 (e) (5) 결빙방지시스템에대한승무원활동은이륙주행을시작한직후를제외하고비행기의비행 교범에제시된정상비행절차에따른다. 승무원은비행기가이륙면위로최소 122m(400ft) 가될때까지결빙방지시스템을작동하기위한어떠한조취도취해서는안된다. 결빙방지시스템이작동하고의도된기능을수행하기전의착빙은연속최대대기결빙조건에 서결빙방지시스템의효과적인작동과활동전의보호되는면과보호되지않는면에형성된 위험한착빙이다. 본착빙은 (j) 항과 (h) 항의적합성을입증하는데에적용된다. 제정:

206 부록 D 최소승무원수결정기준 항에따라최소승무원수를결정할때에는다음사항들을고려하여야한다. (a) 기본적인업무기능 : 다음과같은기본적인업무기능을고려하여야한다. (1) (2) (3) (4) (5) (6) 비행경로제어 충돌회피 항법 통신 비행기엔진과시스템의운용과감시 명령결정 (b) 업무부하결정요소 : 최소승무원수를결정하기위하여업무부하요소를분석하고실증하 는데있어다음과같은업무부하요소들을충분히고려하여야한다. (1) 비상용연료차단밸브, 전기계통, 전자계통, 여압계통및엔진조종장치를포함하여필요한 모든비행조종장치, 출력조종장치및장비제어장치들로의접근성과조작의용이성및 간편성 (2) 필요한모든계기및화재경보장치, 전기계통고장지시장치, 기타고장또는경보지시기 (3) 등의고장경보장치등의명확성과접근성. 이러한계기들과장치들이가르키는수정작 업범위의적절성. 단독연료탱크또는다른탱크에연료가탑재되어있는경우자동적으로연료가보충되는 연료공급원으로모든엔진을항상작동상태로두는기능과중량중심위치, 구조, 기타감 항성요건에따른특정한연료관리계획을수행하기위한작동절차의수행횟수, 긴급성 및복잡성. (4) 정상운용과고장이나비상사태시요구되는진단과적절한처리에관련된심리적, 육체적 노력의정도와지속시간 (5) 운항중에필요한연료, 유압, 여압, 전기, 전자, 제빙및기타시스템의감시범위 (6) 시스템의감시, 조종장치의비상조작과객실내에서의비상사태에대한조치를포함하여 (7) (8) (9) (10) 지정된착석위치에서실시할수없는승무원의업무 비행조종장치와기타필수적인시스템에사용되는유압또는동력을상실하지않기위해 서승무원이해야할일을최소화하기시키는비행기시스템의자동화( 고장또는오작동 시자동전환하거나고장을격리하는기능과같은) 수준 통신과항법업무부하 다른비상사태를유발할수비상사태에대한업무부하증대가능성 최소한두명의조종사가요구되는운용규정을적용받는상황에서한승무원이업무수 행을할수없게되는경우 (c) 운항인가의종류 : 운항인가의종류를승인하는데있어해당비행기에대한운항규정을고 려하여야한다. 신청자가보다제한된운항형태에대한인가를득하려는경우가아닌한 본기술기준 Part 25 에근거해서증명을받은비행기는계기비행운항을한다고본다. 제정:

207 부록 E 보조동력장치 Ⅰ. (a) 보조동력장치를장착한비행기의중량증대 형식승인을받은보조로켓엔진을장착한비행기의최대이륙중량및최대착륙중량의증대를 신청한자는다음사항들을충족하면 2 항에따라중량증대증명을받을수있다. (1) 로켓엔진을장착하는방법은승인을받은것이어야하며, 비행시험을통해최대중량을증 가시킨상태에서로켓엔진및조종장치가안전하고신뢰성있게작동한다는것을입증해 야한다. (2) 비행기비행교범, 플래카드, 표시판또는이들을대체할수있는매뉴얼에국토교통부장관 (b) 이필요하다고보는기타다른운항제한요건에부가하여이기준에따라승인된중량 추가사실과다음과같은경우중량을추가한상태에서의운항을금지한다는사실을명 시하여야한다. (i) 장착된보조로켓엔진의유효기간이로켓엔진의제조업자가설정한기간( 통상엔진케이 (ii) 스에인쇄되어있음) 을경과한경우 로켓엔진의연료가소진또는방출된경우 보조로켓엔진을장착하지않은상태에서일반적으로승인되어있는최대이륙중량및최대 착륙중량은다음항목들에서규정하는값을넘지않는한도내에서증가시킬수있다. (1) IN 과동등한양 : 여기에서 I는각보조로켓엔진으로부터얻을수있는최대추력을 (2) (3) (4) kg-sec 으로표시한값이며, N 은장착한로켓엔진의수이다. 보조로켓엔진을장착하지않은상태에있어감항성에관한해당기준에따라서승인된최 대중량의 5% 와동등한양 로켓엔진의장착중량과동등한양 보조로켓엔진을장착하지않은비행기에대하여설정된최대구조중량과동등한양 Ⅱ. 보조동력장치를장착한수송기류( 감항분류 T) 비행기의성능증대 감항분류 T의비행기에보조동력장치를장착하는경우국토교통부장관은그에따른성능증대 를인정할수있다. 그러나, 성능증대는최대이륙중량및최대착륙중량, 이륙거리, 이륙경로에 만적용하고국토교통부장관이보조동력장치를장치하지않은상태에서원래인증받을때적용 된기준에따른이륙, 접근, 착륙비행절차에대하여전반적인안전성을유지하는데필요하다 고보는한계를초과하지못한다. 이부록에있어서보조동력이라고하는것은로켓엔진으로부 터비교적단기간에얻을수있고또한비상시에만작동되는출력이나추력, 또는두가지모 두를칭한다. 여기에는다음기준을적용한다. (1) 이륙일반 : 성능증대를신청하려면모든중량과고도및필요한경우대기온도에대하여 (2) (a) 하기(2) 항및 (3) 항의이륙데이터는결정해야한다. 이륙경로 보조동력장치를사용하는경우한엔진이작동하지않을때의이륙경로는감항성에관한 해당기준의성능요건에따라서결정하여야한다. (b) 상기 (a) 항에따라결정한엔진한엔진부작동일때의이륙경로( 비행기가이륙표면상또 는그바로위에있는경우는제외한다) 는보조동력장치를장착하지않고최대이륙중량에 서한엔진부작동상태에서감항성에관한모든요건을충족했을때의이륙경로보다도 위에있어야한다. 이것을비교하기위하여이륙경로는이륙표면으로부터최소한 제정:

208 (c) (d) 120m(400ft) 고도까지확장하여고려해야한다. 보조동력장치를사용하지않는상태에서의모든엔진작동시의이륙경로는상기 (a) 항에 의한엔진한대부작동때의이륙경로보다도더높은전체적인성능수준을보여야한다. 안전여유량은정상적인안전운항을보장하기위해정해야하며, 15% 보다커야한다. 모 든엔진작동시의이륙경로는 (a) 항에의한일관된절차에따라결정해야한다. 왕복엔진비행기에있어비행교범에따라계획된이륙경로로상기 (a) 항에따라서결정된 한엔진부작동일때의이륙경로를표시하여야하고, 플랩접음및운항속도도달에대 해서는신청자에의해선정된방법((6) 항참조) 을반영하도록수정하여야한다. 예정된이 륙경로는공중의모든점에있어서양(+) 의경사를가져야하지만, 어떠한점에서도 (a) 항 에규정된이륙경로보다위에있어서는안된다. (3) 이륙거리 : 이륙거리는상기 (2)(a) 항의기준에따라결정한한엔진부작동일때의이륙 경로에대해서왕복엔진비행기에있어서는이륙출발점으로부터이륙표면상 15m(50ft) 의 고도에도달하는지점까지, 터빈엔진비행기에서는이륙표면상 10.7m(35ft) 의고도에도달 하는지점까지의수평거리로정의한다. (4) 최대이륙중량 : 최대이륙중량은성능증대기준에서적용하는모든고도및필요한경우대 기온도에대하여결정하지만, 다음 (a) 항및 (b) 항의기준에적합한것으로설정된중량보 다크지않아야한다. (a) 허용최대이륙중량은상기 (2)(b) 항에서 (d) 항까지의조건에적합하여야한다. (b) 보조동력장치를사용하지않는상태에서비행기는당초인증된감항성에관한해당기준 (5) 의모든운항요건에적합하여야한다. 또한, 터빈엔진비행기는보조동력장치를사용하지 않은상태에서감항성에관한해당기준에규정된최종이륙상승요건을충족해야한다. 허용최대착륙중량 (a) 허용최대착륙중량( 한엔진부작동일때의접근및모든엔진작동시의착륙복행:landing climb) 은성능증대기준을적용하여야하며, 모든고도및필요한경우대기온도에있 어서결정하여야되지만, 하기(b) 항의기준에적합한것으로설정된것보다도커서는안 된다. (b) 엔진이비행기의형태에대응하는출력혹은추력또는그양자의상태에서운전되고, 또 한보조동력장치를사용한경우의비행경로는감항성에관한모든해당요건에적합한최 대중량에있어서보조동력장치를사용하지않은경우의비행경로보다도위에있어야한 다. 또한, 비행경로는다음 (i) 항과 (ii) 항의기준에적합하여야된다. (i) 비행경로는비행기의적절한형태를변화시키지않고결정한것이어야한다. (ii) 비행경로는보조동력장치를작동시킨점에서최소 야한다. 120m(400ft) 위의고도까지설정하여 (6) 일반적인비행기의형상, 속도및출력, 추력 : 비행기형상, 속도및출력또는추력또는 (a) (b) 그양자의변경은신청자가비행기의운용에대해서설정된방법에따라서행하여야되고, (a) 항부터 (c) 항까지의기준에적합한것이어야한다. 이방법은착륙과접근에실패하였을 때의조치방법으로설정된것이어야한다. 변경방법은통상적인기량을지닌승무원이운용중에일관되게할수있는것으로서감 항당국이인정한것이어야한다. 변경방법은안전과확실하다는것이증명되지않은방법또는장치의사용을포함한것 이어서는안된다. (c) 변경방법을실시함에있어서운용중에일어날것으로예상되는시간지연등의허용범 제정:

209 위에대하여고려하여야한다. (7) 보조동력장치의장착과운용 : 보조동력장치와그장착은다음사항들을충족해야한다. (a) 보조동력장치및그장착으로인해비행기의안전성에나쁜영향을미치지않아야한다. (b) 보조동력장치와그조종장치는안전하고신뢰성이있다고입증되어야한다. 제정:

210 부록 F Part I 항과 항에대한적합성을입증하기위한시험기준과절차 (a) (1) 재료시험기준 승무원실이나객실에사용하는내장재 (i) Part I 항에의거하여수직시험대상이되는내부천장패널, 내부벽패널, 칸막이, 조리실 구조물, 대형벽장의벽, 구조바닥, 보관함의조립등에사용하는재료( 좌석밑보관함과 잡지나지도등작은것을보관하는칸막이등과는다른) 는반드시자기소화성을지녀야 한다. 평균연소길이가 15.24cm (6in) 를초과하지않아야하며, 화염원을없앤후의평균 연소시간이 15 초를초과하지않아야한다. 시험시료에서떨어져나간파편은떨어진후 평균 3 초이상의화염을내지않아야한다. (ii) 바닥덮개, 직물( 커튼천이나겉천을포함) 좌석쿠션, 충전물, 장식과비장식코팅천, 가 죽, 쟁반과조리실가구, 전기도관, 공기관, 접합부위및가장자리덮개, B 및 E급화물 실이나수화물실의라이너, B, C, D 또는 E 급화물실이나수화물실의바닥패널, 화물실 덮개와투명판, 주조부품과열성형부품들, 공기도관접합및정리용스트립( 장식이나벗 겨지는) 등본부록 Part I (iv) 항에속하지않는재료들은본부록 Part I항또는다른 증명된동등한방법에따라수직시험을할때자기소화성을지녀야한다. 평균연소길이 가 20.32cm(8in) 를초과하지않아야되고, 화염원을없앤후의평균연소시간은 15초를 초과해서는안된다. 시험시료에서떨어져나간파편은떨어진후평균 5초이상의화염 을내어서는안된다. (iii) 영화용필름은안전사진필름(Safety Photographic Film) PH I.25의표준규격에적합해 야한다. 필름이도관을지나는경우, 그도관은본항의 (ii) 항의요건을충족해야한다. (iv) 수평시험을할때, 투명플라스틱창문, 표지, 일부혹은전체가탄성인재질로이루어 진부품들, 공동하우징안에두개이상으로만들어진가장자리조명기구조합, 좌석 벨트, 어깨멜빵및승객과승무원이사용하는곳에쓰이는컨테이너, 상자, 운반대등 을포함한화물과수화물고정장치등은평균연소율이분당 안된다. 6.35cm(2.5in) 를넘어서는 (v) 화재를크게전파하지않는작은부품들( 손잡이, 핸들, 롤러, 결합구, 클립, 덧쇠, 마찰스 (2) (i) 트립, 도르래및작은전기부품들) 과전선과케이블의절연재들은이부록 Part I의 (a)(1)(i) 항, (ii) 항, (iii) 항또는 (iv) 항등에서언급하지않은재료들은수평시험에서연소 율이분당 10.16cm(4in) 를넘어서는안된다. 승무원이나승객이없는화물실과수화물실 예비 (ii) 항에정의된 B급혹은 E급의화물실이나수화물실에는이부록 Part I 의 (a)(1)(ii) 항의요건충족하는재료로만든라이너를부착해야한다. 라이너는비행기구조물( 부착 물은제외) 에서분리되어있어야한다. 이러한라이너에대해서는 45 시험을실시한다. 화염이연소중또는꺼진후재료를관통하지않아야한다. 화염원제거후의평균연 소시간은 15 초를넘지않아야하고, 평균백열시간은 10 초를넘지않아야한다. (iii) 항에정의된 B, C, D 혹은 E급의화물실이나수화물실에는이부록 Part I의 (a)(1)(ii) 항의요건을충족하는재료로만든바닥패널을부착해야한다. 바닥패널은비행 기구조물( 부착물은제외) 에서분리되어있어야한다. 바닥패널에대해서는 45 시험을 실시한다. 화염이연소중또는꺼진후재료를관통하지않아야한다. 화염원제거후의 제정:

211 평균연소시간은 15 초를넘지않아야하고, 평균백열시간은 10 초를넘지않아야한다. (iv) 화물을보호하는절연담요와덮개는이부록 Part I 의 (a)(1)(ii) 항의요건을충족하는재 료로만들어야한다. 각화물실과수화물실에쓰는고정장치( 컨테이너, 상자그리고운반 대를포함) 는이부록 Part I 의 (a)(1)(v) 항의요건을충족하는재료로만들어야한다. (3) 전기시스템구성품 : 동체의모든지역에설치된전선과케이블의절연재는이부록 Part (b) I에의거한 60 시험에서자기소화성을보여야한다. 평균연소길이가 7.62cm(3in) 를넘어 서는안되고, 화염원이제거된후의평균연소시간이 30 초를넘지않아야한다. 시험시료 에서떨어져나온파편은떨어진후 시험방법 3 초이상의화염을내지않아야한다. (1) 상태조절 : 시료는습도균형이이루어질때까지또는 24시간동안온도 21 (70 ), 상 대습도 50% 의상태에서보관하여야한다. 시료를사용하기전에는항상조절된환경에 보관하여야한다. (2) 시료형상 : 작은부품들과전선과케이블절연재는예외로하고, 시험재료는평판재료로부 터잘라낸시료나부품의모형과같이비행기에장착되는부품으로부터절단해낸일부 이거나절단부분을모방한것이어야한다. 시료는잘라내는부위는어느곳이든상관없지 만샌드위치패널같은조립체는분해해서시료로사용할수없다. 다음에명시하는경우 를제외하고, 시료의두께는비행기에서사용하도록허용된최소두께보다두꺼워서는안 된다. 좌석쿠션과같은두꺼운발포부품은 1.3cm(0.5in) 의두께로시험하여야한다. 시험을 해야하는부품에사용되는재료의두께가 0.32cm (1/8in) 이하인경우이부록 Part I의 (a)(1)(v) 항의조건을충족하여야한다. 전선및케이블재료의치수는비행기에사용되는 것과같아야한다. 헝겊에대해서는종방향및횡방향의봉합에대한임계인화성조건을 결정하기위하여시험한다. 시료는다음과같이금속프레임안에장착한다. 본항의 (4) 항 의수직시험에있어서는긴두변과위쪽을고정하고, 본항의 (5) 항의수평시험에있어서 는긴두변과화염으로부터먼변을고정한다. 만약비행기에서사용하는실제크기가 더작지않다면, 시료의노출부분은최소한폭 5.08cm(2in) 이고길이가 30.48cm(12in) 이 어야한다. 버너로불을붙이는변은끝부분이마무리되어있거나보호되어있지않아야 하며, 비행기에설치된재료또는부품의실제단면을대표하는것이어야한다. 본항의 (6) 항에규정하는 45 시험을행하는경우시료는모든네변을완전히고정하고화염에 노출되는부분의크기가 cm(8 8in) 이상이되도록하여금속프레임에장착한다. (3) 장치 : 본항의 (7) 항에서규정하는경우를제외하고시험은미연방시험방법규격(Federal Test Method Standard) 191 모델 5903(5902 방법을개정) 의수직시험혹은 5906 방법의 수평시험에의거하여승인되고시험방법에적합하며 틈새바람이없는시험실안에서행 하여야한다. 시험실에비해너무큰시료에대해서는같은형상의틈새가없는조건에 서시험해야한다. (4) 수직시험 : 적어도세개의시료에대해시험을수행하여그결과를평균하여야한다. 헝겊 에대해서는임계가연성조건에대한봉합방향이가장긴치수에평행해야한다. 각시 료는수직으로지지되어야한다. 시료의착화에는높이가 3.8cm(1.5in) 의화염을얻을수 있도록조절된내경 0.95cm(3/8in) 의분젠버너또는티릴버너를사용한다. 화염중심의 최저화염온도는보정된열전대고온계로측정하며 843 (1550 ) 이상이어야한다. 시료 의밑변은버너의상단으로부터 1.9cm(3/4in) 이상떨어져야한다. 화염은시료의밑변중 심선에닿도록하여야한다. 이부록 Part I 의 (a)(1)(i) 항이적용되는재료에대하여서는 화염을 60초간접촉한후제거한다이부록 Part I 의 (a)(1)(2) 항이적용되는재료에대하 제정:

212 여서는화염을 12 초간접촉한후제거한다. 화염시간, 연소길이및적하물( 滴下物 ) 의화염 시간( 있는경우) 을기록한다. 본항의 (7) 항에따라연소길이를 0.25cm (0.1in) 단위로측 정한다. (5) 수평시험 : 적어도세개의시료에대해시험하여그결과를평균하여야한다. 각시료는 수평으로지지되어야한다. 비행기에장착될때노출되는면을시험할때는밑면이되도 록한다. 시료의착화에는높이가 3.8cm(1.5in) 의화염을얻을수있도록조절된내경 0.95cm(3/8in) 의분젠버너또는티릴버너를사용한다. 화염중심의최저화염온도는보정 된열전대고온계로측정해야하며 843 (1550 ) 이상이어야한다. 밑변은버너의상단 1.9cm(3/4in) 위의버너중심선상에두어야한다. 화염을 15 초간적용시킨후제거한다. 시간을측정할때에는최저 25.4cm(10in) 길이의시료를사용해야하며약 3.8cm(1.5in) 연소된이후에연소앞단에서부터시간측정을개시한다. 이때평균연소율을기록한다. (6) 45 시험 : 적어도세개의시료에대해시험을하여그결과를평균하여야한다. 각시료 는수평면에대해 45 의위치로지지되어야한다. 비행기에장착될때노출되는면을시 험할경우노출면이아랫면이되도록한다. 시료의착화에는높이가 3.8cm(1.5in) 의화염 을얻을수있도록조절된내경 0.95cm(3/8in) 의분젠버너또는티릴버너를사용한다. 화 염중심의최저화염온도는보정된열전대고온계로측정해야하며 843 (1550 ) 이상이 어야한다. 틈새바람이없도록충분히주의하여야한다. 화염의 1/3을시료의중심에 30 초간적용시킨후화염을제거한다. 화염시간, 백열시간, 및화염의시료통과( 중심부통 과) 여부를기록한다. (7) 60 시험 : 각전선사양( 조성과치수) 별로적어도세개의시료에대해시험을해야한다. 전선또는케이블( 절연을포함) 의시료는이부록 Part I 의 (3) 항에서규정하는보관함안 에서문을연상태또는높이 61cm, cm (2ft, 1 1ft) 의상자속에서윗면과수직 인한측면( 앞면) 을열고, 완전연소를위하여충분한공기흐름을얻을수있도록한다. 또한, 외풍이없도록한상태로상자앞면과나란하게약 15.24cm(6in) 정도떨어지도록 하여, 수평과 60 의각도로놓아야한다. 시료의하단은완전히고정해두어야한다. 시료 의상단은풀리또는지지봉의위를통해시료가가연성시험중에활짝펴져서고정되 도록적당한중량물을사용한다. 아래의집게와위의풀리또는지지봉사이의시험재료 의길이는 61cm(24in) 여야하며, 화염을내기위한중심을알수있도록하단으로부터 20.4cm(8in) 떨어진부분에표시한다. 분젠버너나티릴버너의화염을시험표식에 30초간 적용한다. 버너는시료의시험표시아래에두고시료에직각으로또한시료의수직면과 30 의각도를이루도록놓아야한다. 버너는구경이 0.95cm(3/8in) 이고화염의높이가 7.6cm(3in) 인것으로약 1/3 의높이가내부원추가되도록조절한다. 화염중가장뜨거운 부분의최저온도는보정된열전대고온계를사용해서측정했을때 954 (1750 ) 이상이 어야한다. 버너는화염의가장뜨거운부분이전선상의시험표시부분에닿도록위치하 여야한다. 화염시간, 연소길이및적하물의화염시간( 있는경우) 을기록한다. 이부록 Part I 의 (8) 항에따라화염길이를 0.25cm(0.1in) 단위로해서측정한다. 전선시료의파괴 를실패로간주하지않는다. (8) 연소길이 : 연소길이는최초의시료끝으로부터화염에의해생긴시험시료의손상부위에 서가장먼곳까지의거리이다. 손상부위는부분적또는전부의멸실, 탄것또는취성화 의영역을포함하고그을음, 얼룩, 굽은것또는탈색된영역, 재료가열원으로부터떨어 져있어수축또는녹은영역은포함하지않는다. 제정:

213 Part II. 좌석쿠션의연소성 (a) 허용기준 : 좌석쿠션은다음기준에적합하여야한다. (1) (2) 좌석좌부및등받이쿠션에대하여적어도세세트의시료를이용하여시험을실시하여 야한다. 쿠션이방염재를이용해서제작되어있는경우쿠션발포코아는방염재에의해완전히둘 러싸여져있어야한다. (3) 시험시료는주요구성부품( 발포코아재, 부체재료, 사용된경우방염재및포장재) 과생산 물품에쓰이는결합공정( 봉합과마감으로대표되는) 을사용해서제작되어야만한다. 좌부 쿠션과등받이쿠션재료의조합이다른경우에는좌부쿠션재료로구성되는완전한시료 세트와등받이쿠션재료로구성되는완전한시료세트각각에대하여시험을행하여야한 다. 외부포장재를포함하는쿠션이오일버너시험을통해이부록의요건에적합하다는 것이증명되어있는경우그쿠션포장재는 (c) 항에규정하는시험에의한연소길이 나오일버너시험에사용된쿠션에사용되는포장재의연소길이를넘지않는유사한포 장재와교환하여도무방하다. (4) 시험된총시료세트중최소한 2/3는화염을받는쪽으로부터측정한연소길이가버너 반대쪽에도달할만큼길지않아야한다. 또한, 연소길이는 43.18cm(17in) 를초과해서는 안된다. 연소길이는버너에가장가까운좌석프레임의안쪽으로부터화염에의한시료의 손상이생겼다고인정되는가장먼장소까지의수직거리이다. 손상부위는부분적또는전 부의멸실, 탄것또는취성화된영역을포함하고그을음, 얼룩, 굽은것또는탈색된영 역, 재료가열원으로부터떨어져있어수축또는녹은영역은포함하지않는다. (5) 평균중량손실은 10% 를초과하지않아야한다. 또한, 시험된모든시료세트중최소한 2/3 는중량손실이 10% 를넘지않아야한다. 시험종료후중량을결정하기전에쿠션과장착 대로부터모든적하물을제거해야한다. 시료세트중량손실의백분율은시험전의시료 중량으로부터시험후의시료중량을뺀값을시험전의시료중량에대한비율로표시한다. (b) 시험조건 : 등받이쿠션상부에있어서수직방향의공기속도는평균 12.7cm/sec (25ft/min) (c) 이며좌부쿠션수직부근위의수평방향공기속도는 5.0cm/sec(10ft/ min) 이하여야한다. 공기속도는환기를하고버너모터를운전하지않은상태에서측정한다. 시험시료 (1) 각시험마다좌석좌부및등받이쿠션에의해구성되는시료세트를사용하여야한다. (2) (3) 직물의포입및봉합이중복되는부분을제외한좌부쿠션의시료크기는폭 45.7±0.3cm(18±1/8in), 길이 50.8±0.3cm(20±1/8in), 두께 10.2±0.3cm(4±1/8in) 이다. 직물의포입및봉합이중복되는부분을제외한좌석등받이쿠션의시료의크기는폭 45.7±0.3cm(18±1/8in), 길이 63.5±0.3cm(25±1/8in), 두께 5.1±0.3cm(2±1/8in) 이다. (4) 시료는시험시작전최소한 24시간동안온도 21±3 (70±5 ), 상대습도 55%±10% 의상태 로보관해야한다. (d) 시험장치 : 시험장치의배치는그림 1에서부터그림 5 까지와같다. 시험장치에는다음과 같은장치들이포함된다. 시험장치의상세한부분은사용하는버너의형식에따라변경할 수있다. (1) 시료장착대 : 시료장착대는그림 1 에서와같이강재앵글로제작한다. 장착대의다리길이 는 30.5±0.3cm(12±1/8in) 이다. 장착대는그림2에서와같이좌부쿠션및등받이쿠션시료를 장착하기위하여사용되는것으로알루미늄박으로무광택면을위로하여덮은설치한 적하물받이를갖추어야한다. 제정:

214 (2) 시험버너 : 시험에사용되는버너는다음과같은사양이어야한다. (i) 개량식권총형 (ii) 7kg/cm2(100 psi) 로 8.5 l/hr(2.25gal/hr) 의유량을얻을수있는분무각 80 의노즐 (iii) 통풍관끝에그림 3과같이입구폭이 28.0cm(11in) 이고높이가 15.2cm (6in) 인 30.5cm (12in) 버너콘장착 (iv) 2등급등유또는그동등품을연료분출유량을 (3) 료압력조절기 열량계 7.6 l/hr(2.0gal/hr) 로조정할수있는연 (i) 시험에사용되는열량계는정밀도 ±3%, 측정범위 0~17.0W/cm2(0~15.0BTU/ ft 2 (ii) -sec) 인것으로버너의보정중에그림 4에서처럼강재앵글받침대에붙어있는 cm(6 12in), 두께 1.9cm(3/4in) 의칼슘, 규산염차단판에장착하여야한다. 작동중에차단판이넘어지면열량계의정렬이되지않을수가있으므로버너콘출구 와평행한면에있는차단판의노출된쪽과열량계면이평행이되도록확인하고필요 하면보조장치를설치한다. (4) 열전대 : 시험에사용되는일곱개의열전대는 0.16~0.32cm(1/16~1/8in) 의금속피복을 갖는세라믹팩의 K 형, AWG(American Wire Gauge) 22~30 번도선으로연결하여야한다. 일곱개의열전대는버너의보정중시료장착대에배치하기위해그림 대를갈퀴모양으로만들어강재앵글브라켓(bracket) 에부착한다. 5에서와같이열전 (5) 장치의배열 : 시험버너는버너콘(cone) 출구가시료장착대의한측면으로부터 10.2±0.3cm (4±1/8in) 의거리에위치하도록스탠드위에장착하고, 버너장착대는예열운전중버너 를움직여시료장착대에서분리시킬수있어야한다. (6) 기록장치 : 적절한측정범위를갖는기록용전위차계또는다른적절히보정된계기를사 용하여열량계및열전대의출력을측정해서기록하여야한다. (7) 중량계 : 중량계는시험전후의좌석쿠션시료세트의중량을 9g(0.02lb) 이내의단위로 적절한방법에의해측정할수있는것이어야한다. 시험중연속해서중량을측정할수 있는장치가바람직하다. (8) 시간측정기 : 화염을접촉시키는시간, 자기소화시간및시험시간을측정하기위해스톱 워치또는다른장치(±1 초로보정된) 를사용하여야한다. (e) 장치의준비 : 보정을하기전에모든장치를작동시켜버너의연료를 (d)(2) 항에따라조 정하여야한다. (f) 보정 : 버너로부터적절한열량출력을얻기위해다음시험절차를수행하여야한다. (1) 그림 4와같이열량계를버너콘출구로부터 10.2±0.3cm(4±1/8in) 떨어뜨려시료장착대에 설치한다. (2) 버너를점화해서예열운전으로 2분간작동시킨후열량계수치가 11.9±0.6 W/cm2 (10.5±0.5BTU / ft 2 -sec) 로일정해지도록버너의공기입구조절판을조정한후에버너를소화한다. (3) 열량계를열전대묶음과교환한다( 그림 5). (4) 버너를점화시켜열전대수치가 1038±55 (1900±100 ) 로안정적인상태가되는지확인한다 (5) 열량계및열전대의값이허용범위내에들지않는경우 (1) 항으로부터 (4) 항까지의절차 를반복해서적정한수치가나올때까지버너의공기입구조절판을조정하여야한다. 보 정시험의파라미터를유지하고기록하기위해서열량계및열전대묶음을빈번하게사용 하여야한다. 특정장치에대해서일관성이실증될때까지는각시험에서마다보정을실 시해야한다. 장치의일관성이확인된후에는시험전에보정을한후연속해서수회의 제정:

215 시험을실시하고그후 1 회의보정을통해확인을해도무방하다. (g) 시험과정 : 각시료세트의가연성시험은다음과같이실시하여야한다. (1) 좌부쿠션및등받이쿠션으로구성되는시료의시험전중량을 9g(0.02lb) 이내의단위로측 정하여기록한다. (2) 그림 2와같이좌부쿠션및등받이쿠션을시료장착대에부착하고등받이쿠션시료는시료 장착대상부에고정한다. (3) 버너를시험위치로움직여버너콘출구와좌부쿠션시료측면과의거리가 10.2±0.3cm (4) (4±1/8in) 가되는지확인한다. 버너를시험장치로부터분리하여점화한후버너콘을충분히예열시키고안정된화염을 얻기위해 2 분간연소시킨다. (5) 시험을개시하기위해서시험장치로버너를작동하고동시에시간계측기를작동시킨다. (6) 좌부쿠션시료를 2 분간버너의화염에적용시킨후버너를소화한다. 버너를빨리소화시 켜서시험장치로부터분리한다. 쿠션에화염을적용시킨후 7분이경과하면가스소화제 ( 할론또는이산화탄소) 를사용해서시험을종료시킨다. (7) 모든적하물을제외하고장착대에남은좌석쿠션시료세트의중량을 9g (0.02lb) 이내의 단위로측정한다. (h) 시험기록 : 적합성에대해시험한좌석쿠션의모든시료세트에대하여다음사항을기록 (1) (2) 하여야한다. 시험을실시한시료의식별및특징 시험을실시한시료세트의수 (3) 각시료의시험전중량, 시험후중량및손실중량비( 계산치) 와더불어총시료세트에 (4) 대한평균손실중량비( 계산치) 각시료세트의연소길이 모든접합부분은용접한다 그림 1 제정:

216 그림 2 제정:

217 그림 3 제정:

218 그림 4 제정:

219 그림 5 제정:

220 Part III. (a) 화물실라이너의화염침투에대한저항력을결정하기위한시험방법 허용기준 (1) 최소한세개의화물실옆벽또는천장라이너패널시료에대해시험을수행하여야한다. (2) 시험하는각시료는결합구와조명세트등의설계형상, 화재를안전하게가두는라이너 의성능에영향을주는고장등을포함하여화물실옆벽이나천장라이너패널의형상을 모사한것이어야한다. (3) 화염원을적용한한후 5분내에는시료에화염의침투되지않아야하고시험시료의수평 면 10.2cm(4in) 위에서측정한최고온도가 204 (400 ) 를초과해서는안된다. (b) 실험방법요약 : 이방법은 7.6 l/hr(2gal/hr) 의 2등급등유나그와동등한버너화염원의 (c) 화염침투에대한화물실라이너재료의저항성능을측정하기위한시험절차이다. 패널이 미장착된경우를모사하기위하여차폐장치를사용하는경우천장과벽면라이너패널에 대해각각시험을실시한다. 천장라이너패널로써시험에합격한시료는벽면라이너패널 로도사용이가능하다. 시험시료 (1) 시험시료의크기는폭 40.6±0.3cm(16±1/8in), 길이 61.0±0.3cm(24±1/8in) 이다. (2) 시험시료는최소한시험시작 24시간전부터온도 21±3 (70±5 ), 상대습도 55±5% 의상 태를유지하여야한다. (d) 시험장치 : 이부록 Part II의그림 3과이부록 Part III 그림 1에서부터그림 3까지와같 이, 시험장비의배열은본항에서설명하는구성품을포함하여야한다. 장비의상세한내 용은사용하는버너의모델에따라조금씩달라질수있다. (1) 시료장착대 : 시험시료장착대는그림 1 과같이강재앵글로만들어야한다. (2) 시험버너 : 시험에사용하는버너는다음과같은사양이어야한다. (i) (ii) 개량식권총형 적당한노즐을사용하고연료유량이 7.6 l/hr(2gal/hr) 이되도록연료공급압력을유지 하여야한다. 예를들어분무각 80, 압력 6kg/cm2(85 psi), 유량 8.5 l/hr(2.25gal/hr) 로 작동하면 7.7 l/hr(2.03gal/hr) 를얻을수있다. (iii) 통풍관끝에이부록 Part II의그림 3과같이폭이 28.0cm(11in) 이고높이가 15.2cm (6in) 인 30.5cm(12in) 버너콘장착 (iv) 2등급등유또는그동등품을연료분출유량을 (3) 료압력조절기 열량계 7.6 l/hr(2.0gal/hr) 로조정할수있는연 (i) 시험에사용되는열량계는적절한측정범위대략 0~17.0W/cm2(0~15.0 BTU/ ft 2 (ii) -sec) 의총열유량금속막가돈(Gardon) 게이지형식이어야한다. 열량계를버너의보정 중에그림 2에서처럼강재앵글받침대에붙어있는 cm(6 12in), 두께 1.9cm(3/4in) 의차단블록에장착하여야한다. 차단블록을계속관찰하여야하며버너콘출구와열량계면이평행하도록하고필요하 면보조장치를설치한다. (4) 열전대 : 시험에사용되는일곱개의열전대는 1.62mm(1/16in) 의세라믹팩의 K 형, AWG (American Wire Gauge) 30 번도선으로연결시켜야한다. 일곱개의열전대는버너의보정 중시료장착대에배치하기위해본 Part의그림 3과같이열전대를갈퀴모양으로만들어 강재앵글브라켓에부착하여야한다. (5) 장치의배열 : 시험버너는버너콘출구가천장라이너패널에서 20.3cm(8in), 벽면라이너 제정:

221 패널에서 5.1cm(2in) 의거리에위치하도록적절히스탠드위에장착하고, 버너장착대는 예열운전중버너를움직여시료장착대로부터분리시킬수있어야한다. (6) 계측장비 : 적절한측정범위를갖는기록용전위차계또는다른적절히보정된계기로열 량계및열전대의출력을측정해서기록하여야한다. (7) 시간계측기 : 화염시간과화염침투( 발생하는경우) 시간을측정하기위해스톱워치또는시 간계측장치를사용한다. (e) 장치의준비 : 보정을하기전에모든장치를작동시켜안정시킨다. 버너의연료를 (d)(2) 항에따라조정하여야한다. (f) 보정 : 버너의적절한열량출력을얻기위해다음시험절차를수행하여야한다. (1) 통풍관의끝에달려있는버너콘을제거하고, 점화기를켜지않은상태에서버너의송풍 기만작동시킨다. 출구를가로지르는송풍관의중앙에서열선풍력계로공기의속도를측 정한다. 또한댐퍼를조절하여공기속도가 7.87~9.14m/sec(1550~1800 ft/min) 가되도록 한다. 송풍관의끝에꼬리표가사용되었다면, 측정전에꼬리표를없앤다. 측정이끝난후 에버너콘을다시설치한다. (2) 그림 2에서와같이수평시험시료의위치를모방하기위하여열량계를버너콘출구로부터 20.3cm(8in) 떨어진곳의시료장착대에설치한다. (3) 버너를점화해서예열운전으로 2분간연소시킨후열량계의값이 9.1±0.6W/cm 2 (8.0±0.5BTU/ ft 2 -sec) 로일정한값이얻어질수있도록댐퍼를조정한다. (4) 열량계를열전대묶음과교환한다( 그림 3). (5) 버너를점화해서일곱개열전대각각의온도가 927±55 (1700±100 ) 로안정적인상태를 유지하는지확인한다. 만약, 온도범위를벗어나면위의 (2) 항에서 (5) 항까지의순서를반 복하면서온도를맞춘다. (6) 버너를끄고열전대묶음을제거한다. (7) 버너의작동범위가맞도록 (1) 항의절차를반복한다. (g) 시험과정 (1) 보정에서사용한것과같은열전대를수평( 천장) 시험시료 10.2cm(4in) 위에장착한다. (2) 그림 1에서와같이시험시료를수평과수직위치로시험대에장착하고다른편에는절연 재료를장착한다. (3) 화염이시험시료에닿지않도록버너의위치를조절한후버너를점화하여 2분간연소시킨 다. 시료가화염에노출되도록버너를회전한다. 그와동시에시간측정기를작동시킨다. (4) 시료를화염에노출시킨 5 분후에버너를끈다. 만약화염침투가생기면시험은중단하도 록한다. (5) 천장라이너패널을시험할때시료의 10.2cm(4in) 위에서최고온도를측정한다. (6) 만약화염침투가생기면그시간을기록한다. (h) 시험기록 : 다음사항을기록하여야한다. (1) 시험을실시한시료의형식, 제작자, 두께및그외데이터와시료에대한설명 (2) 화염에노출되는동안시료의상태( 엽렬현상, 수지의발화, 연기등) 설명과그발생시간 (3) 시험한시료세개의세트각각에대하여화염침입( 발생하였다면) 이생긴시간 (4) 패널( 천장이나옆벽) 의방향 제정:

222 그림 1 수직과수평장착을위한시험장치 제정:

223 그림 2 열량계브래킷 제정:

224 그림 3 갈퀴모양열전대브래킷 제정:

225 Part IV. 복사열에노출된객실재료에대한토출열소비율결정에관한시험방법 (a) 시험방법에대한요약 : 비행기에장착되는완전한구성품을대표하는세개이상의시료 에대해시험하여야한다. 각시료를공기흐름이일정한환경조절상자에넣는다. 시료가 복사열원에노출되는총열유량은 3.5W/cm 2 이어야한다. 이때수직면이복사열에노출되 어야한다. 연소는점화장치로시작한다. 토출열소비율을계산하기위해시험상자안에 남는연소부산물을관찰하여야한다. (b) 장치 : 시험장치는미국재료시험협회(American Society of Testing and Materials: ASTM) ASTM E-906 의표준토출열소비율장치를사용하여야한다. (1) 이장치는이부록 Part IV의그림 1A 및그림1B 와같다. 시험실을제외한장치의모든 외벽은 2.5cm(1in) 두께의저밀도유리섬유판으로된고온절연제를사용하여차단하여야 한다. 샘플주입막대가들어가는시료시험실은가스켓이달려있는미닫이식문을사용하 여차단하고밀폐시킨다. (2) 열전대열 : 환경조절상자를출입하는공기의온도차이를다섯개의고온부와다섯개의 저온부로구성되는 24게이지의크롬- 알루미늄접합열전대로측정해야한다. 다섯개의 고온접합부는굴뚝상부로부터 1.0cm(0.38in) 떨어진배출구의꼭대기를가로질러놓아야 한다. 열전대끝에는직경이 0.13±0.03cm(0.05±0.01in) 인볼이용접되어있어야한다. 열전 대하나는기하학적중심에두어야한다. 나머지 4개의열전대는각모서리를향하는대 각선을따라중심에서 3.0cm(1.18in) 씩떨어지게둔다( 이부록 Part IV의그림 5 참조). 저 온접합부는하부공기분배판밑에있는팬에둔다( 이부록 Part IV 의 (b)(4) 항을참조). 보정민감도를유지하기위하여열전대열의고온접합부를항상청소하여야한다. (3) 복사열원 : 이부록 Part IV의그림 2A와그림 2B에서와같이 4개의 LL 실리콘탄화물 요소를길이 50.8cm(20in), 외경 1.6cm(0.63in) 의복사열원으로사용한다. 열원의공칭저항 은 안에 1.4Ω이고용량은 100kW/m 2 이다. 실리콘탄화물요소는스테인리스강판으로된상자 0.1cm(0.03in) 두께의세라믹섬유판지또는칼슘-규산염판지에있는 1.6cm(0.63in) 의구멍을통과시켜삽입하여장착한다. 패드와스테인리스강뚜껑위에있는구멍의위 치는이부록 Part IV의그림 2B 와같다. 수직시료가차지하고있는공간을지나는열유속 밀도의균일성을위해끝을자른 0.107±0.005cm(0.042±0.002in) 스테인리스강으로된다이 아몬드형상의마스크를장착해야한다. (4) 공기분배시스템 : 환경조절상자로들어오는공기는 10.2cm(4in) 중심에있는옆면으로부 터 5.1cm(2in) 떨어진곳에위치하고여덟개의 4번드릴구멍이있는 0.63cm (0.25in) 두 께의알루미늄판에의해분배된다. 이알루미늄판은환경조절상자의기초부분에장착되 어있다. 두번째판에는 18번게이지의스테인리스강에고르게분포한 120개의 28번드릴 구멍이있으며, 이판은첫번째알루미늄판의 15.2cm(6in) 위에장착된다. 시험에는잘 조절된공기의공급이필요하다. 공기공급다기관은피라미드부분의기초부분에위치하 며, 잘분포된 48개의 26번드릴구멍이다기관안쪽모서리에서 1.0cm(0.38in) 떨어진곳 에위치한다. 이로써장치내에서의공기흐름이대략세등분된다. (5) 배기관 : 배기관은단면이 cm( in) 이고길이가 25.4cm(10in) 인배기관은 28 게이지스테인리스강으로만들어피라미드부분의출구위에설치한다. 0.05±0.005cm(0.018±0.002in) 의스테인리스강으로된 cm( in) 의격벽판은배기 관의안쪽중심에두고, 공기흐름과는직각을이루며배기관의기초에서 7.6cm(3in) 위에 있어야한다. (6) 시료받침 제정:

226 (i) 시료를반드시수직방향으로부착하여시험해야한다. 시료받침( 이부록 Part IV의그림 3) 은 0.6cm(0.25in) 의경계를따라시료( 이부록의 (d)(3) 항에서언급하는알루미늄박판으 로싸여있는) 에닿는프레임에결합한다. 'V' 자모양의스프링으로결합체를서로잡아 준다. 녹거나떨어지는시험재료를사용할때는분리형 cm ( in) 크기의적하물받이와 2개의 0.05cm(0.02in) 스테인리스강철사( 이부록 Part IV의그림 3 참조) 를반드시사용하여야한다. 스프링과프레임의위치는시료두께에따라달라진다. 시료의받침에있는다른구멍에지지봉을삽입하여위치를바꿀수있다. (ii) ASTM E-906 에설명된복사차단물을사용하지않을경우안내핀을삽입장치에추가해 야한다. 이안내핀은시험실밖의삽입장치에있는가늘고긴구멍이있는판에맞춘 다. 이것은삽입후시료면의정확한위치지정에사용한다. 삽입한시료의앞면은방열 문을닫았을때방열문에서 10.0cm(3.9in) 떨어져있어야한다. (iii) 시료받침은설치된브라켓( 이부록 Part IV의그림 3) 에고정되어야한다. 설치브라켓 은 1.3cm(1/2in) 너트가용접된넓은면와셔를통과하는세개의나사를사용하여삽입 대를추가한다. 삽입대의끝은너트에나사로결합하고 0.51cm(0.02in) 두께의넓은면와 셔는 2개의 1.3cm(1/2in) 너트사이에넣어지지한다. 그너트는삽입대나보정열량계가 지나는복사문에있는구멍을단단히덮는조절용으로사용한다. (7) 열량계 : 총유속형열량계는전체열유속을측정하는시료받침에삽입된 1.3cm(1/2in) 의 카오울(Kaowool) M 형판의중심에설치하여야한다. 열량계의관찰각도는 180 이며입사 유속으로보정한다. 열량계의보정에대해서는승인을받아야한다. (8) 점화화염의위치 : 시료의초기점화는이부록 Part IV 의 (b)(8)(i) 항과 (ii) 항혹은 (iii) 항 에기술된것처럼상하단점화버너각각에시편을동시에노출시키도록한다. 3초이상의 간헐적인점화화염의소화는시험결과를무효로만들기때문에, 화염점화기는하부점화 버너가계속켜진상태를유지할수있도록설치하여야한다. (i) 하단점화버너 : 점화화염의튜브는외경 0.63cm(0.25in), 0.08cm(0.03in) 두께의스테인리 스강이어야한다. 하단점화버너에는메탄 2cm 3 /sec와공기 14.2cm 3 /sec의혼합물을주 입하여야한다. 점화버너튜브끝의정상적인위치는시료의노출된수직면에직각이며 그로부터 1.0cm(0.4in) 떨어진곳이다. 버너튜브출구에서의중심선은시료의노출된하 단모서리 0.5cm(0.2in) 위의점에서시료의수직중심선과교차하여야한다. (ii) 3 구식상단점화표준버너 : 점화버너에는외경 0.63cm(0.25in), 직선길이 0.08cm(0.03in), 두께, 36.0cm (14in) 인갖는스테인리스강튜브가있어야한다. 튜브의한쪽끝은막혀있 어야하며, 세곳의 40번드릴구멍이튜브안으로 6.0cm (2.38in) 떨어져서가스배출구 로나있어야한다. 복사는같은방향으로이루어진다. 첫번째구멍은튜브의막힌끝으 로부터 0.5cm(0.19in) 떨어져있다. 이튜브는시료의노출상단모서리의뒤로 1.9cm(0.75in), 위로 1.9cm(0.75in) 떨어져있어야한다. 중간구멍은시료의수직중앙선 을통과하면서시료의노출면과는직각인수직평면상에있어야하며, 복사원을향하고 있어야한다. 버너에공급되는가스는메탄이며, 2.5cm(1in) 의화염길이를갖도록조정하 여야한다. (iii) 선택사양인 14 구식상단점화버너 : 이버너는이부록 Part IV 의 (b)(8)(ii) 항에설명된 3 구식표준버너대신에사용할수있다. 점화버너에는외경 0.63cm(0.25in) 의직선길이, 0.08cm(0.03in) 의두께, 40.0cm(15.75in) 의길이를갖는스테인리스강튜브가있어야한다. 튜브의한쪽끝은막혀있어야하며, 14개의 59번드릴구멍이튜브안으로 1.3cm(0.5in) 떨어져서가스배출구로나있어야한다. 복사는같은방향으로이루어진다. 첫번째구 제정:

227 (c) 멍은튜브의막힌끝으로부터 1.3cm(0.5in) 떨어져있다. 구멍을이부록 Part IV의그림 1B 에서처럼시료의상단에두려면튜브를시료받침위에둔다. 버너에공급되는가스는 메탄과공기가혼합된것으로그체적비율은약 50:50 이다. 총가스유량은 2.5cm(1in) 의 화염길이를갖도록조절하여야한다. 가스대공기의비율과유속이적당하게맞춰지면, 대략 장비의보정 0.6cm(0.25in) 의화염길이와노란색의화염을볼수있다. (1) 토출열소비율 : 그림 4에서보정된버너는밀폐형연결기구를이용한하단점화화염튜 브끝의위에있어야한다. 점화화염으로들어오는가스는적어도 99% 의메탄이어야하 며, 정확하게계측되어야한다. 사용하기전에습식시험기를적절하게맞추어야하며가 스가흐르지않는동안에는내부지시기의상단에증류수가채워져있어야한다. 주위온 도와물의압력은내부습식시험기의온도에기초한다. 기초유량은약 1 l/min로설정 하고, 4, 6, 8, 6, 4 l/min 의기설정유량으로맞춘다. 메탄의유량을기록하기전에 8l /min의유량으로 2 분간시험실초기조건을맞춰야한다. 이것은보정에는속하지않는다. 유량은스톱워치로결정하는데, 기본과고속유속모두에있어습식시험기의완전한순 환기간을측정하여유량을정한다. 즉, 다음단계의유속으로변하기전에기본유속으로 되돌아오는시간을측정해야한다. 또한, 열전대열기본전압을측정해야한다. 버너로들 어가는가스유속은더높게기설정된수치까지증가하고 2 분간지속되어야한다. 열전대 열전압을측정해야하는데그순서는다섯개의값모두가결정될때까지계속반복하 여야한다. 이다섯개의값들을평균하여보정계수로사용한다. 상대오차가 5% 이상이면 이절차를계속반복한다. 계산식은이부록 Part IV 의 (f) 항과같다. (2) 유속의균일성 : 시료를통과하는유속의균일성은주기적으로점검하여야하고, 각열원 의변화는 ±5% 범위내에서허용할수있다. (3) 이부록 Part IV 의 (b)(2) 항에서설명하였듯이열전대열고온접합부는보정민감도를유 (d) 지하기위하여그을음침전이없도록항상깨끗하여야한다. 시험시료의준비 (1) 시험시료는재료와구성방법에있어비행기구성품과동일하여야한다. 시험시료의표 준크기는 품이갖는최대 14.9± ±0.1cm (5.91± ±0.03in) 이다. 시료의두께는비행기구성 의두께로시험하여야한다. 4.5cm(1.75in) 까지로한다. 더두꺼운구성품의시험시료는 4.5cm(1.75in) (2) 상태조절 : 시료의상태를이부록 Part I 항에따라주위환경에맞게조절한다. (3) 장착 : 각시험시료는노출되는한면만제외하고 cm(0.001in) 의알루미늄박판으 (e) (1) 로모든면을감싸야한다. 시험절차 복사패널의전력공급기는시험위치에있는시료표면의중심점에서측정할때 3.5±0.05W/ cm2의복사유속을생성할수있어야한다. 복사유속을공기흐름이장비를통 과한다음에측정하고원하는비율로맞춘다. (2) 점화화염이켜진후이부록 Part IV 의 (b)(8) 항에따라그위치를점검하여야한다. (3) 장치를통과하는공기흐름은오리피스판에서 3.8cm(1.5in) 떨어진곳의상부흐름위치와 1.9cm(0.75in) 떨어진하부흐름위치두곳에서의압력측정점을갖는내경 3.81cm (1.5in) 의파이프안에위치한원형판오리피스를통해제어된다. 이파이프는압력차가 20.0cm(7.87in)Hg 가되는곳에압력계를연결한다( 이부록 Part IV의그림 1B). 장비로통하 는전체공기흐름은약 0.04 m 3 /sec 이다. 수직시료받침봉의멈추개는시료가시험실로들 제정:

228 어갔을때입구에서 10.0cm(3.9in) 되는곳에시료의노출면이위치하도록조절하여야한다. (4) 시료를시험실에넣고문을닫는다. 공기차단외부문을고정하고, 기록장치를작동시킨 (5) (6) 다. 시료를시험실에 60±10 초간넣어둔다. 시료를삽입하기전에열전대열의영점값을 마지막 20 초동안에결정한다. 영점값이결정되기전에시료를넣어서는아니된다. 시료를넣을때는복사문을열려있어야하며시료를시험실에넣은후에는복사문이시 료뒤쪽에서닫혀야한다. 예비 (7) 시료의삽입과안쪽문의닫힘이영점시간이된다. 시료가시험실내에있을동안초당 최소한한개의열전대측정값이기록되어야한다. (8) 시료시험기간은 5 분이다. 시험기간중에하부점화버너와상부점화버너가꺼지지않아 야한다. 단, 3 초를넘어서지않는간헐적인화염소화는허용된다. 선택사양인 3구상부 버너를사용하는경우세개의화염구중에서최소한두개의화염구는시험기간중에 꺼지면안된다. 이때역시 3 초를넘어서지않는간헐적인화염소화는허용된다. (9) 최소한세개의시료에대해시험을해야한다. (f) 계산 (1) 보정계수는다음과같이계산한다. K h = 여기서, F 0 (F 1 -F 0 ) ( V 1 -V 0 ) mole CH4STP ( )Kcal mole = 기초에서의메탄의흐름(1pm) 273 T a W att.min Kcal P - P v 760 kw 1000W F 1 V 0 V 1 T a = 메탄의고속기설정흐름(1pm) = 기초에서의열전대열의전압( mv) = 고속에서의열전대열의전압( mv) = 주변온도(K) P P v = 주변압력( mmhg) = 수증기압력( mmhg) (2) 토출열소비율은어느순간의열전대열출력전압의값을읽어다음과같이계산한다. H R R = ( V m - V B ) K h m2 HRR = 토출열소비율( kw/ m2) V B = 기초전압( mv) V m = 측정한열전대열전압( mv) (3) K h = 보정계수( kw/ mv) 토출열소비율의적분은시간함수로서전체토출량이며분당데이터추출주파수와비율 을곱하고영에서 2 분까지의시간을더해서계산한다. (g) 기준 : 처음 2분간의노출에대한총토출량은세개이상의시험시료에대한평균치로한 다. 각시료에대한최고토출열소비율도평균치로한다. 총토출열의평균치는 65 kw-min/m 2 를넘지않아야한다. 평균최고토출열소비율또한 65kW/m 2 를초과하지않 제정:

229 아야한다. (h) 보고서 : 시험보고서는각시험시료에대한다음사항을포함하여야한다. (1) 시료에대한설명 (2) 시료에대한복사열유속 (W/cm 2 로표시 ) (3) 시간의함수로표시한토출열소비율( 단위는 kw/m 2 ). 10초이하의간격으로되어있어야 (4) 하며그래프나표형식의데이터. 보정계수 Kn 도포함. 시료가녹거나휘고엽렬되는등노출된표면에영향을주는다른현상혹은연소현상이 발생하는경우그현상에대한기록및관찰된시간 (5) 최대열토출과 2분간의전체토출열소비율 제정:

230 제정:

231 그림 2A globar" 복사패널 제정:

232 그림 2B globar" 복사패널 제정:

233 그림 3 그림 4 제정:

234 그림 5 열전대의위치 제정:

235 Part V. 객실자재의연기방출특성결정을위한시험방법 (a) 시험방법의요약 : 미국재료시험협회(ASTM) 의표준시험방법인 ASTM F814-83에따라서 화염이있는곳에서재료를구성하고조절하며시험하여야한다. (b) 허용기준 : 세개의시험시료에대해 4 분후에측정한값을평균한비광학연기밀도(Ds) 가 200 을초과하지않아야한다. 제정:

236 Part Ⅵ - 열/ 소음차단제의인화성및화염특성을결정하기위한시험방법 복사열원및화염에노출될때, 열/ 소음차단제의인화성및화염전파특성을평가하기위하 여본시험을적용한다. (a) 정의 화염전파 는점화화염원의중간에서부터측정하여시편의가장끝단으로육안화염의전파가 되는곳까지의가장먼거리를의미한다. 거리의측정은점화원을가한이후부터시편에모 든불꽃이꺼지기전까지수행한다. 측정은시험이후의연소길이결정이아니다. 복사열원 은전기또는공기프로판을이용한발열패널을의미한다. 열/ 소음차단 은열및/ 또는소음방지를위하여사용되어지는재료또는그러한재료의시스 템을의미한다. 그예는유리섬유또는기타폼및필름이피복된솜과같은재료를포함한 다. 영점 은점화용버너를시편에적용시키는점을의미한다. (b) 시험장치 그림 1. 복사열패널시험장치 (1) 복사열패널시험장치. 복사열패널시험장치( 그림 1 참조) 에서시험을수행한다. 각시 험후매연을제거할수있는가스배출시설이있는곳에시험장치를둔다. 복사열패널시험장치는 55 인치(1397mm) 길이에 19.5 인치(495mm) 폭의울타리모양이 며, 시편으로부터 28 인치(710mm) 에서최대 30 인치(762mm) 높이의크기여야한다. 카오울(Kaowool) MTM 판재와같은섬유질의세라믹단열재를사용하여옆, 끝면및 윗면을단열한다. 전면은시험중샘플을볼수있도록, 인치의( mm) 통풍이가능한고온용 유리창을설치한다. 이동가능한시편지지대에접근이가능하도록창문아래에문을설 치한다. 시험공간의아랫면은슬라이딩식의철재플랫폼을설치한다. 플랫폼에는높이를 조절할수있는시편지지대를단단히고정할수있는장치가있어야한다. 제정:

237 시험장치는외형이가로, 세로각각 5.1 인치(129mm), 16.2 인치(411mm) 이며, 높이가 13인 치(330mm) 내부굴뚝이있어야한다. 이굴뚝은시험장치내부의복사열원반대편에위 치해야한다. 굴뚝의내부치수는가로, 세로각각 4.5 인치(114mm), 15.6 인치(395mm) 여야 한다. 굴뚝은시험장치의꼭대기부분까지연장되어야한다( 그림2 참조). 그림 2. 내부굴뚝 (2) 복사열원. 복사열원을주철프레임또는이와동등한프레임에고정시킨다. 전기패널은 3인치폭의복사판 6 개를가지고있어야한다. 패널은 12 7/8 인치 18 1/2인치 ( mm) 크기의발열면을가지고있어야한다. 패널의운영온도는 1,300 (704 ) 가 되어야한다. 공기프로판패널은작은구멍이나있는내열성재료로제작되어야하며, 발열면의크기는 인치( mm) 가되어야한다. 패널의운영온도는 1,500 (81 6 ) 가되어야한다. 그림 3a 및 3b 참조 그림 3a. 전기패널 제정:

238 그림 3b. 공기프로판복사패널 ( ⅰ) 전기복사패널. 전기패널은 3 상전기, 208volt 에서작동되는것이어야한다. 단상 240volt 패널도사용가능하다. 전기패널의운영변수를조절할수있는반도체형 출력조절기및마이크로프로세서식의조절기를사용한다. ( ⅱ) 가스복사패널. 복사패널연료로는프로판( 액체프로판가스 UN 1075) 을사 용한다. 패널의연료시스템은대기압에서공기와가스의혼합기를만들수있는벤 투리형식의흡기구로구성된다. 패널에는공기및연료의흐름을조절하고확인할 수있는적당한장치가있어야한다. 또한공기흐름계기, 공기흐름조절기및가 스압력계기를포함해야한다. ( ⅲ) 복사패널배치. 패널을수평시편면에대하여 30 각도로하며, 시편의영점위에 7 1/2 인치위에위치하도록하여시험장치내에고정한다. (3) 시편고정장치. ( ⅰ) 시편의위치조절을위한틀로서슬라이딩식플랫폼을사용한다. 다양한두께의시편 을고정할수있도록플랫폼의위쪽립에브래킷을부착시킬수있다( 나비너트를이 용). 시편을 Kaowool MTM 판재또는 1260 Standard 판재( 유럽의 Thermal Ceramics 사에서제작) 또는이와동등한판재에둔다. 이때, 슬라이딩식플랫폼바닥의우묵 한곳에놓거나, 브래킷의바닥위에놓는다. 시편의두께에따라판재를여러겹사 용할수가있다( 샘플의높이요건을만족시키기위하여). 일반적으로이러한불연성 판재는 1/4 인치(6mm) 두께로제작된다. 그림 4. 참조. 그림 4에제시된 2 인치(50.8mm) 높이이상의슬라이딩플랫폼은샘플높이요건이 만족되는한사용가능하다. 제정: