part25 감항분류가수송 류인(t)...

항공기 기술기준

(Korean Airworthiness Standards)

Part 25

감항분류가 수송 류인(T)

비행기에 대한 기술기준

항공기기술기준 수송 류 비행기 기술기준KAS Part 25 (T)

제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15i

목 차

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일 반Subpart A

적용25.1 ······················································································································································· 1

소급 적용을 위한 특수규정25.2 ············································································································· 1

장거리운항 형식설계승인에 대한 특수규정25.3 (ETOPS) ································································· 1

비 행Subpart B

일반

적합성의 입증25.21 ··································································································································· 2

중량분포범위25.23 ····································································································································· 2

중량한계25.25 ············································································································································· 2

중량중심범위25.27 ····································································································································· 2

공허중량과 대응 중량중심25.29 ············································································································· 3

제거가능 밸러스트25.31 (Removable Ballast) ······················································································3

프로펠러 속도와 피치범위25.33 ············································································································· 3

성능

일반25.101 ··················································································································································· 4

실속속도25.103 ··········································································································································· 5

이륙25.105 ··················································································································································· 6

이륙속도25.107 ··········································································································································· 6

가속정지거리25.109 ··································································································································· 7

이륙경로25.111 ········································································································································· 10

이륙거리 및 이륙활주25.113 ················································································································· 11

이륙비행경로25.115 ································································································································· 11

상승 일반25.117 : ···································································································································· 12

착륙상승 전 엔진 작동상태25.119 : ····································································································12

상승 한 엔진 부작동상태25.121 : ········································································································ 12

항로비행경로25.123 ································································································································· 13

착륙25.125 ················································································································································· 14

조종성 및 기동성

일반25.143 ················································································································································· 15

세로 조종25.145 (Longitudinal Control) ·····························································································17

방향조종과 가로조종25.147 ··················································································································· 18

최소조종속도25.149 ································································································································· 19

트림


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트림25.161 ················································································································································· 20

안정성

일반25.171 ················································································································································· 21

정적 세로안정성25.173 ··························································································································· 21

정적 세로안정성의 실증25.175 ············································································································· 22

정적 가로안정성 및 정적 방향안정성25.177 ·····················································································23

동적 안정성25.181 ··································································································································· 23

실속

실속의 실증25.201 ··································································································································· 24

실속특성25.203 ········································································································································· 24

실속경보25.207 ········································································································································· 24

지상 및 수상조종특성

가로안정성과 조종25.231 ······················································································································· 26

방향 안정성 및 조종25.233 ··················································································································· 26

지상활주 조건25.235 ······························································································································· 26

풍속25.237 ················································································································································· 26

수상에서의 분무 특성 조종 및 안정성25.239 , ··················································································27

기타 비행요건

진동과 이상진동25.251 (Buffeting) ····································································································· 27

고속도 특성25.253 ··································································································································· 28

트림이 되지 않은 상태에서의 특성25.255 ·························································································28

구 조Subpart C

일반

하중25.301 ················································································································································· 29

안전율25.303 ············································································································································· 30

강도 및 변형25.305 ································································································································· 30

구조의 증명25.307 ··································································································································· 30

비행하중

일반25.321 ················································································································································· 31

비행기동과 돌풍조건

대칭기동조건25.331 ································································································································· 31

비행기동영역선도 선도25.333 (V-n ) ····································································································· 32

설계대기속도25.335 ································································································································· 32

제한기동하중계수25.337 ························································································································· 34


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돌풍하중25.341 ········································································································································· 34

설계 연료 및 윤활류 하중25.343 ········································································································· 35

고양력 장치25.345 ··································································································································· 36

롤링 상태25.349 ······································································································································· 36

요우기동 조건25.351 ······························································································································· 37

추가조건

엔진토크25.361 ········································································································································· 37

엔진 및 보조동력장치 마운트에 작용하는 측방 하중25.363 ·························································38

여압실하중25.365 ····································································································································· 38

엔진고장에 따른 비대칭하중25.367 ····································································································· 39

자이로 효과 하중25.371 ························································································································· 39

속도제어장치25.373 ································································································································· 39

조종면 및 조종계통 하중

조종면 하중 일반25.391 : ······················································································································ 40

힌지선에 평행한 하중25.393 ················································································································· 40

조종계통25.395 ········································································································································· 40

조종계통 하중25.397 ······························································································································· 40

이중조종장치25.399 ································································································································· 41

차 조종계통25.405 2 ································································································································· 41

트림탭의 효과25.407 ······························································································································· 41

탭25.409 ····················································································································································· 42

지상돌풍상태25.415 ································································································································· 42

비대칭 하중25.427 ··································································································································· 43

보조공력면25.445 ··································································································································· 43

플랩25.457 ················································································································································· 43

특수장치25.459 ········································································································································· 43

지상하중

일반25.471 ················································································································································· 43

착륙하중조건과 가정25.473 ··················································································································· 44

착륙장치의 배열25.477 ··························································································································· 44

수평착륙조건25.479 ································································································································· 44

꼬리내림 착륙조건25.481 ····················································································································· 45

한쪽바퀴착륙조건25.483 ························································································································· 45

측하중 조건25.485 ··································································································································· 46

반동착륙조건25.487 ································································································································· 46

지상조종조건25.489 ································································································································· 46

지상활주 이륙 및 착륙상태에서의 롤25.491 , ··················································································46

제동상태에서의 롤 조건25.493 ············································································································· 46

지상선회25.495 ········································································································································· 47


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꼬리바퀴 요잉25.497 ······························································································································· 47

전륜의 요잉 및 조25.499 ······················································································································· 48

축선회25.503 ············································································································································· 48

역전제동25.507 ········································································································································· 48

견인하중25.509 ········································································································································· 48

다차륜식 착륙장치의 비대칭지상하중25.511 ·····················································································49

잭지지대와 고정끈 고정대25.519 ········································································································· 51

수상하중

일반25.521 ················································································································································· 51

설계중량 및 중량중심위치25.523 ········································································································· 51

하중의 적용25.525 ··································································································································· 51

선체 및 주 플로트 의 하중계수25.527 (hull) (float) ············································································52

선체 및 주 플로트 의 착수조건25.529 (hull) (float) ··········································································53

선체 및 주 플로트 의 이수조건25.531 (hull) (float) ············································································54

선체 및 주 플로트 의 바닥압력25.533 (hull) (float) ··········································································54

보조플로트 하중25.535 (float) ················································································································ 55

수중익 하중25.537 ··································································································································· 56

비상착륙상태

일반25.561 ················································································································································· 56

비상착륙에 대비한 동적 조건25.562 ···································································································57

불시착에 대비한 구조25.563 ················································································································· 58

피로평가

구조의 손상허용과 피로평가25.571 ····································································································· 58

낙뢰피해방지

낙뢰피해방지25.581 ································································································································· 60

설계 및 구조Subpart D

일반

일반25.601 ················································································································································· 60

재료25.603 ················································································································································· 61

제작방법25.605 ········································································································································· 61

결합구25.607 (Fastener) ··························································································································· 61

구조의 보호25.609 ··································································································································· 61

접근할 수 있는 설비25.611 ··················································································································· 61

재료의 강도특성 및 재료 설계값25.613 ·····························································································62

특별계수25.619 ········································································································································· 62

주물계수25.621 ········································································································································· 62


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면압계수25.623 (Bearing factor) ············································································································ 63

피팅 계수25.625 ······································································································································· 63

공기탄성학적 안정성 요구조25.629 ····································································································· 64

조류충돌에 의한 손상25.631 ··············································································································· 65

조종면

강도의 증명25.651 ··································································································································· 65

장착25.655 ················································································································································· 65

힌지25.657 (Hinge) ··································································································································· 65

조종계통

일반25.671 ················································································································································· 66

안전성 증가 자동 및 동력식 계통25.672 , ··························································································66

정지장치25.675 (Stops) ···························································································································· 67

트림 계통25.677 ······································································································································· 67

조종계통의 돌풍대비장치25.679 ··········································································································· 67

정적 제한하중시험25.681 ······················································································································· 67

작동시험25.683 ········································································································································· 68

조종계통의 각 부분25.685 ····················································································································· 68

케이블계통25.689 ····································································································································· 68

연결부위25.693 ········································································································································· 68

양력 및 항력 장치 조작25.697 , ············································································································ 68

양력 및 항력장치 지시기25.699 ··········································································································· 68

플랩의 상호연결장치25.701 ··················································································································· 69

이륙경보장치25.703 ································································································································· 69

착륙장치

일반25.721 ················································································································································· 70

충격흡수시험25.723 ································································································································· 70

예비25.725 [ ] ·············································································································································· 71

예비25.727 [ ] ·············································································································································· 71

인입장치25.729 (Retracting mechanism) ·····························································································71

차륜25.731 (Wheel) ··································································································································· 72

타이어25.733 ············································································································································· 72

제동장치 및 제동계통25.735 ················································································································· 73

스키25.737 ················································································································································· 74

플로트 및 선체(floats) (hulls)

주 플로트 의 부력25.751 (float) ·············································································································· 74

주 플로트의 설계25.753 ························································································································· 75

선체25.755 (Hulls) ···································································································································· 75


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승객 승무원 및 화물을 위한 설비,

조종실25.771 ············································································································································· 75

조종실의 문25.772 ··································································································································· 75

조종실의 시계 확보25.773 ( )視界 ·········································································································· 75

전면창 및 측면창25.775 ························································································································· 76

조종실 조종장치25.777 ··························································································································· 77

조종실 조종장치의 조작 및 효과25.779 ·····························································································77

조종실 조종장치 손잡이의 형태25.781 ·······························································································78

출입구 문25.783 ······································································································································· 79

좌석 침대 안전벨트 및 어깨끈25.785 , , (Harnesses) ··········································································82

적재칸25.787 ············································································································································· 83

객실 조종실 및 조리실내 중량물 고정25.789 , ··················································································83

승객용 정보신호 및 표시25.791 ··········································································································· 83

바닥 표면25.793 ······································································································································· 84

보안25.795 ················································································································································· 84

비상설비

비상착수25.801 ········································································································································· 84

비상탈출25.803 ········································································································································· 85

비상탈출구25.807 ····································································································································· 85

비상탈출구 요구조건25.809 ··················································································································· 88

비상탈출 보조수단 및 탈출경로25.810 ·······························································································88

비상탈출구 표시25.811 ··························································································································· 90

비상조명25.812 ········································································································································· 91

비상탈출구 접근25.813 ··························································································································· 94

통로폭25.815 ············································································································································· 96

열의 최대좌석수25.817 1 ························································································································· 96

객실바닥 아래 서비스실 조리실을 포함25.819 ( ) ················································································96

화장실 문25.820 ······································································································································· 97

환기계통 및 난방계통

환기계통25.831 ········································································································································· 97

객실의 오존농도25.832 ··························································································································· 98

난방계통25.833 ········································································································································· 98

여압계통

여압실25.841 ············································································································································· 98

여압실의 시험25.843 ······························································································································· 99

화재방지

소화기25.851 ······································································································································· 10099

구획의 내부25.853 ································································································································· 100


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15vii

화장실 화재방지25.854 ························································································································· 101

화물실25.855 ··········································································································································· 101

단열 및 방음 재료25.856 ····················································································································· 102

화물실의 분류25.857 ····························································································································· 102

화물실의 연기 또는 화재검출계통25.858 ·························································································103

연소가열기의 화재방지25.859 ············································································································· 103

가연성 유체의 화재방지25.863 ··········································································································· 105

조종계통 엔진마운트 및 기타 비행구조부재의 화재방지25.865 , ················································ 105

화재방지 기타 구성부품25.867 : ········································································································ 105

화재 보호 계통25.869 : ························································································································ 106

기타요건

수평위치25.871 ······································································································································· 106

프로펠러 근방의 보강25.875 ··············································································································· 106

전기적 본딩 및 정전기 보호25.899 ···································································································106

동력장치Subpart E

일반

장착25.901 ··············································································································································· 106

엔진25.903 ··············································································································································· 107

자동이륙추력 제어계통25.904 ············································································································· 108

프로펠러25.905 ······································································································································· 108

프로펠러의 진동25.907 ························································································································· 108

프로펠러 여유간격25.925 ····················································································································· 109

프로펠러 제빙25.929 ····························································································································· 109

역추력장치25.933 ··································································································································· 109

터보제트엔진 역추력장치 시험25.934 ·····························································································110

터보프로펠러 항력제한 장치25.937 ···································································································110

터빈엔진의 작동 특성25.939 ··············································································································· 110

공기흡입구 엔진 및 배기구의 적합성25.941 , ··················································································110

감속25.943 ··············································································································································· 110

추력 또는 동력 증강장치25.945 ········································································································· 111

연료계통

일반25.951 ··············································································································································· 111

연료시스템의 분석 및 시험25.952 ····································································································· 112

연료 시스템의 독립성25.953 ··············································································································· 112

연료시스템의 낙뢰 방호25.954 ··········································································································· 112

연료흐름25.955 ······································································································································· 112

연결된 탱크 사이의 연료흐름25.957 ·································································································113


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15viii

사용 불가능한 연료의 공급25.959 ····································································································· 113

고온에서의 연료시스템 작동25.961 ···································································································113

연료탱크의 일반적인 요구조건25.963 ·······························································································114

연료탱크 시험25.965 ····························································································································· 114

연료탱크 장착25.967 ····························································································································· 115

연료탱크 팽창 공간25.969 ··················································································································· 115

연료탱크 고이개25.971 (sump) ············································································································ 115

연료탱크의 연료주입구25.973 ············································································································· 116

연료탱크의 환기구 및 기화기의 기포 환기구25.975 ·····································································116

연료탱크 배출구25.977 ························································································································· 116

가압식 급유 시스템25.979 ··················································································································· 117

연료 탱크 발화방지25.981 ··················································································································· 117

연료시스템 구성품

연료펌프25.991 ······································································································································· 118

연료 시스템 배관 및 피팅25.993 ······································································································· 119

연료 시스템 구성품25.994 ··················································································································· 119

연료밸브25.995 ······································································································································· 119

연료 여과기 또는 필터25.997 ············································································································· 119

연료시스템 배출구25.999 ····················································································································· 120

연료사출장치25.1001 ······························································································································· 120

윤활유 계통

일반25.1011 ············································································································································· 121

오일 탱크25.1013 ··································································································································· 121

오일탱크 시험25.1015 ··························································································································· 122

오일배관 및 피팅25.1017 ····················································································································· 122

오일여과기 또는 필터25.1019 ············································································································· 122

오일 시스템 배출구25.1021 ················································································································· 123

오일 방열기25.1023 ······························································································································· 123

오일 밸브25.1025 ··································································································································· 123

프로펠러 페더링시스템25.1027 ··········································································································· 123

냉각

일반25.1041 ············································································································································· 124

냉각시험25.1043 ····································································································································· 124

냉각시험 절차25.1045 ························································································································· 124

흡기계통

흡기25.1091 ············································································································································· 125

흡기계통의 결빙방지25.1093 ············································································································· 125

기화기 공기예열기의 설계25.1101 ···································································································126


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15ix

흡기계통의 도관 및 공기관 계통25.1103 ·······················································································126

흡기계통의 여과망25.1105 ··················································································································· 127

중간냉각기 및 후방냉각기25.1107 ·································································································127

배기계통

일반25.1121 ············································································································································· 127

배기관25.1123 ········································································································································· 127

배기열교환기25.1125 ····························································································································· 128

배기구동식 터보과급기25.1127 ········································································································· 128

동력장치 제어 및 보기

동력장치 제어장치 일반25.1141 : ······································································································ 128

보조동력장치의 제어25.1142 ··············································································································· 129

엔진 제어장치25.1143 ··························································································································· 129

점화스위치25.1145 ································································································································· 129

혼합기 제어장치25.1147 ······················································································································· 129

프로펠러 회전속도 및 피치 제어장치25.1149 ·················································································130

프로펠러 페더링 제어장치25.1153 ····································································································· 130

비행구역 아래에서의 역추력 및 프로펠러 피치 설정25.1155 ····················································· 130

기화기 공기온도 제어장치25.1157 ····································································································· 130

과급기 제어장치25.1159 ······················································································································· 130

연료사출계통 제어장치25.1161 ··········································································································· 130

동력장치 보기25.1163 ··························································································································· 130

엔진 점화계통25.1165 ··························································································································· 131

보기 기어박스25.1167 ··························································································································· 131

동력장치의 방화설비

화재위험구역25.1181 ····························································································································· 131

방화벽 후방 나셀지역과 가연성 유체 배관을 포함하는 엔진포드 부착 구조물25.1182 ······· 132

가연성 유체를 운반하는 구성품25.1183 ···························································································132

가연성 유체25.1185 ······························································································································· 132

화재위험구역의 방출 및 환기25.1187 ·······························································································133

차단장치25.1189 ····································································································································· 133

방화벽25.1191 ········································································································································· 134

엔진 보기 다이어프램25.1192 ············································································································· 134

카울링 및 나셀 외판25.1193 ··············································································································· 134

소화계통25.1195 ····································································································································· 134

소화제25.1197 ········································································································································· 135

소화제 용기25.1199 ······························································································································· 135

소화계통 재료25.1201 ··························································································································· 135

화재탐지계통25.1203 ····························································································································· 135

적합성25.1207 ········································································································································· 136


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15x

장비Subpart F

일반

기능 및 장착요건25.1301 ····················································································································· 136

비행 및 항법계기25.1303 ····················································································································· 137

동력장치계기25.1305 ····························································································································· 137

기타 장비25.1307 ··································································································································· 139

장비 및 시스템 요건과 장착25.1309 ·································································································139

전원의 용량 및 분배25.1310 ··············································································································· 140

시스템의 낙뢰방호25.1316 ··················································································································· 140

고강도 전자장 으로부터의 보호25.1317 (HIRF) ················································································141

계기장착

배치 및 시계확보25.1321 ····················································································································· 141

경고등 주의등 및 기타 지시등25.1322 , ····························································································142

대기속도 지시 계통25.1323 ················································································································· 142

정압 계통25.1325 ··································································································································· 143

정압관 가열 지시장치25.1326 . ············································································································ 144

자기방향지시계25.1327 ························································································································· 144

자동 조종장치25.1329 ··························································································································· 144

동력공급을 요하는 계기25.1331 ········································································································· 146

계기 시스템25.1333 ······························································································································· 146

비행 지시 시스템25.1335 ····················································································································· 146

동력장치계기25.1337 ····························································································································· 146

전기계통 및 장비

일반사항25.1351 ····································································································································· 147

전기장비 및 전기장비의 장착25.1353 ·······························································································148

배전 계통25.1355 ··································································································································· 149

회로 보호장치25.1357 ··························································································································· 149

부상에 대한 예방조치25.1360 ············································································································· 149

비상조건 전기공급장치25.1362 ··········································································································· 149

전기계통의 시험25.1363 ······················································································································· 149

전기장비 모터 및 변압기25.1365 , ······································································································ 150

등화

계기등25.1381 ········································································································································· 150

착륙등25.1383 ········································································································································· 150

위치 표시등의 장착25.1385 ················································································································· 151

위치표시등의 이면각25.1387 ··············································································································· 151

위치 표시등의 배광과 강도25.1389 ···································································································151


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15xi

전방 및 후방 항공등의 수평면상에서의 최소광도25.1391 ···························································152

전방 및 후방 항공등의 수직면상에서의 최소광도25.1393 ···························································151

전방 및 후방 위치표시등의 중복광의 최대광도25.1395 ·······························································152

색광의 사양25.1397 ······························································································································· 153

정박등25.1399 ········································································································································· 153

충돌방지등 시스템25.1401 ··················································································································· 153

주익 착빙감시등25.1403 ······················································································································· 154

안전장비

일반25.1411 ············································································································································· 154

착수장비25.1415 ····································································································································· 155

결빙방지25.1419 ····································································································································· 155

휴대용 확성기25.1421 ··························································································································· 156

기내 방송장치25.1423 ··························································································································· 156

기타 장비품

전자장비25.1431 ····································································································································· 156

진공시스템25.1433 ································································································································· 157

유압시스템25.1435 ································································································································· 157

가압 및 공압 시스템25.1438 ··············································································································· 158

방호호흡 장비25.1439 ··························································································································· 158

산소장비와 공급25.1441 ······················································································································· 159

보조산소의 최저유량25.1443 ··············································································································· 159

산소분배시스템에 대한 장비 기준25.1445 ·······················································································160

산소공급장치에 대한 기준25.1447 ····································································································· 160

산소사용 확인 수단25.1449 ················································································································· 161

화학적 산소발생기25.1450 ··················································································································· 161

산소 공급장치의 파열방지25.1453 ····································································································· 161

동결 위험이 있는 용액의 배출25.1455 ·····························································································161

조종실 음성 기록장치25.1457 ············································································································· 161

비행기록장치25.1459 ····························································································································· 163

고속회전체를 포함하는 장비품25.1461 ·····························································································164

운용제한사항 표시 및 비행교범Subpart G ,

일반25.1501 ············································································································································· 164

운용제한사항

대기속도 제한사항 일반25.1503 ( ) ········································································································ 165

최대운용제한속도25.1505 ····················································································································· 165

기동속도25.1507 ····································································································································· 165

플랩작동속도25.1511 ····························································································································· 165


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15xii

최소조종속도25.1513 . ·························································································································· 165

착륙장치작동속도25.1515 ····················································································································· 165

기타 속도한계25.1516 ··························································································································· 165

돌풍속도25.1517 , VRA ··························································································································· 165

중량 중량중심 및 중량분포25.1519 , ································································································166

동력장치 운용제한사항25.1521 ··········································································································· 166

보조동력장치 운용제한사항25.1522 ···································································································166

최소승무원수25.1523 ····························································································································· 167

시스템 또는 동력장치 고장후의 비행시간 한계 설정25.1524 ····················································· 167

운용방식25.1525 ····································································································································· 167

대기온도 및 운용고도25.1527 ············································································································· 167

감항성 계속 유지를 위한 지침서25.1529 ·························································································167

기동하중계수25.1531 ····························································································································· 167

기타 운용제한사항25.1533 ··················································································································· 167

장거리운항 승인25.1535 (ETOPS) ······································································································· 168

표시 및 게시판

일반사항25.1541 ····································································································································· 168

계기표시 일반 사항25.1543 - ··············································································································· 168

대기속도제한 표시25.1545 ··················································································································· 168

자기방향지시기에 대한 표시25.1547 ·································································································168

동력장치 및 보조동력장치의 계기에 대한 표시25.1549 ·······························································169

윤활유 유량계에 대한 표시25.1551 ···································································································169

연료유량계에 대한 표시25.1553 ········································································································· 169

제어 계통에 대한 표시25.1555 ··········································································································· 169

기타 표시 및 설명판25.1557 ··············································································································· 169

안전장비품25.1561 ································································································································· 170

대기속도에 관련된 설명판25.1563 ····································································································· 170

비행교범

일반사항25.1581 ····································································································································· 170

운용제한사항25.1583 ····························································································································· 171

작동절차25.1585 ····································································································································· 172

성능자료25.1587 ····································································································································· 172

전선연결시스템Subpart H (EWIS)

정의25.1701 ············································································································································· 173

전선연결시스템 기능 및 장착25.1703 (EWIS) ··················································································173

전선연결시스템 시스템 및 기능25.1705 (EWIS) ··············································································174

전선연결시스템 시스템 분리25.1707 (EWIS) ····················································································174

전선연결시스템 안전성25.1709 (EWIS) ······························································································176

전선연결시스템 구성품 식별25.1711 (EWIS) ····················································································176

전선연결시스템 화재 방지25.1713 (EWIS) ························································································176


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15xiii

전선연결시스템 전기적 본딩 및 정전기 방지25.1715 (EWIS) ······················································ 177

전선연결시스템 회로보호기구25.1717 (EWIS) ··················································································177

전선연결시스템 접근 장치25.1719 (EWIS) ························································································177

전선연결시스템 보호25.1721 (EWIS) ··································································································177

전선연결시스템 인화성 유체 화재방지25.1723 (EWIS) ··································································177

동력장치 전선연결시스템25.1725 (EWIS) ··························································································177

전선연결시스템 인화성 유체 차단 수단25.1727 (EWIS) ································································178

전선연결시스템 계속 감항성 지침서25.1729 (EWIS) ······································································178

동력 장치 및 화재탐지시스템25.1731 APU ····················································································178

전선연결시스템 화재탐지시스템 일반25.1733 (EWIS) ····································································178

부록 착륙장치A ········································································································································ 179

부록 수상기B ············································································································································· 183

부록 착빙조건C ········································································································································· 185

부록 최소승무원수 결정 기준D ············································································································ 192

부록 보조동력장치E ································································································································· 193

부록 F ························································································································································· 196

부록 연속돌풍 설계기준G ······················································································································ 242

부록 H 계속 감항성 유지를 위한 지침서 ····························································································245

부록 자동 이륙추력 제어시스템I (ATTCS) ·························································································248

부록 비상 탈출시험J ······························································································································ 250

부록 장거리운항K (ETOPS) ····················································································································· 252

부록 고강도 전자기장 환경과 장비품에 대한 시험수준L (HIRF) ··················································· 262

부록 연료탱크 시스템 인화성 감소수단M ··························································································264

부록 연료탱크 가연성 노출 및 신뢰성 분석N ··················································································266


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.151

일반Subpart A -

적용25.1

본 기술기준은 별도로 정한 경우를 제외하고는 최대이륙중량이 초과하는 수송류(a) 5,700kg

비행기에 대하여 적용한다.

신청자는 증명을 받고자 하는 비행기가 의 해당 기술기준에 적합하다는 것을 증명(b) Part 25

하여야 한다.

소급 적용을 위한 특수규정25.2

다음의 각 조항의 경우에는 특별규정을 제정하여 소급 적용할 수 있다.

신청일자에 상관없이 당초 형식증명을 받은 것보다 승객용 좌석을 더 늘리기 위한 부가형(a) ,

식증명 또는 형식증명추가 을 받고자 하는 경우( )

신청일자에 상관없이 년 월 일 이후에 제작된 비행기에 대하여 부가형식증명 또(b) , 1987 10 16 (

는 형식증명추가 을 받고자 하는 경우)

상기 또는 항에서 추가로 규정한 특별규정이 필요에 의하여 개정되는 경우 이에 대(c) (a) (b)

한 적합성 입증을 요구할 수 있다.

장거리운항 형식설계승인에 대한 특수 규정25.3 (ETOPS)

적용 본 항은 다음과 같은 비행기의 장거리운항 형식설계승인을 신청하는 자에게(a) . (ETOPS)

적용한다.

년 월 일을 기준으로 형식증명을 이미 받은 비행기 또는(1) 2007 2 15 ,

년 월 일 이전에 최초형식증명을 신청한 비행기(2) 2007 2 15

두개의 엔진이 장착된 비행기(b) .

부록 내의 항의 다음과 같은 규정을 만족할 필요가 없는 경우를 제외한 분(1) K 25.1.4 , 180

이하의 장거리운항 형식설계승인을 받으려는 신청자는 항을 만족하여야(ETOPS) 25.1535

한다.

연료 시스템의 압력과 흐름 요구조건(i) K25.1.4(a)

낮은 연료량 경고 그리고(ii) K25.1.4(a)(3) ,

엔진 오일 탱크 설계(iii) K25.1.4(c)

(2) 분을 초과하는 장거리운항 형식설계승인을 받으려는 신청자는 항을 만180 (ETOPS) 25.1535

족하여야 한다.

두개 이상의 엔진이 장착된 비행기 년 월 일 또는 이후에 제작된 비행기 중 두 개(c) . 2015 2 17

이상의 엔진이 장착된 비행기에 대한 장거리운항 형식설계승인을 받으려는 신청자는

항을 만족하여야 한다 단 명의 비행승무원이 요구되는 비행기에 대한 장거리운항25.1535 . , 3

형식설계승인 신청자는 부록 항의 낮은 연료량 경고의 규정을 만족하지 않아도K25.1.4(a)(3)

된다.

비행Subpart B


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.152

일반

적합성의 입증25.21

적합성을 입증하려면 승인을 받으려는 적재조건 범위 내에서 항공기 중량과 중량중심의 적(a)

절한 조합조건 하에서 다음과 같은 방법으로 이 장의 모든 요건을 충족시켜야 한다.

증명대상 형식의 비행기에 대한 시험 또는 시험결과에 기초를 두고 시험과 동등한 정확도(1)

를 가진 계산

조사한 조합으로부터 적합성이 합리적으로 추론이 되지 않을 경우 중량과 중량중심의 각(2)

조합에 대한 체계적인 조사

예비(b) [ ]

비행기의 조종성 안전성 트림 및 실속특성은 최대 예상 운용고도까지의 각 고도에 대해서(c) , ,

입증하여야 한다.

비행시험 중 중량 하중 중량중심과 관성 대기속도 동력 바람 등과 같은 시험상의 중대(d) , ( ), , ,

한 변수들의 중요수치는 공차 범위 내에 있어야 한다.

비행특성 요건에 대한 적합성이 안정성 증강 장치나 그 외의 자동 혹은 동력식 장치에 좌(e)

우된다면 그 적합성은 항 및 에 따라 입증되어야 한다25.671 25.672 .

항 항 및 항 등의 요건에 대해 풍속은 지표면상 의 높이에(f) 25.105(d) , 25.125 , 25.233 25.237 10m

서 측정한 것이거나 풍속을 측정한 높이가 다를 경우 높이 차이에 대하여 수정한 것이어야

한다.

본 의 결빙조건과 관련된 요건들은 신청자가 결빙조건에서의 비행 인증을 받고자(g) Subpart

할 경우에 한하여 적용한다.

항 항 항과 항 항 항 항과(1) 25.121(a) , 25.123(c) , 25.143(b)(1) (b)(2) , 25.149 , 25.201(c)(2) , 25.207(c)

항 항 항부터 항의 요건들을 제외하고 본 의 각 요건들은(d) , 25.239 , 25.251(b) (e) Subpart

결빙조건에서 만족되어야 한다 본 요건들에 대한 적합성은 비행기의 정상 운용 상태.

에서 신청자가 설정하여 비행교범에 제시한 결빙방지 관련 운용한계와 운용절차에 따

라 부록 에 정의된 착빙조건에서 입증되어야 한다C .

(2) 비 결빙조건 에서 설정된 항에 따른 하중분포 한계와 항(Non-icing condition) 25.23 25.25

에 따른 중량의 한계는 결빙조건 또는 착빙조건에서도 변경 없이 그대로 적용하여 비행

할 수 있다 단 본 의 성능요건에 따라 별도로 제한된 경우에는 예외로 한다. , Subpart .

중량분포범위25.23

비행기를 안전하게 운용할 수 있는 중량 및 중량중심의 범위를 설정하여야 한다 만일 어(a) .

느 한 가지 중량과 중량중심의 조합이 실수로 한계를 초과할 염려가 있는 특정한 중량분

포범위 내에서만 날개길이 방향같이 허용되는 경우 이러한 범위와 그에 대응하는 중량과( )

중량중심의 조합을 설정해 두어야 한다.

중량분포범위는 다음 사항을 초과하지 않아야 한다(b) .

선정한 범위(1)

강도가 증명된 범위(2)

이 기술기준의 각 비행요건에 대한 적합성을 보일 수 있는 범위(3)

중량한계25.25

최대중량 비행기의 운용조건 램프 지상활주 또는 수상활주 이륙 순항 착륙등 환경조(a) : ( , , , , ),


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.153

건 고도 및 온도 등 및 적재조건 무연료중량 중량중심의 위치와 중량 분포 등에 대응하( ) ( , )

는 최대중량은 다음을 넘지 않게 설정하여야 한다.

특정조건에 대하여 신청자가 선정한 최대중량 또는(1) ,

구조상 하중요건 및 비행요건에 적합함이 증명된 최대중량 단 보조동력 로켓엔진을 장착(2) . ,

한 비행기는 이 기술기준의 부록 에 설정해 놓은 최대중량 또는E ,

소음기준의 요건에 대한 적합성을 보일 수 있는 최대중량(3)

최소중량 최소중량 이 기술기준의 각 요건에 대한 적합성을 보일 수 있는 최소중량 는(b) : ( )

다음 각 호보다 적지 않아야 한다.

신청자가 선정한 최소중량 또는(1) ,

설계최소중량 이 기술기준의 각 구조하중조건에 대한 적합성을 보일 수 있는 최소중량(2) ( )

또는,

각 비행요건에 대한 적합성을 보일 수 있는 최소중량(3)

중량중심범위25.27

실제적으로 구분할 수 있는 각 운용조건에 대해 최전방 및 최후방 중량중심의 범위를 설정하여

야 한다 이러한 범위는 다음 한계를 넘지 않도록 한다. .

신청자가 선정한 최끝단 한계(a)

구조가 보증된 최끝단 한계(b)

각 비행요건에 대한 적합성을 보일 수 있는 최끝단 한계(c)

공허중량과 대응 중량중심25.29

공허중량과 이에 해당하는 중량중심은 다음 사항들을 포함한 비행기의 중량을 측정하여 결(a)

정하여야 한다.

고정 밸러스트(1)

항에 의하여 결정한 사용불능연료(2) 25.959

다음을 포함하는 작동유체 전량(3)

윤활유(i)

유압유(ii)

비행기 계통의 정상운전에 필요한 기타 유체 단 음료수 화장실용수 엔진 분사용물 등(iii) ( , , ,

은 제외)

(b) 공허중량이 결정되는 비행기의 상태조건은 명확히 정의되고 용이하게 반복될 수 있어야 한다.

제거가능 밸러스트25.31 (Removable Ballast)

이 기술기준의 비행요건에 대한 적합성을 입증하는데 있어 제거가능 밸러스트를 사용할 수 있다.

프로펠러속도와 피치범위25.33

프로펠러속도와 피치범위는 다음 조건에 맞게 설정하여야 한다(a) .

정상운전 조건에서 안전할 것(1) .

항에서 항까지의 성능요건에 적합할 것(2) 25.101 25.125 .

조속기에는 프로펠러속도를 제한하는 장치가 있어야 한다 이 장치는 프로펠러의 최대회전(b) .

속도가 허용치를 넘지 않도록 엔진의 최대속도를 제한해야 한다.

프로펠러의 낮은 피치를 제한하는 장치는 다음 상태에서 엔진속도가 최대속도의 와(c) 103%


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승인된 최대 과속도의 중 큰 수치를 넘지 않게 하도록 설정되어 있어야 한다99% .

프로펠러가 낮은 피치한계와에 있고 조속기가 고장난 상태(1)

바람이 없는 표준대기조건에서 비행기가 정지하고 있는 상태(2)

왕복엔진 비행기에 있어 엔진이 이륙흡기압력 한계에서 작동하고 있거나 터보프롭 항공기(3)

에 있어 엔진이 최대 이륙토크 한계에서 작동하는 상태

성 능

일반25.101

특별히 규정하는 경우를 제외하고 비행기는 바람이 없는 대기상태에서 이 기술기준의 해당(a)

성능요건을 충족해야 한다.

엔진의 출력 또는 추력의 영향을 받는 성능은 다음 각 항의 상대습도를 전제로 하여 평가(b)

한다.

터빈엔진 비행기에 대한 상대습도(1)

표준온도 이하(i) : 80%

표준온도 이상(ii) +10 (+50 ) : 34%

상기 온도 사이의 온도에 대한 상대습도는 선형적으로 변화하는 것으로 한다.

왕복엔진 비행기에 대한 상대습도는 표준대기의 경우 이다 증기압에 대한 엔진 출력(2) 80% .

수정은 다음 표에 따른다.

고도 H

m (ft)

증기압e

mmHg (in.Hg.)

비습도ω

건조공기당[lb(kg)

수분lb(kg) ]

밀도비

/ =0.0023769ρ σ

0 (0) 10.236 (0.403) 0.00849 0.99508

300 (1,000) 8.992 (0.354) 0.0073 0.96672

600 (2,000) 7.897 (0.311) 0.00703 0.93895

900 (3,000) 6.909 (0.272) 0.00638 0.91178

1,200 (4,000) 6.045 (0.238) 0.00578 0.88514

1,500 (5,000) 5.283 (0.207) 0.00523 0.85910

1,850 (6,000) 4.5847 (0.1805) 0.00472 0.83361

2,100 (7,000) 3.9776 (0.1566) 0.00425 0.80870

2,450 (8,000) 3.4442 (0.1356) 0.00382 0.78434

2,750 (9,000) 2.9769 (0.1172) 0.00343 0.76053

3,050(10,000) 2.5654 (0.1010) 0.00307 0.73722

4,600 (15,000) 1.17602(0.0463) 0.001710 0.62368

6,100(20,000) 0.502412(0.01978) 0.000896 0.53263

7,600(25,000) 0.197612(0.00778) 0.000436 0.44806

성능은 특정한 주위 대기상태 특정한 비행조건 항에 따른 상대습도 등에서의 이용추진(c) , , (b)

추력에 대응되는 것이어야 한다 이용추진추력은 승인된 출력 또는 다음 각 항을 뺀 추력.

을 넘지 않는 엔진의 출력이나 추력에 대응하는 것이어야 한다.

장착 손실(1)

특정한 주위 대기상태와 비행조건에서 보기와 부대장치에 의해 흡수되는 등가 출력 또는(2)

추력

특별히 규정하는 경우를 제외하고 신청자는 비행기의 이륙 항로운항 접근 및 착륙 형태(d) , , ,

들을 선정하여야 한다.

항공기 형태들은 하기 에서 규정하는 운용절차와 조화되는 범위 내에서 중량 고도 온(e) (F) , ,


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도 등에 따라 달리할 수 있다.

특별히 규정하지 않는 한 가속정지거리 이륙비행경로 이륙거리 및 착륙거리를 결정할 때(f) , , ,

항공기의 형태 속도 출력 및 추력 등에 대한 변경은 신청자가 설정한 운항시의 운용절차, ,

에 따라 행하여야 한다.

항 및 항에 명시한 조건에 관련하여 착륙실패와 접근실패에 대한 절차를 설(g) 25.119 25.121(d)


상기 항 및 항에 따라 설정한 절차는 다음 각 항은(h) (f) (g) ;

평균적인 기술을 지닌 승무원들이 일관적으로 수행할 수 있는 것이어야 한다(1) .

안전하고 신뢰성 있는 장치 또는 방법을 사용하여야 한다(2) .

운용 중 통상적으로 예기되는 조작시간 지연에 대한 여유를 허용해야 한다(3) .

및 항에서 각각 규정하는 가속 정지거리와 착륙거리는 허용 가능한 마모 범(i) 25.109 25.125 - 위

내의 최대 마모 한계에서 비행기의 차륜 제동장치가 모두 있는 상태로 결정하여야 한다.

실속속도25.103

지시실속속도(a) VSR는 신청자가 정의한 보정속도로서 의 실속속도보다 작지 않아야 하며1-g

다음 식으로 표현된다.

VCLMAX 하중계수 보정양력계수= - 가 본 항의 항에서 규정한 기동 중에 최초(c)

로 최대값이 될 때 얻어진 수정대기속도 선택한 받음각에서 기수가 아래로 향하도록 갑자.

기 미는 장치 등 에 의하여 기동이 제한을 받을 때(stick pusher ) , VCLMAX는 이 장치가 작

동하는 순간의 속도보다 작지 않아야 한다.

nZW = VCLMAX에서 비행경로에 수직한 하중계수

비행기 총 중량W =

공력학적 지시날개 면적S =

동압q =

(b) VCLMAX는 다음의 사항과 함께 결정된다.

엔진 공회전 또는 결과적인 추력으로 인하여 실속 속도가 크게 감소하는 경우에는 실속(1) ,

속도에서 의 추력보다 크지 말 것0 .

이륙 위치에서 프로펠러 피치 제어 적용할 수 있는 경우(2) ( )

플랩 및 착륙장치 착빙과 같은 다른 관점에서(3) ( , ) , VSR이 사용되는 시험이나 성능기준에서

존재하는 조건의 비행기

요구성능기준에 적합함을 결정하기 위하여(4) VSR을 변수로서 사용하고 있을 때의 중량

최고값의 지시실속속도를 만드는 중량중심 위치(5)

신청자가 선정한 속도에서 직선비행을 하도록 트림된 비행기 단 속도는(6) . , 1.13 VSR보다 작

지 않으며 1.3 VSR보다 크지 않음.

안정된 트림 상태로부터 시작해서 세로방향 조종장치를 조작하여 비행기를 감속한다 속도(c) .

감소는 초당 를 초과하지 말아야 한다1 knot .


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항의 규정에 추가하여 선정된 받음각에서 기수를 아래로 향하도록 갑자기 미는 장치(d) (a) ,

등 가 장착되어 있을 때는 지시대기속도(stick pusher ) VSR은 그 장치가 작동하는 때의 속

도보다 노트 또는 중 더 큰 값보다 작지 않아야 한다2 2% .

이륙25.105

항의 이륙속도 항의 가속정지거리 항의 이륙비행경로 항의 이륙(a) 25.107 , 25.109 , 25.111 , 25.115

비행경로는 신청자가 다음 조건에서 설정한 운용한계 내의 각 중량 및 고도와 대기온도에

서 선택된 이륙형태에서 결정되어야 한다.

비 결빙조건 에서 그리고(1) (Non-icing condition) . ,

부록 에서 정의된 이륙 착빙상태로 항의 형태에서 다음과 같은 경우에는 결빙(2) C 25.121(b)

조건에서

최대 이륙중량에서 실속속도가 비 결빙조건 에서의 실속속도 보다(i) (Non-icing condition)

노트 또는5.6km/h(3 ) CAS VSR의 이상 초과하는 경우 또는3% .

항에 따라 설정된 상승 경사도의 성능 저하가 항에서 정의된 실제 순(ii) 25.121(b) 25.115(b) -

이륙 비행경로 경사도 감소분의 보다 큰(actual-to-net takeoff flight path gradient) 1/2

경우.

이 기준에 필요한 자료를 취하기 위해 행하는 이륙은 특별한 조종기술이나 주의를 요하는(b)

것이 아니어야 한다.

이륙자료는 다음 조건에서 취한다(c) .

육상기 및 수륙양용기(1)

활주로는 평활하고 건조하며 단단해야 함(i) , .

신청자의 선택에 따라 활주로는 홈이 있거나 또는 다공성의 마찰이 있으면서 젖은 상태(ii) ,

로 단단해야 함.

수상기 및 수륙양용기의 경우 평활한 수면일 것(2) .

스키식 비행기의 경우 평활하고 건조한 눈일 것(3) .

이륙자료에는 설정된 운용한계 내에서 다음과 같은 운용수정인자들이 포함되어 있어야 한(d)

다.

이륙방향에 반대되고 이륙경로와 평행한 공칭 풍속성분의 이하 풍속과 이륙방향과 같(1) 50%

고 이륙경로와 평행한 공칭 풍속성분의 이상 되는 풍속150%

유효 활주로기울기(2)

이륙속도25.107

(a) V1은 다음과 같이 VEF에 연관시켜 설정해야 한다.

(1) VEF는 임계엔진이 부작동 상태가 되었다고 가정했을 때의 보정속도이다. VEF는 신청자가

선정하되 항에 따라 정한25.149(e) VMCG 보다 작지 않아야 한다.

보정을 한(2) V1은 신청자가 선정하는 이륙결정속도이다 그러나. , V1은 VEF에 임계엔진이 부

작동 되는 순간부터 가속정지시험에 있어서 조종사가 취하는 감속조치에서 알 수 있듯이,

조종사가 이를 인지하여 대응조치를 취할 때까지의 시간동안 부작동 상태인 임계엔진으

로 얻는 속도를 더한 값보다 작지 않아야 한다.

보정한(b) V2min은 다음 값 이상이 되어야 한다.

다음 비행기에 있어서는(1) 1.13 VSR

쌍발 또는 발의 터보프롭비행기 및 왕복엔진비행기(i) 3 .


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(ii) 한 엔진 부작동시 엔진출력 실속속도를 현저히 감소시키는 장치가 없는 터보제트 비행기

다음 비행기에 있어서는(2) 1.08 VSR

발 이상의 터보프롭 비행기 및 왕복엔진비행기(i) 4

(ii) 한 엔진 부작동시 엔진출력 실속속도를 현저히 감소시키는 장치가 있는 터보제트 비행기

에서 정한(3) 25.145 VMC의 배1.1

보정한(c) V2는 최소한 항에서 요구되는 상승기울기를 갖도록 신청자가 선정하되 다25.121(b)

음 값들보다 적지 않아야 한다.

(1) V2min

(2) VR에 이륙면상 의 고도에 이르기 전에 얻어지는 항에 따라 속도증10.7m(35ft) (25.121(b)(2) )

가분을 더한 속도

항에서 정한 기동능력을 발휘하는 속도(3) 25.143(h)

(d) VMU는 보정한 속도로 이 속도이상에서는 비행기가 안전하게 지상을 떠서 이륙을 계속할

수 있는 속도이다. VMU는 증명을 받으려는 전 범위의 추력 중량비에 대해 신청자가 선정/

하여야 한다 이 자료들이 지상이륙시험을 통해 확인된다면 이러한 속도들은 자유공기자료.

로부터 설정하여야 한다.

보정된(e) VR은 다음 항에서부터 항에 따라 선정한다(1) (4) .

(1) VR은 다음 값들보다 작지 않아야 한다.

(i) V1

(ii) VMC의 105%

이륙면상 의 고도에 도달하기 전에(iii) 10.7m(35ft) V2를 얻을 수 있는 속도 항에( 25.111(c)(2)

따라 결정)

비행기의 기수가 실제 가능한 최대비율로 들려지는 경우 전 엔진 작동상태에서의(iv) , VMU

의 이상이고 한 엔진 부작동 상태에 대응되는 추력 중량비에서 결정되는110% , / VMU의

이상인105 VLOF를 가져오는 속도

모든 조합의 조건 중량 형태 온도 등과 같이 에서 한 엔진 부작동 상태나 전 엔진 작동(2) ( , , )

상태에서의 이륙 요건에 대한 적합성을 증명하는 데에는 이 절에 따라 정한 단일 값인

VR을 사용하여야 한다.

상기 과 항에 따라 정한(3) (1) (2) VR 값보다 노트 적은 기수올림 속도에 의한 한 엔진 부작5

동시 이륙거리가 설정된 VR을 사용하였을 때의 이륙거리를 초과하지 않음을 증명해야 한

다 이륙거리는 항에 따라 정한다. 25.113(a)(1) .

비행기 운용에 있어 통상적으로 예견되는 범위 내에서 설정된 이륙절차를 벗어나더라도(4)

과도의 기수올림과 트림이 되지 않는 상태와 같은 불안전한 비행특성이 나타나거나( )

항에 따라 설정한 계획이륙거리를 크게 초과하는 현상이 나타나지 않아야 한다25.113 .

(f) VLOF는 보정속도로 비행기가 처음으로 공중에 떠오를 때의 속도를 말한다.

보정한(g) VFTO는 최소한 항에서 요구하는 상승기울기를 갖도록 신청자가 선정하되25.121(c)

다음 값들보다 적지 않아야 한다.

(1) 1.18 VSR 그리고,

항에서 정한 기동능력을 발휘하는 속도(2) 25.143(h)

결빙조건 비행을 위한(h) V1, VR, V2 이륙속도를 설정하는데 있어 비 결빙조건, (Non-icing

을 기준으로 설정된condition) VMCG, VMC, VMU 값을 사용할 수 있다.

가속정지거리25.109


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.158

건조한 활주로에서의 가속정지거리는 다음의 거리 중 더 긴 것으로 한다(a) .

다음 각 항의 거리들을 합한 거리(1)

전 엔진 작동상태에서 비행기를 정지된 출발점에서부터 건조한 활주로로부터 이륙하기(i)

위하여 VEF까지 가속하기까지의 거리

임계엔진이(ii) VEF에서 정지하여 조종사가 건조한 활주로에서 이륙하기 위한 V1의 속도에

서 이륙을 단념하였다는 가정 하에 비행기를, VEF로부터 시작하여 이륙 단념 과정에서

도달하게 되는 최고 속도까지 가속시킨 거리

상기 항의 가속이 끝난 점에서부터 건조한 활주로에서 비행기를 완전히 정지시(iii) (a)(1)(ii)

키기까지의 거리.

건조한 활주로에서 이륙하기 위한(iv) V1의 속도에서 초 동안 이동하는 거리2

다음 각 항의 거리들을 합한 거리(2)

조종사가 건조한 활주로에서 이륙하기 위한(i) V1의 속도에서 이륙을 단념하기 위한 최초의

조치를 취하였다는 가정 하에 비행기가 모든 엔진이 작동하는 상태로 출발점에 서 있는,

때로부터 이륙 단념 과정 중에 도달하는 최고 속도까지 비행기를 가속시킨 거리.

모든 엔진이 작동하고 있는 상태의 건조한 활주로에서 상기 항의 가속이 끝난 점(ii) (a)(2)(i)

에서부터 비행기를 완전히 정지시키기까지의 거리.

건조한 활주로에서 이륙하기 위한(iii) V1의 속도로 초 동안 움직인 거리2

젖은 활주로에서의 가속정지거리는 다음의 거리 중 더 긴 것으로 한다(b) .

항의 규정에 따라 결정된 건조한 활주로에서의 가속정지거리(1) (a)

활주로가 젖어 있으며 젖은 활주로에 해당하는(2) VEF 및 V1의 값이 사용되는 경우를 제외하

고 항에 따라 정해진 가속 정지거리 젖은 활주로에서의 가속정지거리를 결정할 때 차, (a) - .

륜 제동장치의 정지력은 다음을 초과할 수 없다.

및 본 항의 항의 규정을 만족하도록 결정된 차륜 제동장치의 정지력(i) 25.101(i) (a)

또는 항에서 정해진 젖은 활주로에서의 제동마찰계수로 인한 힘 이륙 승인을 받(ii) (c) (d) .

은 가장 위험한 중량중심 위치에서 차륜에 제동이 걸렸을 때와 걸리지 않았을 때의 사

이의 범위에서 정상 하중의 분포를 고려하여야 한다.

평활하고 젖은 상태의 활주로에서의 제동마찰계수는 지상속도 대비 마찰계수 곡선으로 정(c)

의되며 다음과 같이 계산되어야 한다.

젖은 활주로에서 타이어와 지면 간의 최대 제동마찰계수는 다음으로 정의된다(1) .

타이어 압력 비행기의 최대 운항 시 타이어 압력= (psi)

t/gμ MAX 타이어와 지면 간의 최대제동계수=

비행기 실제 지상속도V = (knots)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.159

위에 수록되지 않은 타이어 압력에는 선형 삽입법이 사용될 수 있다.

젖은 활주로에서의 타이어와 지면 간 최대 제동마찰계수는 젖은 활주로에서의 미끄럼 방(2)

지계통의 효율을 감안하여 조정하여야 한다 미끄럼 방지계통의 작동은 평활한 젖은 활주.

로에서의 비행시험에 의하여 실증되어야 하며 그 효율이 결정되어야 한다 평활한 활주로.

에서의 비행시험 시 정량적 해석에 의하여 특별한 미끄럼 방지 계통의 효율이 결정되지

못한다면 항에서 결정된 젖은 활주로에서의 타이어와 지면 간의 최대 제동마찰계, (c)(1)

수에 비행기에 장착된 미끄럼 방지 계통의 종류와 관련된 효율값을 곱하여야 한다.

미끄럼 방지계통의 종류 효율값

On-Off 0.30

Quasi-Modulating 0.50

Fully Modulating 0.80

신청자의 선택에 따라 더 높은 값의 젖은 활주로에서의 제동마찰계수를 홈이 있거나 다공(d) ,

성의 마찰 수로 처리를 한 활주로 표면에 사용할 수 있다 홈이 있고 다공성인 마찰 수로.

활주로에서는 젖은 활주로에서의 제동마찰계수를 다음 중 하나로서 정의한다.

건조한 활주로에서의 가속정지거리를 결정하기 위하여 사용하는 건조한 활주로에서의 제(1)

동마찰계수의 70%

항에서 정의한 젖은 활주로에서의 제동계수 특정 값으로 결정된 미끄럼 방지 계통의(2) (c) .

효율이 홈이 있거나 다공성의 마찰 수로 젖은 활주로에 적합하고 젖은 활주로에서의 타

이어와 지면 간 최대 제동마찰계수가 다음과 같이 정의된 경우는 제외한다.

타이어 압력 비행기의 최대 운항 시 타이어 압력= (psi)

t/gμ MAX 타이어와 지면 간의 최대제동계수=

비행기 실제 지상속도V = (knots)

위에 수록되지 않은 타이어 압력에는 선형 삽입법이 사용될 수 있다.

항에서 규정한 사항을 제외하고 가속정지거리를 결정할 때 바퀴제동장치 외의 장치는(e) (f)(1) ,

다음 조건에 적합한 경우에 한하여 사용할 수 있다.

안전하고 신뢰성이 있을 것(1) .

정상적인 운용상태에 있어서 일관된 결과를 기대할 수 있을 것(2) .

비행기의 조종에 특별한 기술을 필요로 하지 않을 것(3) .

사용 가능한 역추력 효과는 다음과 같아야 한다(f) .

건조한 활주로에서 가속정지거리를 결정할 때 감속을 위한 추가적인 장치로서 포함되지(1)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1510

말아야 한다.

항의 규정이 만족된다는 가정 하에 젖은 활주로에서 가속정지거리를 결정할 때 지정된(2) (e)

역추력 절차를 사용하여 감속을 위한 추가적인 장치로 포함될 수 있다.

가속정지거리 측정 중 착륙장치는 계속 내려져 있어야 한다(g) .

가속정지거리가 활주로 면과 본질적으로 다른 표면특성을 가지는 정지로를 포함하고 있다(h)

면 이륙자료의 가속정지거리에는 운용수정계수를 포함시켜야 한다 이 수정계수에는 해당.

정지로의 특성과 설정된 운용한계 내에서의 계절적 기상조건 기온 비 눈 얼음 등과 같은( , , , )

에 따른 이 표면특성의 변화를 반영해야 한다.

최대 제동운동에너지의 가속정지거리에 대한 비행시험을 통한 실증은 비행기의 차륜 제동(i)

장치의 각각에 남아 있는 허용 가능한 제동 마모 범위가 미만인 상태로 이루어져야10%

한다.

이륙경로25.111

이륙경로는 정지출발점으로부터 이륙면 위 의 고도 또는 이륙에서 항로운항(a) 450m(1,500ft)

형태로의 이행이 완료되고 비행기의 속도가 VFTO에 도달하는 고도 중 높은 쪽 고도까지로

한다 이에 더하여. ,

이륙경로는 항에 제시된 절차를 기준으로 하여야 한다(1) 25.101(f) .

비행기는 지상에서(2) VEF까지 가속하고 여기에서 임계엔진을 끄고 나머지 이륙과정이 끝날

때까지 작동시키지 않아야 한다.

(3) VEF에 도달한 후 V2까지 가속되어야 한다.

(b) V2까지 가속하는 동안 앞바퀴는 VR 이상의 속도에서 지면으로부터 떠올라도 된다 그러나.

비행기가 공중에 부양하기 전에 착륙장치를 올리지 않아야 한다.

위의 항 및 항에 따라 이륙경로를 결정할 때에는(c) (a) (b) ;

이륙경로의 공중구간은 매 지점에서 양 의 경사도를 가져야 한다(1) (+) .

이륙면상 의 고도에 이르기 전에 비행기 속도는(2) 10.7m(35ft) V2에 도달해야 하며 되도록 V2

에 가깝게 가속하다가 이륙 면 위 에 도달할 때까지 가능한 한 에 가까운120m(400ft) V2

속도를 유지하되 보다 작아서는 안 된다V2 .

이륙면상 의 높이에 도달한 점에서부터 이륙경로 상 각 지점에서의 이용 가능(3) 120m(400ft)

한 상승 경사도는 다음 각 항보다 작지 않아야 한다.

쌍발기의 경우(i) 1.2%

발기의 경우(ii) 3 1.5%

발기의 경우(iii) 4 1.7%

착륙장치 접어 올림과 프로펠러를 자동 페더링을 제외하고 비행기 형태는 변경되지 않아(4)

야 한다 또한 비행기가 이륙면으로부터 고도에 도달할 때까지 조종사의 동. 122m(400ft)

작을 요하는 출력 또는 추력의 변동이 없어야 한다.

항에 따라 결빙조건에서 비행을 하기 위한 이륙경로의 설정이 필요한 경우 이(5) 25.105(a)(2) ,

륙경로상의 비행 부분은 다음과 같은 비행기 항력을 기준으로 해야 한다.

이륙면에서부터 고도 부터 까지 부록 에서 정의된 이륙 착빙상태(i) 10.7m(35ft) 122m(400ft) C

에서의 항력과

이륙면에서부터 고도 부터 이륙경로의 끝단 까지 부록 에서 정의된 최종(ii) 122m(400ft) C

이륙 착빙상태에서의 항력

이륙경로는 연속적으로 이륙을 실증하거나 이륙경로 상의 각 비행구간을 종합하여 결정되(d)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1511

어야 한다 이륙경로를 결정하는 경우에는. -

(1) 각 비행구간은 형태 출력 또는 추력 속도의 뚜렷한 변화에 따라 명확히 정의되어야 한다, , .

각 비행 구간에서 비행기의 중량 형태 엔진 출력 또는 추력 등은 일정해야 하며 그 비(2) , ,

행 구간을 대표하는 임계 조건에 대응되어야 한다.

비행경로는 지면효과를 받지 않는 비행기의 성능을 기준으로 한다(3) .

이륙경로가 연속적인 경로와 비교하여 보수적으로 설정될 수 있도록 이륙경로에 대한 자(4)

료는 비행기가 지면효과의 영향권을 벗어나 속도가 안정되는 지점까지의 연속적인 이륙

실증비행을 통해 확인되어야 한다 비행기는 날개길이 만큼의 고도에 다다르면 지면효과.

영역을 벗어난 것으로 간주한다.

예비(e) 동력 로켓엔진을 장착한 비행기의 경우 이륙경로는 부록 의 부에 따라 결정될 수 있E 2 다.

이륙거리 및 이륙활주25.113

건조한 활주로에서의 이륙거리는 다음 각 항들의 거리보다 커야 한다(a) .

건조한 활주로에서 항에 따라 이륙 출발점으로부터 이륙면상 의 고도에(1) 25.111 10.7m(35ft)

도달하는 위치까지 이동한 이륙경로에 평행한 수평거리.

전 엔진 작동상태로 이륙 출발점으로부터 항의 절차에 따라 비행기가 이륙면상(2) 25.111

의 고도에 도달하는 위치까지 이동한 이륙경로에 평행한 수평거리의 에10.7m(35ft) 115%

해당하는 거리.

젖은 활주로에서의 이륙거리는 다음 중 더 긴 거리로 한다(b) .

항에서 정해진 건조한 활주로에서의 이륙거리(1) (a)

비행기가 이륙 출발점으로부터 시작하여 젖은 활주로에서 항에서 정해진 이륙면상(2) 25.111

의 고도에 도달하기 전에10.7m(35ft) V2와 같은 속도로 이륙면상 지점까지 이4.5 m(15 ft)

동한 이륙경로에 평행한 수평거리

이륙거리에 대피로가 포함되어 있지 않은 경우 이륙활주는 이륙거리와 동일하여야 한다(c) , .

이륙거리에 대피로가 포함되어 있는 경우에는 다음과 같아야 한다,

이륙활주거리는 다음 각 항들의 거리보다 커야 한다(1) .

이륙 출발점에서부터 비행기의 속도가(i) VLOF에 도달하는 점과 건조한 활주로에서의 25.111

항에 따라 비행기가 이륙면상 고도에 도달하는 점 사이의 중간 위치까지 이10.7m(35ft)

동한 수평거리.

전 엔진 작동상태로 항에 따라 이륙 출발점에서부터 비행기의 속도가(ii) 25.111 VLOF에 도달

하는 점과 비행기가 이륙면상 고도에 도달한 점 사이의 중간 위치까지 이동10.7m(35ft)

한 수평거리의 에 해당하는 거리115% .

젖은 활주로에서의 이륙활주는 다음 중 더 긴 거리로 한다(2) .

젖은 활주로에 대한 항의 규정에 따라 이륙면 위로 의 고도에 도달하(i) 25.111 10.7 m(35 ft)

기 전에 V2의 속도를 낼 수 있는 비행 방식으로 이륙면 위 고도까지 이동한4.5 m(15 ft)

이륙경로의 수평거리

항에서 규정한 절차에 따라 비행기의 모든 엔진이 작동하는 상태로 비행기가 이륙(ii) 25.111

출발점으로부터 시작하여 VLOF에 도달하는 지점과 이륙면 위로 고도에 도10.7 m(35 ft)

달하는 지점의 중간 지점까지 이동한 이륙경로의 수평거리의 되는 거리115%

이륙비행경로25.115

이륙비행경로는 활주로 노면 상태에 따라 또는 항에서 활주로 표면에 대해 적(a) 25.113(a) (b)


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정하게 정하는 이륙거리 끝의 이륙면 상 점에서 시작한다10.7 m(35 ft) .

순수 이륙비행경로 자료는 다음 각 항의 상승기울기 만큼 매 점에서 감소된 실제 이륙비행(b)

경로 항 및 상기 항에 따라 정한 를 대표할 수 있도록 정해야 한다(25.111 (a) ) .

쌍발기의 경우(1) 0.8%

발기의 경우(2) 3 0.9%

발기의 경우(3) 4 1.0%

예시된 상승기울기 감소량은 비행기가 수평비행으로 가속하는 점에서 이륙비행경로의 해당(c)

부분에 따른 가속에 대한 등가 감소량으로 적용해도 좋다.

상승 일반25.117 :

및 의 요건에 대한 적합성은 해당 비행기에 대해 설정된 운용한계 내에서 각각의25.119 25.121

중량 고도 대기온도와 각 형태에서 가장 불리한 중량중심에 대해서 증명되어야 한다, , .

착륙상승 전 엔진 작동상태25.119 :

최소 비행 아이들 출력 또는 추력에서 다음 설정에 해당하는 착륙포기 출력 또는 추력까(Idle)

지 증가시킨 직후 초 간 얻을 수 있는 출력 또는 추력상태에서 착륙비행 형태로 정상 상승경8

사도는 보다 커야한다3.2% .

항에 따라 설정된(a) 25.125(b)(2)(i) VREF 의 상승속도로 비 결빙조건 에서(Non-icing condition)

항에 따라 설정된(b) 25.125(b)(2)(ii) VREF 의 상승속도로 결빙조건에서 부록 에 정의된 착륙C

착빙상태에서

상승 한 엔진 부작동상태25.121 :

이륙 착륙장치 내림상태 지면효과가 없는 항의 비행형태와 비행경로 상의 임계(a) : : 25.111

이륙 비행형태 비행기의 속도가( VLOF에 도달하는 점과 착륙장치를 완전히 올림상태로 되는

점 사이 에 있어서 정상상승기울기는) VLOF에서 다음 조건과 함께 쌍발기에 있어서는 정(+)

의 값 발기에 있어서는 이상 발기에 있어서는 이상이어야 한다, 3 0.3% , 4 0.5% .

임계엔진은 부작동상태이고 나머지 엔진은 항에 따라 착륙장치 올림을 시작할 때의(1) 25.111

이용 출력 또는 추력일 것 단 비행경로에 따라 더 중요한 동력운전조건이 이후에 그러나. ,

착륙장치를 완전히 올리기 전에 생기지 않아야 한다.

중량은 항에 따라 착륙장치를 올리기 시작 할 때의 중량과 같은 것으로 정한다(2) 25.111 .

이륙 착륙장치 올림상태 착륙장치를 완전히 올린 비행경로 상의 이륙비행 형태에 있어(b) : :

서와 지면효과 없이 항에 따른 비행형태에서 다음과 같아야 한다25.111 .

정상 상승 경사도는(1) V2에서 다음 조건과 함께 쌍발기에 있어서는 이상 발기에 있2.4% , 3

어서는 이상 발기에 있어서는 이상이어야 한다2.7% , 4 3.0% .

임계엔진은 부작동 상태이고 나머지 엔진은 항에 따라 착륙장치 올림을 시작할 때(i) 25.111

의 이용 출력 또는 추력일 것 단 비행경로에 따라 더 중요한 동력운전 조건이 비행경. ,

로 이후에서부터 이륙면상 의 높이에 도달하기 전에 생기지 않아야 한다120m(400ft) .

(ii) 중량은 항에 따라 착륙장치를 완전히 올린 상태에서의 중량과 같은 것으로 정한25.111 다.

(2) 본 항목의 항의 요건은 다음의 조건에서 만족되어야 한다(b)(1) .

비 결빙조건 에서 그리고(i) (Non-icing condition) . ,

다음에 해당하는 이륙 착빙상태로 항에 따라 이륙 착빙 형태로 있는 경우 부록(ii) 25.121(b)

에 따라 정의된 이륙착빙 상태의 결빙조건에서C


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최대 이륙중량에서 실속 속도가 비 결빙조건 에서의 실속속도 보(A) (Non-icing condition)

다 노트 또는5.6km/h(3 ) CAS VSR 속도의 보다 크거나3%

항에 따라 설정된 상승 경사도의 성능 저하가 항에서 정의된 실제(B) 25.121(b) 25.115(b) -

순 이륙 비행경로 경사도 감소분의 보(actual-to-net takeoff flight path gradient) 1/2

다 큰 경우.

최종 이륙 단계 항에서 정해진 이륙경로의 끝에서의 순항비행 형태에서 다음을 만(c) : 25.111 ,

족해야 한다.

정상 상승 기울기는(1) VFTO 및 다음의 상태에서 쌍발기의 경우에는 발기에 있어서는1.2%, 3

발기에서는 보다 커야 한다1.5%, 4 1.7% .

임계엔진은 부작동 상태이고 나머지 엔진은 최대 연속출력 또는 추력 상태 그리고(i) . ,

중량은 항에 따라 설정된 이륙경로의 최종단계에서의 중량(ii) 25.111

본 절의 항의 요건은 다음의 조건에서 만족되어야 한다(2) (c)(1) .

비 결빙조건 에서 그리고(i) (Non-icing condition) . ,

다음에 해당하는 이륙 착빙상태로 항에 따라 이륙 착빙 형태로 있는 경우 부록(ii) 25.121(b)

에 따라 정의된 이륙착빙 상태의 결빙조건에서C

최대 이륙중량에서 실속 속도가 비 결빙조건 에서의 실속속도 보(A) (Non-icing condition)

다 노트 또는5.6km/h(3 ) CAS VSR 속도의 보다 크거나3%

항에 따라 설정된 상승 경사도의 성능 저하가 항에서 정의된 실제 순(B) 25.121(b) 25.115(b) -

이륙 비행경로 경사도 감소분의 보다 큰(actual-to-net takeoff flight path gradient) 1/2

경우.

접근 모든 엔진이 작동하고 정상적인 비행절차에 있는 비행기 형태에서(d) : , VSR이 모든 엔

진 작동 착륙 형태 VSR의 를 초과하지 않는 상태에서 다음을 만족하여야 한다110% .

정상 상승 기울기는 다음의 상태에서 쌍발기의 경우에는 발기에 있어서는(1) 2.1%, 3 2.4%, 4

발기에서는 보다 작지 않아야 한다2.7% .

임계 엔진은 부작동 상태이고 나머지 엔진은 착륙포기 출력 또는 추력 상태(i) .

최대착륙중량(ii)

상승속도는 정상착륙절차와 연계하여 설정하나(iii) 1.4VSR를 넘지 않을 것

착륙장치 접음(iv)

본 절의 항의 요건은 다음의 조건에서 만족되어야 한다(2) (d)(1) .

비 결빙조건(i) (Non-icing condition)

부록 에서 정의된 접근단계의 착빙상태에서 본 절의 에 따라 계산된 결빙조(ii) C . (d)(1)(iii)

건에서의 상승속도가 비 결빙조건 에서의 상승속도를 노(Non-icing condition) 5.6km/h(3

트 또는) CAS VSR의 이상 초과하지 않는 경우에는 비 결빙조건3% (Non-icing

을 기준으로 설정된 상승속도를 사용할 수 있다condition) .

항로비행경로25.123

항로비행형태에 대해 항 및 항에 기술된 비행경로는 해당 비행기에 설정된 운용한계(a) (b) (c)

내에서 각 중량 고도 대기온도 등에 따라 결정한다 엔진작동에 의한 연료와 윤활유의 소, , .

모를 고려하여 비행경로 상의 중량변화를 계산에 포함시킬 수 있다 비행경로는 다음의, .

조건과 VFTO 이상의 속도에서 결정되어야 한다.

중량중심은 가장 불리한 위치일 것(1) .

임계엔진은 부작동일 것(2) .


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나머지 엔진은 연속 최대 이용출력 또는 추력으로 작동할 것(3) .

엔진이 고온 대기 상태에서도 적절히 냉각이 되도록 엔진냉각 공기의 공급을 제어하는 장(4)

치를 조절할 것.

(b) 한 엔진 부작동 상태에서의 순비행경로 자료는 쌍발기의 경우 발기의 경우1.1%, 3 1.4%, 4

발기에 있어서는 의 상승 경사도를 감소시킨 실제 상승성능을 대표하는 것이어야 한다1.6% .

비 결빙조건(1) (Non-icing condition)

다음과 같은 경우에는 부록 에서 정의된 순항단계의 착빙상태로 결빙조건에서(2) C

순항단계의 착빙상태에서의(i) 1.18 VSR 속도가 비 결빙조건 에서의 순(Non-icing condition)

항속도 보다 노트 또는5.6km/h(3 ) CAS VSR의 를 초과하는 경우 또는3% .

상승 경사도의 성능 저하가 본 절의 항에서 정의된 실제 순 비행경로(ii) (b) - (Actual-to-net

감소분의 보다 큰 경우takeoff flight path) 1/2 .

발기 또는 발기에 있어 두 엔진 부작동시의 순비행경로 자료는 발기에 있어서는(c) 3 4 , 3 0.3%,

발기에 있어서는 씩 감소시킨 실제 상승성능을 대표하는 것이어야 한다4 0.5% .

착륙25.125

(a) 착륙면상 고도 에서부터 착지하여 완전히 정지하기까지의 착수의 경우는15m(50ft) ( 5.6km/h

노트 의 속도가 될 때까지 필요한 수평거리는 다음가 같이 결정하여야 한다 해당 비행(3 ) ) . (

기에 대해 신청자가 설정한 운용한계 내의 표준온도 각 중량과 고도 및 바람 등에 대해, )

비 결빙조건(1) (Non-icing condition)

최대착륙중량 상태 및 결빙조건에서의(2) VREF 속도가 비 결빙조건 에서(Non-icing condition)

의 VREF 속도를 노트 이상 초과하는 경우 부록 에 정의된 착륙 착빙상9.3km/h(5 ) CAS , C

태의 결빙조건

본 절의 항에 제시된 거리를 결정하는데 있어 다음의 조건을 만족해야 한다(b) (a) .

비행기는 착륙 형태에 있어야 한다(1) .

(2) VREF CAS 15m(50ft)

.

비 결빙조건 에서의(i) (Non-icing condition) VREF 속도는 다음의 속도보다 커야한다.

(A) 1.23 VSR0 속도

에 따라 설정된(B) 25.149(f) VMCL 속도

에 명시된 기동성능을 발휘할 수 있는 속도(C) 25.143(h)

결빙조건에서의(ii) VREF 속도는 다음의 속도보다 커야한다.

본 절의 항에 따라 결정된 속도(A) (b)(2)(i)

속도가 비 결빙조건 에서의(B) (Non-icing condition) VREF 속도를 노트 이9.3km/h(5 ) CAS

상 초과하는 경우 부록 에 정의된 착륙 착빙상태에서 설정된, C 1.23 VSR0 속도

부록 에 정의된 착륙단계에서의 착빙상태로 에 명시된 기동성능을 발휘할(C) C 25.143(h)

수 있는 속도

비행기의 형태 출력 또는 추력 속도의 변화는 운용절차에 설정된 절차에 따라야 한다(3) , , .

착륙은 과도한 수직 가속 바운스 노즈오버 지상 루프(4) , (Bounce), (Nose over), (Ground loop),

펄퍼스 또는 수상 루프 의 경향이 없어야 한다(Porpoise) (Water loop) .

착륙은 과도한 조종기술이나 조종사의 주의를 요구하지 않아야 한다(5) .

육상기와 수륙양용기의 지상 착륙거리는 평탄하고 건조하며 단단한 수평인 활주로면에서(c)

정하여야 한다 또한. ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1515

제동장치에 가해지는 압력은 브레이크 제조자가 명시한 기준치를 초과하지 않아야 한다(1) .

제동장치 또는 타이어가 과도하게 마모될 정도까지 제동을 하지 않아야 한다(2) .

다음 조건에 적합한 경우 바퀴제동장치 이외의 감속장치를 사용할 수 있다(3) .

안전하고 신뢰성이 있을 것(i) .

실용 운용에서 일관된 결과를 기대할 수 있을 것(ii) .

비행기의 조종에 특별한 기술이 필요하지 않을 것(iii) .

수상기와 수륙양용기의 수상착륙거리는 평탄한 수면에서 정하여야 한다(d) .

스키식 비행기의 설상 착륙거리는 평탄하고 건조한 눈 위에서 설정되어야 한다(e)

이륙방향에 반대되고 이륙경로와 평행한 공칭 풍속성분의 이하 풍속과 이륙방향과 같(f) 50%

고 이륙경로와 평행한 공칭 풍속성분의 이상 되는 풍속인 경우 착륙거리에는 수정계150%

수를 포함해야 한다.

엔진의 운전에 의존하는 장치의 특성상 엔진 고장 시 착륙에 있어서 착륙거리가 현저히(g) ,

증가하는 비행기에 있어서는 착륙거리를 임계엔진 부작동의 상태로 결정하여야 한다 다.

만 이것들의 보조장치를 사용한 경우 모든 엔진의 운전 시 착륙거리와 현저한 차이가 생,

기지 않는다고 인정된 비행기에 있어서는 임계 엔진 부작동으로 하지 않아도 좋다.

조종성 및 기동성

일반25.143

비행기는 다음 비행 중에 안전하게 조종되고 기동이 되어야 한다(a) .

이륙(1)

상승(2)

수평비행(3)

하강(4)

착륙(5)

다음 상태를 포함하는 어떠한 예상 운용상태에 있어서도 비행기는 조종사의 특별한 조종기(b)

술 주의 또는 조종력을 요하지 않는 가운데 제한하중계수를 초과하지 않으면서 어느 한,

비행상태에서 다른 비행상태로 원활히 이행될 수 있어야 한다.

임계엔진의 갑작스런 고장(1)

발 이상의 비행기에 있어서 순항 접근 또는 착륙비행 도중 두 번째 임계엔진의 갑작스(2) 3 ,

런 고장 엔진고장 상태에서 비행기는 트림이 되어 있다고 본다. .

감속장치의 펼침이나 접음을 포함하는 비행형태의 변화(3)

(c) 비행기는 임계엔진이 부작동 상태이고 해당되는 경우 프로펠러는 최소항력 위치에 있고, ( ) ,

부록 에 정의된 비행 단계에서의 임계 착빙상태인 경우 안전하게 조종 가능하고 기동함을C


이륙을 위한 최소(1) V2

접근과 착륙포기 동안(2)

접근과 착륙 동안(3)

다음은 전통적인 바퀴배열 비행기의 조종간에 있어 항 및 항의 시험을 할 때 허용되(d) (a) (b)

는 최대 필요조종력을 규정한 표이다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1516

조종륜 또는 방향타 페달에 가해지는 힘 피치 롤 요우

피치와 롤 조종을 위한 단시간조타 양손사용가능( ) 33kg(75Ib) 22kg(50lb) -

피치와 롤 조종을 위한 단시간조타 양손사용가능( ) 22kg(50lb) 11kg(25Ib) -

요우 조종을 위한 단시간조타 - - 67kg(150Ib)

장시간 조타 4kg(10lb) 2kg(5lb) 9kg(20lb)

항의 단시간조타에 적용되는 필요조종력에 대한 적합성을 증명할 때에는 승인된 절차(e) (d)

또는 관행적인 통상 절차에 따라 조종해야 한다 비행기는 트림이 되어 있거나 가능한 한.

바로 앞의 정상비행상태에 가깝게 머물러 있도록 해야 한다 이륙에 있어 비행기는 승인된.

조종절차에 따라 트림되어야 한다.

항의 장시간조타에 적용되는 필요조종력에 대한 적합성을 증명할 때 비행기는 트림이(f) (d)

되어 있거나 가능한 트림이 되어있는 상태에 가까워야 한다.

등속이나 마하 속도(g) ( VFC/MFC까지 로 기동할 때 필요조종력과 기동하중계수와 필요조종력) ,

의 비율은 만족할 만한 범위 내에 머물러 있어야 한다 조종력은 비행기가 기동할 때 조. ,

종사가 과도하게 요구할 만큼 크지 않아야 하고 비행기가 부주의하게 심한 압력을 쉽게

받을 만큼 작지 않아야 한다 하중계수 변화에 의해 발생하는 변화 기울기는 비행기의 조.

종을 유지하는데 있어 예상하지 못한 곤란을 초래하지 않아야 한다 구간 기울기는 과도한.

조종의 위험이 있을만큼 작지 않아야 한다.

비행형태

(Configuration)속도

선회비행 시 기동

선회각추력 조정

이륙(Takeoff) V2 30° 비대칭 제한됨WAT- 1

이륙(Takeoff) 2V2 + XX 40° 전 엔진 작동 상태에서 상승3

순항(En route) VFTO 40° 비대칭 제한됨WAT- 1

착륙(Landing) VREF 40° 비행경로각에서 대칭-3°

¹ : 추력 또는 출력 조정값이 비행 조건별로 항에서 규정한 최소 상승 기울기를 만드는25.121

중량 고도 및 온도 의 조합(W), (A) (T)

모든 엔진이 작동하는 상태에서 승인을 받은 초기 상승 속도² :3 임계엔진이 정지하고 남은 엔진의 추력이나 출력을 조정하기 위한 승무원의 조치가 없:

을 경우에, V2에서의 이륙 조건에 대하여 규정된 추력이나 출력을 내도록 추력값이나

출력값을 조정하는 것 또는 모든 엔진이 작동하는 상태의 초기 상승 절차에서 사용하.

는 더 작은 값의 추력이나 출력 조정

결빙 조건에서 항의 적핪성 입증 시 다음 사항을 만족하여야 한다(i) 25.143 .

(1) 조종성은 특정한 비행단계의 임계조건인 부록 에서 정의된 착빙조건에서 입증하여야 한다C .

의 하중계수로 급강하 기동 내내 요구되는 미는 힘이나 승강타 힘 또는 비행 조종 시스(2) 0g ,

템의 다른 설계 특성에 의해 제한되는 경우에 얻을 수 있는 가장 낮은 하중계수를 입증하

여야 한다 의 당기는 조종력을 초과하지 않고 기동으로부터 신속하게 회복 가. 22kg (50lb)

능하여야 한다.

조종사의 특별한 조종 기술 주의력이나 힘 없이 조금씩 쉽게 조절이 가능하지 않는 경우(3) , ,

조종사가 옆미끄럼각이 증가하는 속도를 유지하기 위하여 피치 조종에 작용하여야 하는 힘

의 변화는 일정하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1517

결빙방지시스템이 작동되고 의도대는 기능을 수행하기 전에 결빙조건에서 비행은 다음의 요(j)

구조건을 만족하여야 한다.

결빙방지시스템의 작동이 기준면 결빙을 처음 알려준 곳이 아닌 에 규정된 착빙을 본 조종(1) ( )

사에게 달린 경우 항의 요구조건은 부록 항에 정의된 착빙조건에 적용, 25.143 C Part II (e)

된다.

결빙방지시스템을 작동시키는 다른 수단을 위해 부록 항에 정의된 착빙조건에(2) C Part II (e)

서 다음 항목을 비행 중에 입증하여야 한다.

비행기는 의 하중계수까지 급상승 기동 조종을 할 수 있어야 한다(i) 1.5g .

의 하중계수로 급강하 기동 시 피치 조종력에 반대되는 힘은 없어야 한다(ii) 0.5g .

세로 조종25.145 (Longitudinal Control)

항에서 규정한 트림 속도와 실속인지 속도 항의 정의에 따른 사이의(a) 25.103(b)(6) (25.201(d) )

어떠한 속도에서도 기수를 아래로 내리도록 피치를 조종하여 선정한 트림 속도까지 다음,

의 상태에서 즉시 가속할 수 있어야 한다.

항에 규정한 트림속도로 비행기가 트림되어 있음(1) 25.103(b)(6)

착륙장치가 내려져 있을 것(2) ;

플랩은 올림과 내림 두 가지 상태로 할 것(3)

엔진은 정지와 최대연속출력의 두 가지 상태로 할 것(4)

다음 기동에 있어서 착륙장치가 내려져 있는 가운데 트림의 변경이나 이상의(b) 23kg(50Ib)

조종력 한 손으로 바로 가할 수 있는 최대 단시간 조타력 이 필요 없어야 한다( ) .

엔진 정지 플랩 올림 및(1) , 1.3 VSR1의 속도로 트림한 상태에서 비행기가 기동 중의 각 순간,

에 존재하는 지시실속속도보다 약 큰 속도를 유지하면서 가능한 한 신속하게 플랩을30%

내리는 기동.

상기 항을 되풀이하되 플랩을 처음에는 내렸다가 되도록 신속히 올리는 기동(2) (1) .

상기 항을 되풀이하되 출력 또는 추력을 착륙포기 위치로 옮기는 기동(3) (1) .

엔진정지 플랩 올린상태 및(4) , 1.3 VSR1의 속도로 트림한 상태에서 비행기가 동일한 속도를,

유지하면서 신속히 엔진출력이나 추력을 착륙포기 위치로 옮기는 기동.

플랩을 내린 상태의 항의 기동(5) (b)(4)

엔진 정지 플랩 내린 상태 및(6) , 1.3 VSR1의 속도로 트림한 상태에서, VSW와 1.6 VSR1 또는

VEF 중 작은 수치 사이의 속도를 얻은 후 이를 유지하는 기동.

다음의 조건에서 프로펠러 비행기의 경우(c) 1.08 VSR1의 속도로 또는 터보제트 비행기의 경우

1.13 VSR1의 속도로 직선 수평 정상비행 중에 어느 위치에서든 고양력 장치를 완전히 올리

기 시작할 때 특별한 조종기술이 없이도 고도를 상실하지 말아야 한다.

출력 또는 추력을 착륙포기 출력 또는 추력으로 동시 이행(1)

착륙장치는 내림 위치(2)

임계 착륙중량 고도 조합(3) /

게이트방식의 고양력장치 위치 조종기가 장착되어 있을 경우 처음 위치에서 최대 착륙위(d) ,

치 사이의 그리고 마지막 게이트 위치에서 완전 올림 위치 사이의 어느 위치에서도 고양,

력장치를 올리는 상태를 알 수 있어야 한다 또한 착륙 위치인 첫 게이트 위치는 착륙비. ,

행 형태에서 착륙포기를 하는 절차에 들어서기 위한 고양력 장치의 형태와 대응되어야 한

다 각 게이트식 위치 조종기는 전체 게이트 위치에 걸쳐 분리되고 분명한 조종 조작에.

의해서만 작동되고 비의도적인 작동이 되지 않도록 고안된 것이어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1518

방향조종과 가로조종25.147

방향조종 일반(a) :

주익을 수평으로 한 상태에서 작동 엔진 쪽으로 요우 조종이 가능하여야 하며 부작동하,

는 임계엔진 방향에서 기수를 도까지 안전하면서 어느 정도 신속하게 돌릴 수 있어야15

한다. 1.3 VSR1의 속도에서 기수를 도 방향타 페달 조종력이 이상 요구되15 ( 68 kg(150 Ibs)

는 기술 변화는 제외 까지 돌릴 수 있음을 다음의 조건에서 입증하여야 한다) .

임계엔진은 부작동 상태이고 프로펠러는 최소항력 위치에 있을 것(1) .

엔진의 출력은(2) 1.3 VSR1 에서 수평비행을 위한 필요출력으로 최대연속출력 이하일 것.

중량중심은 가장 불리한 위치에 있을 것(3) .

착륙장치는 올림 위치에 있을 것(4) .

플랩은 접근비행 위치에 있을 것(5) .

최대착륙중량(6)

방향조종 발 이상의 엔진을 장착한 비행기는 다음을 제외하고 항의 요건에 적합해야(b) : 4 (a)

한다.

두 개의 임계엔진이 부작동이고 프로펠러 적용되는 경우 가 최소항력 위치에 있어야 한다(1) ( ) .

예비(2)

플랩은 상승 비행에 가장 유리한 위치에 둔다(3) .

가로조종 일반(c) :

다음 조건에서 1.3 VSR1의 속도로 정상 비행하는 상태에서 엔진이 부작동일 때 부작동 엔

진 방향으로 및 그 반대 방향으로 도의 경사선회가 가능해야 한다20 .

임계엔진이 부작동이고 프로펠러 적용되는 경우 는 최소항력 위치(1) ( )

나머지 엔진의 출력은 최대연속출력(2)

중량중심은 가장 불리한 위치(3)

착륙장치는 올림 및 내림의 두 가지 상태(4)

플랩은 상승 비행에 가장 양호한 위치(5)

최대이륙중량(6)

가로조종 롤 성능(d) :

임계 엔진이 부작동하는 상태에서 롤 반응은 정상 기동을 허용할 수 있어야 한다 한 엔진.

이 부작동하는 상태의 비행 속도에서 롤 조종은 과도한 조종력이나 조종간의 조작없이 안

전에 필요한 충분한 롤 변화율을 제공할 수 있어야 한다.

가로조종 발 이상의 엔진을 장착한 비행기(e) : 4

발 이상의 엔진을 장착한 비행기는 이 절의 항에서 규정한 비행기 형태와 최대연속출4 (b)

력, 1.3 V 의SR1 정상비행조건에서 부작동 엔진 방향 및 반대 방향으로 도 경사 선회가 가20

능해야 한다.

(f) 가로조종 : 모든 엔진의 작동,

모든 엔진이 작동하는 상태에서의 롤 반응은 정상 기동 돌풍에 의한 전복으로부터의 회복(

및 회피 기동의 개시와 같은 을 허용할 수 있어야 한다 옆미끄럼각 정상 운용에 요구되는) . (

옆미끄럼각까지 상태에서는 제한된 기동을 허용할 수 있고 돌풍에 대한 보상이 가능하도) ,

록 충분한 가로 조종이 가능해야 한다.

가로 조종은 까지 어느 속도에서나 과도한 조종력이나 조작없이 안전에 필요한VFC/MFC


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1519

최대 롤 변화율을 제공하기에 충분해야 한다.

최소조종속도25.149

이 기준에서 요구되는 최소조종속도를 설정하는데 있어 임계엔진의 모의 고장을 사용하는(a) ,

방법은 운용 중 예상되는 조종성 측면에서의 가장 위험한 동력장치 고장형태를 나타내는

것이어야 한다.

(b) VMC는 보정속도로 이 속도에서는 임계엔진이 갑자기 부작동 되었을 때 그 엔진이 부작동인,

상태로 비행기의 조종유지가 가능하고 도 이하의 경사각으로 직선비행을 유지할 수 있다5 .

(c) VMC는 다음 조건에서 1.13 VSR를 넘을 수 없다.

최대이용 이륙출력 또는 추력(1)

가장 불리한 중량중심 위치(2)

이륙 트림상태(3)

최대 해면고도 이륙중량 또는 그 이하로(4) ( VMC를 보이기 위한 중량)

비행기는 부양한 후 이륙경로에 따라 가장 위험한 이륙비행 형태에 있을 것 단 착륙장치(5) . ,

는 올린다.

비행기는 공중에 있고 지면효과는 무시(6)

부작동 엔진의 프로펠러 상태(7)

풍차상태(i) (Windmilling)

프로펠러 조종 설계 상 가장 가능성 있는 예상 위치(ii) ,

(iii) 항의 상승요건에 적합성을 보이는 자동페더링 장치가 있는 비행기의 경우 페더링 상태25.121

(d) VMC에서 조종성을 유지하기 위한 방향타 조종력은 이상이지 않아야 하며 엔진68kg(150Ib)

의 출력 또는 추력을 감소할 필요가 없어야 한다 회복비행 중 비행기는 위험한 자세를 보.

이지 않아야 하고 도를 이상의 기수방향 변화 방지하기 위해 특별한 조종기술과 주의20

또는 조종력을 필요로 하지 않아야 한다.

(e) VMOG는 지상에 있어서의 최소조종속도로 이륙활주 중에 보정되는 속도이다 이 속도에서는.

임계엔진이 갑자기 부작동 상태가 되었을 때 방향타 조종만으로 앞바퀴의 조종 없이( )

의 제한된 힘으로 조종을 유지할 수 있고 보통의 조종 기술로 날개를 수평으로68kg(150Ib)

유지하고 이륙을 안전하게 계속할 수 있을 정도의 세로안전성이 가능하다. VMOG 결정에 있

어서 전 엔진이 작동하는 가운데 가속하는 비행기의 경로가 활주로의 중심선 위에 있다고

가정할 때 임계엔진이 부작동 상태로 되는 점으로부터 중심선에 평행한 방향으로의 회복,

이 끝나는 점까지의 경로는 어느 지점에서든 중심선으로부터 가로 방향으로 이상9m(30ft)

떨어지지 않아야 한다. VMOG는 다음 조건에서 설정해야 한다.

각 이륙비행 형태 또는 신청자가 선택에 따라 가장 위험한 이륙비행 형태(1)

최대 이용이륙출력 또는 추력(2)


이륙 트림상태(4)

이륙중량의 범위 내에서 가장 불리한 중량(5)

(f) VMCL은 보정속도로 접근비행과 착륙비행 중 전 엔진 작동 상태에서의 최소 조종속도이다.

이 속도에서는 임계엔진이 갑자기 부작동 상태로 되었을 때 그 엔진이 부작동인 상태에서

비행기의 조종 상태를 유지할 수 있고 도 이하의 경사각으로 직선비행을 유지할 수 있다5 .

VMCL은 다음 조건에서 설정해야 한다.

전 엔진이 작동하는 가운데 접근 및 착륙에 있어 가장 위험한 비행형태 또는 신청자의(1) ( ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1520

선택에 따라 각 비행형태)


전 엔진이 작동하는 상태에서의 접근비행 트림(3)

가장 유리한 중량 또는 신청자의 선택에 따라 중량의 함수(4)

프로펠러 비행기의 경우 엔진이 도 각도의 접근각을 유지하는데 필요한 출력 또는 추력(5) 3

에서 고장이 난다는 가정 하에 부작동엔진의 프로펠러가 조종사의 조종행위 없이 제 위치

에 있을 것.

작동엔진의 출력은 착륙포기 출력(6)

발 이상의 비행기에서(g) 3 VMCL-2는 보정속도로 한 개의 임계엔진이 부작동인 상태에서 접근

과 착륙시의 최소 조종속도이다 이 속도에서는 두 번째 엔진이 부작동 상태로 될 때 두.

개의 엔진이 계속 부작동인 상태에서 비행기 조종을 할 수 있어야 하고 도 이하의 경사5

각으로 직선비행을 유지할 수 있어야 한다. VMCL-2는 다음 조건에서 설정해야 한다.

한 엔진 고장상태에서 가장 위험한 접근과 착륙비행 형태 또는 신청자가 선택에 따라 각(1) (

비행형태)

가장 불리한 중량중심 위치 최대 이용이륙출력 또는 추력(2)

한 엔진 고장상태의 접근비행에 맞추어 트림(3)

가장 불리한 중량 또는 신청자의 선택에 따라 중량의 함수로 함(4) .

프로펠러 비행기의 경우 엔진이 도 각도의 접근각을 유지하는데 필요한 출력 또는 추력(5) 3

에서 고장이 난다는 가정 하에 둘 둥 더 중요한 부작동엔진의 프로펠러가 조종사의 조종

행위 없이 제 위치에 있고 다른 부작동엔진의 프로펠러는 페더링 상태에 있을 것.

한 엔진 부작동일 때 작동 엔진의 출력 또는 추력이 도 각도의 접근각을 유지하는데 필(6) 3

요한 것일 때.

작동엔진의 출력 또는 추력을 두 번째 임계엔진의 부작동 직후 위의 바항의 출력 또는(7) ‘ ’

추력상태에서 다음의 출력 또는 추력상태로 빨리 변경할 것.

최소 출력 또는 추력(i)

착륙포기 출력 또는 추력(ii)

(h) VMCL과 VMCL 를 실증하는데 있어-2 ;

방향타 조종력은 초과하지 않아야 한다(1) 68kg(150Ib) .

위험한 비행특성을 보이지 않아야 하며 특별한 조종기술 주의 또는 필요조종력을 요구하(2) , ,

지 않아야 한다.

세로조종은 초기의 정상비행으로부터 비행기를 부작동엔진의 반대쪽으로 돌리기 위한 필(3)

요한 방향으로 도의 롤을 초 이내에 수행하기에 충분한 것이어야 한다20 5 .

프로펠러 비행기는 엔진 고장에 따라 조정되는 프로펠러의 위치에 관계없이 또한 프로(4) , , 펠

러가 엔진 또는 프로펠러 조종에 따라 움직이는 위험한 비행특성을 보이지 않아야 한다.

트림

트림25.161

(a) 일반 비행기는 트림이 된 후에 주조종장치에 부가적인 힘을 가하거나 움직이지 않고 또는:

조종사나 자동조종장치에 의한 상응하는 트림 조종 없이 본 절의 트림 요건을 만족해야 한다.

(b) 가로조종 트림과 방향조종 트림 비행기는 통상 예상되는 운용조건: (1.3 VSR1로부터

VMO/MMO까지의 모든 속도에서의 운항을 포함 에서 가로방향의 중량중심이 운용한계 내의)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1521

가장 불리한 위치에서 비행시 가로 조종 트림과 방향 조종 트림이 유지될 수 있어야 한다.

세로조종 트림 비행기는 다음의 비행 상태에서 세로조종 트림을 유지할 수 있어야 한다(c) : .

(1) 1.3 VSR1 이하의 속도에서 최대 연속출력 상승 비행 단 착륙장치는 올림 플랩은 올림. , , (i) ,

이륙위치(ii)

(2) 1.3 VSR1 이하의 속도로 엔진 정지 상태의 활공비행이나 활공각 출력에서 중량 형태에3 ,˚

따른 정상 접근 속도범위 내의 접근비행 중 가장 가혹한 조건 단 착륙장치는 내린 상태. , ,

주익 플랩은 올림 및 내림 착륙 승인중량과 중량 중심과의 가장 불리한 조합 조건(i) (ii) ,

착륙장치 및 플랩을 올린 상태에서(3) 1.3 VSR1로부터 VMO/MMO 내의 임의의 속도에서의 수

평비행 및 착륙장치를 내린 상태에서 1.3 VSR1로부터 VLE까지의 임의의 속도에서의 수평

비행

세로 방향 및 가로 트림 비행기는 다음의 조건으로(d) , : 1.3 VSR1의 속도로 상승비행 하는 과

정에서 세로트림 방향트림 및 가로 트림 가로 트림에 있어 경사각은 도를 넘지 않아야, ( 5

한다 을 유지할 수 있어야 한다.) .

임계엔진은 부작동 상태일 것(1) .

나머지 엔진은 최대 연속출력 상태일 것(2) .

착륙장치 및 플랩은 올림 상태일 것(3) .

발 이상의 비행기 발 이상의 엔진이 장착된 비행기(e) 4 : 4 .

발 이상의 엔진을 장착한 비행기는 가장 불리한 중량중심과 항에서 두 엔진 부작동4 25.123(a)

시 순항항로 설정을 위해 요구되는 상승속도 형태 출력 조건에서도 직진 비행시의 트림이, ,

유지될 수 있어야 한다.

안정성

일 반25.171

비행기는 항에서 항까지 정한대로 가로안정성 방향안정성 세로안정성 등이 유지되25.173 25.177 , ,

어야 한다 또한 시험비행 결과 안전한 운용을 위해 필요하다고 인정되면 운용 중 예상되는 모. ,

든 조건에서 적절한 안정성과 조종감 정적 안정성 을 갖추어야 한다( ) .

정적세로안정성25.173

항에 명시한 조건에서 승강타 조종력 마찰을 포함 의 특성은 다음과 같아야 한다25.175 ( ) ..

어느 속도에서든 규정 트림속도 이하의 속도를 얻어 이를 유지하기 위해서는 조종간을 당(a)

기고 규정 트림속도 이상의 속도를 얻어 이를 유지하기 위해서는 조종간을 밀도록 해야,

한다 단 착륙장치 또는 플랩 작동 한계속도와. , VFC/MFC 중 적합한 속도 보다 큰 속도 또

는 실속이 되지 않는 정상비행을 위한 최소속도 보다 적은 속도에서는 예외로 한다.

상기 항의 범위내의 어느 속도에서든 조종간을 서서히 놓았을 때 대기속도는 항(b) (a) 25.175(a) ,

항 및 항에 명시된 상승 접근 및 착륙 조건에 있어 원래 트림 속도의 이내로 돌(c) (d) , 10%

아와야 되고 항에 명시된 순항조건에 있어 원래 트림 속도의 이내로 돌아와, 25.175(b) 7.5%

야 된다.

속도에 대한 필요조종력의 안정된 기울기의 평균 기울기는 노트당 이상이어야 한다(c) 6 1 lb .

상기 항에 명시된 자유 복원속도 범위 내에서 필요조종력을 가하지 않고도 필요한 트림(d) (b)

속도의 위아래 속도에서 안정화하는 것은 허용된다 단 필요한 트림속도로 복원하여 이를. ,

유지하는데 조종사의 특별한 주의를 필요로 하지 않아야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1522

정적 세로안정성의 실증25.175

정적 세로안정성은 다음과 같은 방법으로 입증되어야 한다.

상승 속도에 대한 조종력 선도는 다음 비행 상태로 속도 및 사이에서 안정된(a) : , 85% 115%

기울기를 가져야 한다.

다음과 같이 트림된 상태(1) .

주익 플랩 올림(i) .

착륙장치 올림(ii) .

최대이륙중량(iii)

왕복엔진인 경우 최대연속출력의 또는 터빈엔진의 경우 신청자가 상승 비행의 운(iv) 75%

영한계로 설정한 최대출력 또는 추력

(2) 최대 상승률에 해당하는 속도에서 트림된 상태 단 속도가. , 1.3 VSR1 보다 작을 필요가 없는

경우에는 제외함.

순항 정적 세로 안정성은 순항비행조건에서 다음과 같이 입증되어야 한다(b) . .

착륙장치를 올린 고속 비행 조건에서 조종력 선도는 트림속도를 전후하여 트림속도의(1) ,

에 자유복원속도 범위를 더한 값과 노트에 자유복원속도 범위를 더한 값중 더 큰15% , 50

값의 속도에서 안정된 기울기를 가져야 한다 단 여기의 속도 범위에.( , 1.3 VSR1 보다 작은

속도나 VFC/MFC보다 큰 속도 또는 을 넘는 조종력을 요하는 속도를 포함시, 23 kg(50 Ib)

킬 필요는 없다.)

플랩 올림(i)

가장 불리한 중량중심 위치 항 참조(ii) (25.27 )

최대이륙중량와 최대착륙중량 사이의 임계 중량(iii)

왕복엔진인 경우 최대연속출력의 또는 터빈엔진의 경우 신청자가 운용 한계로 설(iv) 75%

정한 최대순항 출력 항 참조 단(25.1521 ). , VMO/MMO에서 필요한 출력을 초과할 필요는 없

음.

항의 출력에서 수평비행이 되도록 트림(v) (b)(1)(iv)

(2) 착륙장치를 올린 저속 비행조건에서 조종력 선도는 트림 속도를 전후하여 트림속도의,

에 자유복원속도 범위를 더한 값과 노트에 자유복원속도 범위를 더한 값 중 더 큰15% , 50

값의 속도 범위에서 안정된 기울기를 가져야 한다 단 이 속도 범위에. ( , 1.3 VSR1 보다 작

은 속도나 항에 규정된 적용속도 범위의 최소 속도보다 큰 속도 또는, (b)(1) , 23 kg (50 Ib)

을 넘는 조종력을 요하는 속도를 포함시킬 필요는 없다.)

플랩 중량중심 위치 중량 등은 위의 항과 같음(i) , , (1) .

(ii) (VMO + 1.3 VSR1 와 같은 속도로 수평비행을 하는데 필요한 출력)/2

항의 출력에서 수평비행이 되도록 트림(iii) (b)(2)(ii)

착륙장치를 내린 조건에서 조종력 선도는 트림 속도를 전후하여 트림속도의 에 자유(3) , 15%

복원속도 범위를 더한 값과 노트에 자유복원속도 범위를 더한 값 중 더 큰 값의 속도, 50

범위에서 안정된 기울기를 가져야 한다 단 이 속도 범위에.( , 1.3 VSR1 보다 작은 속도, VLE

보다 큰 속도 또는 을 넘는 조종력을 요하는 속도를 포함시킬 필요는 없다, 23 kg (50 Ib) .)

플랩 중량중심 위치 및 중량 등은 항과 같음(i) , , (b)(1) .

왕복엔진인 경우 최대연속출력의 또는 터빈엔진의 경우 신청자가 운용 한계로 설정(ii) 75%

한 최대순항 출력 단. , VLE에서 수평비행을 하는데 필요한 출력을 초과할 필요는 없음.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1523

항의 출력에서 수평비행이 되도록 트림(iii) (b)(3)(ii)

접근 다음의 조건에서(c) : VSW와 1.7 VSR1 사이에서의 필요 조종력 선도의 기울기는 안정적이

어야 한다.

플랩은 접근 위치(1)

착륙장치 올림 위치(2)


(4) 1.3 VSR1의 속도로 트림이 되어 있고 이 속도에서 수평비행을 유지하는데 충분한 출력

착륙 다음의 조건에서(d) : VSW와 1.7 VSR0 속도 범위에서 조종력 선도는 안정된 기울기를 가

져야 하면 조종력은 을 넘지 않아야 한다, 36 kg(80 Ib) .

플랩은 착륙위치(1)

착륙장치는 내림 위치(2)


비행기는 다음의 조건에서(4) 1.3VSR0 의 속도로 트림되어야 한다.

출력 또는 추력의 정지(i)

수평비행에 필요한 출력 또는 추력(ii)

비행기는 출력 또는 추력의 정지조건에서(5) 1.3 VSR0의 속도로 트림되어야 한다.

정적 가로안정성 및 정적 방향안정성25.177

예비(a)

예비(b)

직선비행의 정상 옆미끄러짐에서 보조익과 방향타 조종면의 움직임과 조종력은 옆미끄러짐(c)

각도에 대체적으로 안정되게 비례하여야 하며 그 비율계수는 해당 비행기 운용에 적당한,

옆미끄러짐 각도의 전 범위를 통하여 안전한 운항을 할 수 있는 범위 내에 들어 있어야

한다 방향타의 최대조종각과 의 조종력을 보이는 조종각 중 큰 각에서 방향타. 87kg (180Ib)

페달이 역전되지 않아야 한다 그리고 옆미끄러짐이 커지면 그에 대한 방향타 각도도 커.

져야 한다 이 기준에 대한 적합성은. 1.13 VSR1에서 VEF, VLE 또는, VFC/MFC까지 중 적당한

속도에서의 대칭출력으로 착륙장치와 플랩의 모든 위치에 대해 입증되어야 한다.

방향타의 경사도는(d) VMO/MMO와 VFC/MFC 사이의 속도에서 항의 요건을 충족해야 한다 단(c) . ,

발산이 점진적이고 쉽게 인식되고 조종사가 쉽게 조종할 수 있는 것이라면 상반각 효과

방향타 조종입력과 반대되는 보조익의 작동 는 역으로 될 수 도 있다( ) .

동적 안정성25.181

항공기 형상에 따라 허용되는 최대허용속도와(a) 1.13 VSR 사이에서 발생하는 세로축과 가로,

축을 중심으로 한 조합진동을 포함하지 않는 단주기 진동은 주 조종장치가 다음과 같은

상태에서 크게 감쇄되어야 한다.

자유로운 상태(1)

고정된 상태(2)

항공기 형상에 따라 허용되는 최대허용속도와(b) 1.13 VSR사이에서 발생하는 모든 세로축과

가로축을 중심으로 한 조합진동 더치 롤 은 조종장치를 조작하지 않아도 능동적으로 감쇄( )

되어야 하고 특별한 조종기술이 없이도 주 조종장치를 통상적인 방법으로 사용하여 조종

할 수 있어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1524

실속

실속의 실증25.201

다음 조건에서 직선비행과 도 경사선회를 하는 가운데 실속을 실증해 보여야 한다(a) 30 .

출력 정지(1)

(2) 1.5 VSR1에서 수평비행을 유지하는데 필요한 출력 여기에서( , VSR1은 플랩이 접근위치에 있

고 착륙장치는 올린 상태의 최대착륙중량 상태에서의 지시실속속도에 해당하는 속도)

상기 항의 각 조건과 다음 조건에서 항의 적용 요건을 충족해야 한다(b) (a) 25.203 .

해당 비행에 대해 승인된 플랩 착륙장치 감속장치 등의 위치 조합(1) , ,

증명을 하려는 범위 내의 대표적인 중량(2)

회복을 하는데 가장 불리한 중량중심 위치(3)

항에서 규정한 속도에서 수평비행이 되도록 트림(4) 25.103(b)(6)

항에 대한 적합성을 증명하기 위해서는 다음 절차를 사용해야 한다(c) 25.203 .

일정한 비율로 감속이 되도록 실속 속도보다 충분히 큰 속도에서 세로조종을 시작해서 초(1)

당 노트 이하로 감속을 하여 비행기를 실속 시킨다1 .

선회비행 실속에 있어서는 초당 노트까지 감속이 되도록 가로조종을 한다(2) 3 .

비행기가 실속에 들어선 후 곧바로 통상적인 회복기술을 사용하여 회복시킨다(3) .

조종사가 비행기의 움직임을 통해 분명하고 식별성 있는 실속 특성의 징후를 인지할 수(d)

있을 때 비행기는 실속 상태에 들어섰다고 간주한다 인정되는 실속의 징후들은 다음과, .

같은데 이것들은 개별적으로 나타나거나 또는 조합된 형태로 나타난다.

쉽게 바로 잡을 수 없는 기수 내림이 발생한다(1) .

속도감속을 저지할 만큼 크고 정도가 심한 이상진동이 생긴다(2) .

후방 정지점까지 세로조종을 하였을 때 회복을 시작하기 전 짧은 시간 동안 이 정지점을(3) ,

넘어 조종간을 완전히 당겨도 피치자세에 변화가 일어나지 않는다.

실속특성25.203

(a) 비행기는 실속에 들어서는 순간까지 보조익과 방향타를 역전시키지 않고 사용하여 롤과 요

우를 생성하고 수정할 수 있는 것이어야 한다 비정상적으로 기수가 올라가는 피칭이 생기지.

않아야 하며 실속에 들어서고 실속하는 과정 동안 세로조종력은 양의 값을 나타내야 한다.

또한 실속을 신속하게 예방하고 통상적인 조종으로 실속으로부터 회복할 수 있어야 한다, .

수평자세 실속에서 발생하는 롤의 경사각은 실속이 생겨 회복이 완료되기까지 약 도를(b) 20

넘지 않도록 해야 한다.

선회비행 실속의 경우 실속 후 비행기의 움직임은 보통의 조종기술로 신속하게 실속과 비(c)

행기 조종력을 회복하기에 어려울 정도로 심하거나 극단적이지 않아야 한다 회복 과정.

중에 발생하는 최대 경사각은 다음을 초과하지 않아야 한다.

감속율이 초당 노트까지 인 경우 원래 선회 방향으로 약 도 또는 반대방향으로 도(1) 1 , 60 30

(2) 감속율이 초당 노트를 초과하는 경우 원래 선회 방향으로 약 도 또는 반대방향으로1 , 90 60

도.

실속경보25.207

실속경보는 직선비행과 선회비행 비행 중에 있는 조종사가 플랩과 착륙장치가 보통 위치에(a)

있는 가운데 일어나는 불의의 실속을 예방하기 위하여 충분한 여유를 갖고 대처할 수 있도


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1525

록 발생해야 하며 분명하고 식별성이 있어야 한다.

경보는 비행기 고유의 공기역학적 성질을 이용한 것일 수도 있고 또는 예상되는 비행 상태(b)

에서 명료하고 분명하게 식별되는 지시를 나타내는 장치를 갖추고 있는 것이어야 한다 그.

러나 조종실 내 승무원의 주의를 요하는 시각적인 실속경보 장치의 경우 그 자체만으로는

부족하다 경보장치를 채용하는 경우 이 장치는 항과 항에서 규정하는 속도에서 항. (c) (d) (a)

에서 규정하는 각 비행 형태에 대해 경보를 발해야 한다 본 절의 항에 규정된 실. (H)(2)(ii)

속속도를 제외하고 본 절의 항에 명시된 결빙조건에서의 비행에 대한 실속경보는 비 결, (e) -

빙조건에서의 실속경보와 동일한 방법으로 경보가 제공되어야 한다.

속도가 초당 노트 미만의 비율로 감소할 때 모든 정상 비행자세에서 실속경보는(c) 1 , VSW에

서 발령되기 시작하여야 한다 이때. VSW는 항에 따라 실속으로 식별되는 속도를25.201(d) 5

노트 또는 교정대기속도 중 더 큰 값 이상 초과한 값이어야 한다 일단 발령된5% (CAS) .

실속 경보는 대략적으로 실속경보가 발령되기 시작했던 각으로 받음각이 감소할 때까지 계

속되어야 한다.

(d) 위의 항의 규정에 추가하여 엔진이 공회전하면서 직선비행을 하고 중량중심이(c) ,

항에서 규정한 위치에 있는 상태에서 속도가 초당 노트 미만의 비율로 감소25.103(b)(5) 1

할 때 모든 정상 비행자세에서, VSW는 VSR을 노트 또는 교정대기속도 중 더 큰3 3% (CAS)

값 이상 초과하여야 한다.

(e) 실속경보 직후 조종사가 초를 초과하지 않고 회복기동을 시작할 때 결빙조건 하의 수평3 ,

및 선회 비행에서의 실속경보 여유치는 조종사가 실속 항에 규정 을 예방할 수 있(25.201(d) )

을 정도로 충분하여야 한다 본 항에 대한 적합성 실증 시 조종사는 비 결빙조건에서의 회. , -

복기동과 동일한 방법으로 회복 기동을 수행하여야 한다 본 요건에 대한 적합성은 초당. 1

노트 를 초과하지 않는 감속율과 다음과 같은 조건을 적용하여 실증하여야 한다(Knot) .

(1) 이륙단계에서 사용된 모든 이륙비행의 경우 부록 에 명시된 이륙착빙과 최종 이륙착빙, C

보다 가혹한 조건을 적용한다.

순항항로의 경우 부록 에 명시된 순항항로비행시의 착빙 조건을 적용한다(2) , C .

체공비행의 경우 부록 에 명시된 체공비행시의 착빙 조건을 적용한다(3) , C .

접근비행의 경우 부록 에 명시된 접근비행시의 착빙 조건을 적용한다(4) , C .

(5) 착륙 및 착륙포기 비행의 경우 부록 에 명시된 착륙시의 착빙 조건을 적용한다, C .

최소 하중계수 및 초당 노트 감속률의 선회비행으로 인해 실속경보가 작동한(f) 1.5g 2 (Knots)

경우 실속경보 발생 직후 조종사가 초를 초과하지 않고 회복기동을 시작할 때 실속경보, 1

여유치는 결빙조건에 관계없이 조종가사 실속을 예방할 수 있도록 충분하여야 한다 결빙.

조건에 대한 본 항의 적합성을 실증할 때 조종사는 비 결빙조건에서의 회복기동과 동일한, -

방법으로 회복기동을 수행하여야 한다 이 요건에 대한 적합성은 다음과 같은 비행 조건에.

서 실증하여야 한다.

플랩과 착륙장치는 정상 위치(1)

직선 비행의 경우 비행기는(2) , 1.3V로 트림되어야 한다.

(3) 1.3V에서 수평비행을 유지하기 위한 출력 또는 추력을 적용한다.

계통 결함 후에 비행에 사용될 수 있는 고양력장치가 비정상적인 형상에 있을 때 또한 실속(g)

경보가 발생하여야 한다 비행교범 절차에서 규정하는 모든 형상을 포함한다.( .

결빙방지시스템의 작동 및 해당 시스템의 기능을 수행하기 전 결빙조건에서의 비행의 경우(h) ,

부록 항에 명시된 착빙을 포함하여 다음과 같은 요건을 적용한다C Part II(2) .

(1) 이 절의 항과 항을 제외하고 결빙방지시스템의 작동여부를 기준면에 발생된 착빙에 따(c) (d) ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1526

른 조종사의 육안확인으로 결정하는 경우 이 절의 요건을 적용한다, .

결빙방지시스템 작동에 대한 다른 방법의 경우 초당 노트 의 감속률을 초과하지 않(2) , 1 (Knot)

는 속도로 감속되고 조종사가 비 결빙조건에서의 회복기동과 동일한 방법으로 회복기동을-

수행할 때 직선 및 선회 비행 중의 실속경보 여유치는 비행 특성에 나쁜 영향을 미치는,

것과의 조우 없이 조종사가 실속을 예방할 수 있도록 충분하여야 한다.

비 결빙조건에서 발생되는 실속경보와 동일한 방법으로 실속경보가 발생하는 경우 조종사(i) - ,

는 실속경보 발생 직후 초보다 빠르게 회복기동을 시작하지 않아야 한다1 .

비 결빙조건에서 발생되는 실속경보와 다른 방법으로 실속경보가 발생하는 경우 조종사(ii) - ,

는 실속경보 발생 직후 초보다 빠르게 회동기동을 시작하지 않아야 한다 또한 실증이3 .

필요하지 않은 의 감속률을 제외하고 에 대한 적합성은 에 명시된25.201(c)(2) , 25.203 25.201

실증으로 입증하여야 한다.

지상 및 수상조종특성

가로안정성과 조종25.231

육상기는 모든 예상 운용 상태에서 또는 이착륙 중에 튀어 오르더라도 조종이 되지 않아(a)

전복이 되는 경향이 있지 않아야 한다 또한. ;

바퀴브레이크는 부드럽게 작동해야 하며 전복을 일으킬 소지가 없어야 한다(1) ..

착륙장치가 뒷바퀴식인 경우(2) VSR1의 속도로 콘크리트 활주로에서 이륙을 위한 지상75%

활주를 할 때 비행자세를 추력 선 수준까지 유지할 수 있어야 한다.

수상기와 수륙양용기에 대해서 활주 및 이착수시 안전을 위한 최소한의 수면 조건을 설정(b)

해 두어야 한다.

방향 안정성 및 조종25.233

비행기는 노트까지의 풍속과(a) 20 0.2 VSR0 중 큰 쪽의 풍속에서 운용시 예상되는 어느 풍속에

서든지 도 방향의 횡풍에서 조종할 수 없는 지상루프 경향을 보이지 않아야 한다 단 풍90 . ,

속이 노트 보다 클 필요는 없다 이 요건은 항에서 요구되는 풍속의 도의 횡방25 . 25.237 90

향 성분을 사용해서 증명해도 된다 정하는 경우에 하여도 좋다. .

육상기는 통상 착륙속도로 출력 정지 착륙을 하는 경우 특별한 조종기술이나 주의가 없이(b)

도 직선경로를 유지하기 위해서 제동장치나 엔진 출력을 사용하지 않고 만족할 만하게 조

종이 되어야 한다 이 시험은 출력정지 착륙 중에 다른 시험과 같이 실시해도 된다. .

비행기는 활주 중 방향이 적절하게 되어야 한다 이 특성은 이륙 전 활주 중에 다음 시험(c) .

과 연계하여 증명해 보여도 된다.

지상활주 조건25.235

비행기의 충격흡수 장치는 정상 운용시 예상되는 가장 거친 지면을 활주할 때 비행기의 구조에

손상을 주지 않는 것이어야 한다.

풍속25.237

육상기와 수륙양용기의 경우 다음과 같은 요건을 적용한다(a) , .

이륙 및 착륙 시 도 측방향에서의 안전한 풍속을 실증하여야 한다 이 같은 측방향풍속(1) , 90 .

실증은 건조한 활주로에서 최소 노트 또는20 (knots) 0.2 V 중 큰 수치를 적용하여 수


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1527

립하여야 한다 단 노트 를 초과할 필요는 없다. , 25 (knots)

착빙 없이 수립된 이륙에 대한 측풍은 결빙조건에서도 유효하다(2) .

착륙에 대한 측풍은 다음과 같은 조건에서 수립되어야 한다(3) .

비 결빙조건(i) - (Non-icing conditions)

부록 에 명시된 착륙 시의 착빙상태가 반영된 결빙조건(ii) C

수상기와 수륙양용기에 대해서는 다음 사항을 적용한다(b) .

정상 운용 중 예상되는 모든 수상 조건에서 안전하게 이착수를 할 수 있는 도 횡방향(1) 90

성분의 풍속을 설정해 두어야 한다 이 풍속은 최소 노트와. 20 0.2 VSR0 중 큰 속도 이상

이어야 한다 단 노트보다 클 필요는 없다. , 25 .

(2) 정상 운용 중 예상되는 모든 수상 조건에서 모든 방향으로 안전하게 활주할 수 있는 풍속

을 설정해 두어야 한다 이 풍속은 최소 노트와. 20 0.2 VSR0 중 큰 속도 이상이어야 한다.

단 노트보다 클 필요는 없다, 25 .

수상에서의 분무 특성 조종 및 안정성25.239 ,

수상기와 수륙양용기는 이수 활주 착수 등의 과정에서 그리고 항에서 정해진 조건에서(a) , , (b)

다음 사항들을 보이지 않아야 한다.

조종사의 시계가 가리거나 손상을 주거나 과도한 양의 물의 유입을 발생하는 분무특성(1) , ,

조종되지 않아 위험한 포포우징 튀어 오름 또는 흔들림(2) ,

수중부하를 견디도록 설계되어 있지 않은 보조플로트 스폰슨 날개끝 프로펠러블레(3) (float), , ,

이드 또는 기타 부품 등의 침수

상기 항의 요건에 대한 적합성은 다음 조건에서 보여야 한다(b) (a) .

항에 따라 설정된 순조로운 상태에서부터 가장 불리한 상태까지의 수상조건(1) 25.231

수상 운용에서 예상되는 풍속 횡풍 조류 파도 및 굽이침 등의 조건(2) , , ,

수상 운용에서 예상되는 각각의 속도(3)

수상에 있는 동안 모든 경우에 일어나는 임계엔진의 갑작스런 고장(4)

(5) 증명을 신청한 하중 조건 범위 내에서 각 운용조건에 해당하는 중량과 중량 및 중량중심

수상기와 수륙양용기는 항의 수상 조건과 그에 따른 바람 조건하에서 엔진 부작동 상태(c) (b)

에서 분간 표류할 수 있어야 한다 필요한 경우 닻을 이용해도 좋다5 . .

기타 비행요건

진동과 이상진동25.251 (Buffeting)

안전한 비행을 저해하는 진동과 이상진동이 발생하지 않는다는 것을 실증해야 한다 이것(a) .

은 발생이 예상되는 모든 운용조건에서 보여야 한다.

비행 중에(b) VDF/MDF까지의 적절한 속도와 출력 조건에서 비행기의 각 부분에 과도한 진동이

발생하지 않는다는 것이 증명되어야 한다 이 때 증명된 최대속도는 항에 의거한 비. 25.1505

행기의 운용한계를 설정하는데 사용하여야 한다.

항에서 정하는 경우를 예외로 하고 순항 중의 비행 형태 변경을 포함한 통상적인 비행(c) (d) ,

에 있어 비행기 조종에 간섭을 일으키거나 승무원에게 과도한 피로를 주거나 구조 손상을, ,

일으키기에 충분한 이상진동이 생기지 않아야 한다 이러한 한계 내에서 실속경보 이상진.

동은 허용된다.

실속경보 이상진동이 허용되는 경우를 제외하고(d) , VMO/MMO 속도까지의 순항 직선비행 상태


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1528

에서 감지할 만한 이상진동이 생기지 않아야 한다.

보다 큰(e) 0.6 MD의 항공기 또는 최대운용고도가 이상인 항공기에 있어7,620m(25,000ft) ,

감지가 될 만큼의 이상진동이 발생하는 기동하중계수은 증명을 신청한 대기속도 또는 마

하수 중량 고도 등의 범위에서 순항비행 형태에 있는 항공기에 대해 결정해야 한다 기, , .

동하중계수 속도 중량 고도 등의 포위선도는 통상운용을 위해 충분한 범위의 속도와 하, , ,

중계수를 나타내야 한다 이상진동이 시작되는 포위선도의 경계를 불의적으로 잠시 넘어.

서더라도 불안전한 상태가 생기지 않아야 한다.

고속도 특성25.253

속도증가와 회복특성 속도증가와 회복특성은 다음 사항을 충족해야 한다(a) . .

의도치 않은 속도증가 피치와 롤의 급변을 포함한 를 일으킬 수 있는 운용 조건과 특성을(1) ( )

VMO/MMO까지의 모든 예상되는 순항속도에 대해 트림한 비행기를 사용하여 모의시험해야

한다 이러한 운용조건과 특성에는 돌풍으로 인한 요동 불의적인 조종 조종마찰에 비해. , ,

낮은 조종력 승객의 이동 상승에서 수평비행으로 전환 마하고도로부터 속도제한 고도로, , ,

까지의 하강 등이 포함된다.

(2) 고유의 또는 인위적인 속도경보에 대한 조종사의 반응시간을 허용하였을 때 비행기는 정상

자세로 회복되고 그 속도가 VMO/MMO까지 줄일 수 있다는 것을 다음 조건에서 보여야 한다.

특별한 조종력과 기술이 필요 없을 것(i) .

(ii) VD/MD, VDF/MDF 또는 구조상의 한계를 초과하지 않을 것.

비행기를 회복시키기 위한 조종이나 조종사가 계기를 판독하는 능력을 저해하는 이상(iii)

진동이 나타나지 않을 것.

(3) VMO/MMO 까지의 모든 속도에 트림한 비행기에 대해 VDF/MDF 까지의 모든 속도에 있어 조

종입력에 대한 역전 반응이 생기지 않아야 한다 피치 롤 또는 요우는 보통의 기술로도. , ,

부드럽고 쉽게 조종이 되어야 한다 비행기가. VMO/MMO에서 트림되었을 때 승강타 조종

력 대 속도 곡선의 기울기는 VFC/MFC 이상의 속도에서는 안정될 필요가 없으나 VDF/MDF까

지의 모든 속도에서는 미는 힘이 있어야 하며 VDF/MDF에 도달할 때 승강타 조종력이 갑자

기 또는 과도하게 감소하지 않아야 한다.

안정 특성을 위한 최대속도(b) . VFC/MFC. VFC/MFC는 플랩과 착륙장치를 올린 상태에서

및 의 요건이 충족되어야 하는 최대속도임25.143(g), 25.147(e), 25.175(b)(1), 25.177, 25.171 .

에 명시된 것을 제외하고 이 속도는25.253(c) , VMO/MMO과 VDF/MDF 사이의 속도보다 적지

않아야 한다 단 마하수가 제한 계수가 되는 고도에 있어. , MFC는 유효속도경보가 발생하

는 마하수를 초과할 필요가 없다.

결빙조건 하에서 안정 특성을 위한 최대 속도 부록 에 명시된 착빙하에서 안정성 특성을(c) . C

위한 최대 속도는 그리고 의 요건에 만족되25.143(g), 25.147(e), 25.175(b)(1), 25.177, 25.181

고 다음과 같은 속도 보다 낮아야 한다.

노트(1) 300 (Knots) CAS

(2) V

증가되는 동압의 영향으로 인해 착빙이 발생되지 않는 기체로 입증된 속도(3)

트림이 되지 않은 상태에서의 특성25.255

(a) VMO/MMO까지의 순항속도로 트림되어 있는 초기상태의 비행기는 기수올림과 기수내림 양방

향에 있어 트림이 되지 않은 상태에서 충분한 기동안정성과 조종성을 보여야 한다 여기.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1529

에서 트림이 되지 않은 상태는 다음 각 항에 기인한다.

세로방향 트림 장치의 초 이상의 작동 이 트림장치는 공기역학적 하중 동력작동식 트림(1) 3 . (

장치가 없는 비행기인 경우 같은 정도의 트림 이 없는 해당 비행조건에 대해 보통의 비율)

로 작동하는 것으로 한다 단 조절식 안정판에 대해 항에서 요구되는 것을 포. , 25.655(b)

함한 트림 정지 장치에 의해 제한되는 것은 예외로 한다.

고속 순항 수평비행 중에 자동조종장치가 대응할 수 있는 최대 트림 오류치를 넘는 트림(2)

오류

항의 트림이 되지 않은 상태에서 통상적인 가속도가 에서 항에 명시된 양의 값과(b) (a) , +1g (c)

음의 값으로 변하는 경우 ;

조종력 대 곡선은(1) g VFC/MFC까지의 모든 속도에서 양의 경사도가 되어야 한다.

(2) VFC/MFC와 VDF/MDF사이의 속도에서 주세로조종력의 방향이 역전되지 않아야 한다.

항과 항에서 정하는 경우를 제외하고 항의 요건에 대한 적합성은 다음 가속도 범(c) (d) (e) , (1)

위를 넘어서는 비행에서 실증되어야 한다.

에서 까지(1) -1 g +2.5 g

에서 까지 와 에 대해서는 합당한 방법으로 추정한다(2) 0 g 2.0 g . -1g +2.5 .

만일 항의 절차를 주세로조종력의 역전에 대한 시험비행 중에 생기는 한계여유와 적(d) (c)(2)

합성을 실증하는데 적용한다면 비행시험은 한계여유조건이 항에서 규정하는 한계까, (b)(1)

지 존재하는 것으로 밝혀지는 통상적인 가속도에서부터 수행해야 한다.

의 시험비행 동안 항과 항에서 규정하는 제한운동하중계수와 항(e) (a) 25.333(b) 25.337 25.252(e)

에 따라 결정되는 이상진동이 발생하는 포위선도의 경계를 잠시 불의적으로 넘어설 때의

기동하중계수를 초과하지 않아도 된다 또한 이하의 통상 가속도에서 수행하는 실증. , 1g

비행시험에서의 진입속도는 VDF/MDF를 초과하지 않고 회복을 완수하는데 필요한 정도까지

제한되어야 한다.

(f) 에서 규정하는 트림이 되지 않은 상태에서 회복을 위해(a) VDF/MDF의 과속 상태로부터 주세

로조종장치만을 사용하든지 또는 주세로조종장치와 세로방향 트림장치를 같이 사용해서

이하의 세로조종력으로 최소한 를 발생시킬 수 있어야 한다 만일 세로방57kg(125Ib) 1.5g .

향 트림이 필요한 하중계수의 생성을 보조하기 위해 이용되는 경우 VDF/MDF에서 비행기의

기수를 올리는데 필요한 다음 각 항의 최소 조종력에 해당하는 하중이 주조종면에 작용하는

가운데 세로방향 트림이 기수가 올라가는 방향으로 작용할 수 있다는 것을 보여야 한다.

항 및 항의 운용에 있어 예상되는 최대조종력(1) 25.301 25.397

를 발생시키는데 필요한 조종력(2) 1.5g

이상진동이나 주세로조종력의 작용을 강력히 저해할 강도를 갖는 그 외 다른 현상에 대응(3)

하는 조종력

구조Subpart C

일반

하 중25.301

강도상의 요건은 제한하중 운용 중 예상되는 최대하중 및 종극하중 제한하중에 적정의 안(a) ( ) (

전율을 곱한 하중 에 따른다 규정하는 하중은 별도의 언급이 없는 한 제한하중으로 한다) . .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1530

원칙적으로 규정하는 비행하중 지상하중 및 수상하중은 그 비행기의 질량내역을 고려하여(b) ,

관성력을 평형으로 해야 한다 하중은 근사적인 상태 또는 거의 실제 상태로 분포되어야.

한다 하중의 크기 및 하중의 분포를 결정하는 방법은 신뢰될 수 있다고 증명된 경우를 제.

외하고 비행하중 측정을 통해 확인해야 한다.

하중에 따라 일어나는 휨으로 인해 외력 또는 내력의 분포가 크게 변하는 경우 이것을 고(c)

려하여 계산하여야 한다.

안전율25.303

별도로 규정하지 않는 한 제한하중 구조의 외부하중 에 대하여 의 안전율을 적용한다 하중상, ( ) 1.5 .

태가 종극하중으로 할당되어 있을 때는 별도로 규정하지 않는 한 안전율을 적용할 필요가 없다.

강도 및 변형25.305

구조는 제한하중에 대하여 안전상 유해한 잔류변형이 생기지 않도록 해야 한다 제한하중(a) .

에 이르기까지의 모든 하중에 있어서 그 비행기의 안전한 운용을 방해하는 변형이 생기지

않게 해야 한다.

구조는 종극하중에 대하여 적어도 초간은 파괴되지 않은 상태로 지지할 수 있어야 한다(b) 3 .

그러나 실제 하중조건을 모사한 동적시험을 통해 강도를 증명하는 경우 초 제한 기준은, 3

적용되지 않는다 종극하중까지의 정적시험은 하중에 따라 발생하는 종극편향 및 종극변형.

을 포함해야 한다 분석방법을 통해 종극하중 강도요건에 대한 적합성을 증명하는 경우 다.

음 사항들을 충족해야 한다.

변형에 따른 효과가 중대하지 않을 것(1) .

포함된 변형이 분석에 의해 완전히 설명될 것(2) .

사용된 방법 및 가정이 변형에 따른 효과를 충분히 포함하고 있을 것(3) .

운용조건에서 발생할 수 있는 어떤 하중적용율이 정적하중에서의 응력보다 높은 순간응력(c)

을 발생하도록 구조의 신축성이 있는 경우 이러한 하중적용율 효과를 고려해야 한다, .

보류(d)

(e) 진동개시 영역선도의 범위 하에서 실속 또는 가능한 이탈을 포함하여, VD/MD 운용조건까지

발생할 수 있는 어떠한 진동을 견딜 수 있도록 비행기는 설계되어야 한다 이것은 해석적 방.

법이나 비행시험 또는 검사관이 필요하다고 판단하는 다른 시험에 의해서 증명되어야 한다.

발생할 경우가 매우 지극히 낮다는 것이 증명되지 않는 한 어떠한 파손이나 오동작 또는(f) ,

비행조종계통의 불리한 조건으로부터 발생되는 구조적 진동을 견딜 수 있도록 설계되어야

한다 이것은 제한하중을 고려하여야 하며. Vc/MC의 속도에서 증명되어야 한다.

구조의 증명25.307

구조가 이 장의 강도 및 변형에 관한 기준에 적합하다는 증명은 각각 가장 엄격한 하중조(a)

건에 따라 행하여야 한다 구조해석은 그 방법이 경험상 신뢰할 수 있는 것이 증명되어 있.

는 구조와 동일한 구조인 경우에 한하여 증명에 사용해도 좋다 검사관은 제한하중시험이.

적당하지 않다고 인정되었을 경우는 종극하중시험을 행할 수도 있다.

예비(b)

예비(c)

비행구조부재에 있어서 항의 요건에 대한 적합성 증명 때문에 정적시험 또는 동(d) 25.305(b)

적시험을 행하는 경우 수많은 구성요소가 구조전체의 강도에 기여하고 있어 한 개의 부재,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1531

가 파괴된 경우 구조 또는 부재가 대체하중 경로에 따라 하중의 재분배가 행하여지는 경

우를 제외하고 적정한 재료수정계수를 적용해야 한다.

비행하중

일반25.321

비행하중계수는 비행기에 작용하는 공기역학적 분력 기체축에 수직작용 과 비행기의 중량(a) ( )

의 비율을 나타낸다 정 하중계수는 비행중 공기력이 상방향으로 작용하는 것이다. (+) .

모든 속도에서 압축성 효과를 고려하면서 이 장에서의 비행하중조건에 대한 적합성은 다(b) ,

음을 모두 만족하여야 한다.

신청자가 선정한 고도범위 내에서 가장 불리한 고도(1)

각각의 특정비행하중상태에 적절한 설계최소중량에서 설계최대중량까지의 모든 중량(2)

비행교범에 기록된 운용한계 내에서 배치된 하중의 실제적인 분포에 대하여 각각 요구되(3)

는 고도 및 중량

설계선도 영역 내에 있는 여러 점들은 비행기 구조의 각 부분에 가해지는 최대하중이 얻(c) ,

어짐을 확인하도록 조사되어야 한다.

비행기에 작용하는 주요 힘은 타당하거나 보수적인 방법으로 평형 상태에 있어야 한다 선(d) .

형 관성력은 추력과 모든 공기역학적 하중에 대해 평형 상태에 있는 것으로 고려되어야

하며 회전 피칭 관성력은 미익 표면과 나셀과 같은 구성품에 작용하는 하중에 의한 모멘, ( )

트를 포함하여 추력과 모든 공기역학적 모멘트에 대해 평형 상태에 있는 것으로 고려되어

야 한다 임계추력값은 부터 최대연속추력의 범위에서 고려되어야 한다. 0 .

비행기동과 돌풍조건

대칭기동조건25.331

절차 항 및 항에 규정된 기동비행조건의 분석은 다음의 절차를 따른다(a) . (b) (c) .

급작스런 조종의 변위가 규정되어 있을 경우 가정된 조종면의 변위 속도는 조종계통을(1) ,

통하여 조종사에 의해 작동되는 경우의 속도보다 작지 않아야 한다.

항 및 항의 기동조건에서 방향타 각도와 시위 방향의 하중분포를 결정함에 있어 해(2) (b) (c)

당 피치속도의 효과를 고려해야 한다 항에 규정된 트림안팎의 비행조건을 고려해. 25.555

야 한다.

기동균형조건 비행기가 피치 가속도가 인 평형상태에 있다고 가정하고 항의 기(b) . 0 25.333(b)

동영역선도의 에서 까지의 기동조건을 조사해야 한다A I .

피치기동조건 항 및 항에 규정된 조건을 조사해야 한다 피치조종면의 모멘트는(c) . (c)(1) (2) .

항에서 규정된 최대 조종력에 의한 한계 조종계통 정지장치 및 기타 조종계통의25.397(b) ,

출력상의 한계에 의한 간접영향 예를 들면 실속 토크 또는 동력조절계통에 의해 얻어질( ,

수 있는 최대 속도 을 고려하여 조정될 수 있다) .

(1) VA에서의 최대 피치 조종 변위 비행기는 정상수평비행상태 항에 제시된 그림의. (25.333(b)

에 있다고 가정하며 최대 피치 각속도 기수 올림 를 얻기 위해 피치조작을 급하게 하A1) , ( )

였다고 가정한다 미익하중을 결정함에 있어 비행기의 반응을 고려해야 한다 중량중심에. .

서의 수직가속도가 양의 제한기동하중계수를 초과하거나 항에 제시된 그림의(25.333(b) A2)

미익에 대해 수직방향의 하중이 최대값에 도달한 후에 비행기에 가해지는 하중은 그 발


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1532

생 순서에 관계없이 고려하지 않아도 좋다.

특정한 조정변위 항에서 규정하는 설계제한하중계수를 넘지 않도록 합리적인 종방(2) : 25.337

향 조종장치 변위 대 시간곡선에서 시험조작을 결정해야 한다 해당 비행기의 특성상 다.

음 항 및 항의 값을 넘지 않을 경우는 제외하고 비행기의 반응은 다음 항 및(i) (ii) , (i) (ii)

항에서 규정하는 값 이상의 피치 가속도를 발생해야 한다.

양 의 피치 가속도 기수올림 가 하중계수 에 동시에 도달하였다고 가정한(i) (+) ( ) 1.0

다 항 그림의 점에서 점까지 이때 양의 가속도는 최소한 다음과 같아.((25.333(b) A1 D1 ) ,

야 한다.

39Vn(n-1.5)rad/s 2

고려되고 있는 속도에 있어서 양 의 하중계수n : (+)

등가대기속도 노트V : ( )

(ii) 음 의 피치 가속도기수내림가 양 의 기동하중계수에 동시에 도달하였다고 가정한(-) ( ) (+)

다 그림의 점에서 점까지 이때 음의 가속도는 최소한 다음과 같아야 한다.(25.333(b) A2 D2 ) , .

26Vn(n-1.5)rad/s 2

고려되고 있는 속도에 있어서 양 의 하중계수n : (+)

등가대기속도 노트V : ( )

비행기동영역선도 선도25.333 (V-n )

일반 강도상의 요건은 항의 기동영역선도 다이어그램 의 범위내의 대기속도와 하중(a) . (b) (V-n )

계수와의 모든 조합에 대해 적합해야 한다 항에 규정된 비행기의 구조적 운용한계. 25.1501

를 결정하기 위해서는 이 영역선도를 사용하여야 한다.

기동영역선도(b)

설계대기속도25.335

선정된 설계대기속도는 등가대기속도 로 표시한다(EAS) . VS0 및 VS1의 추정값은 보수적인 것으로

해야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1533

설계순항속도(a) VC. VC에 대해서는 다음 기준을 적용한다.

(1) VC의 최소치는 심각한 난류의 영향으로 의도치 않게 발생하는 속도증가에 대비해 VB보다

충분히 큰 값으로 해야 한다.

항에 규정된 경우를 제외하고(2) 25.335(d)(2) , VC는 VB +1.32 UREF 항에서 규정하(25.341(a)(5)(i)

는 UREF 이상이어야 한다 그러나) . VC는 해당 고도에서의 최대연속출력상태에서의 최대수

평비행속도를 초과할 필요는 없다.

(3) VD가 마하수에 따라 제한되는 고도에서 VC는 선정된 마하수로 제한될 수 있다.

설계급강하속도(b) VD 는. Vc VC/MC가 0.8 VD/MD를 초과하지 않거나 VC/MC와 VD/MD 간의

속도여유의 최소치가 다음 값을 초과하도록 선정되어야 한다.

(1) VC/MC에서 정상비행상태를 초기조건으로 해서 뒤집힌 상태로 초기 경로보다 도 아래7.5

쪽의 비행 경로를 따라 초간 비행한 후 하중계수가 의 가속도 증가 가 되도록20 1.5g(0.5g )

조종간을 당긴다 신뢰할 수 있는 공기역학적 자료를 사용할 경우 위의 기동 중에 발생. ,

하는 속도 증가를 계산에 의해 결정할 수 있다 항에 규정된 출력은 조종간. 25.175(b)(1)(iv)

을 당기기 시작할 때까지 적용되는 것으로 가정하며 그 후에는 출력감소 및 조종사에 의

한 저항발생장치의 작동을 가정할 수 있다.

속도여유의 최소치를 산정할 때에는 대기변화 수평돌풍 제트기류 및 한냉전선 통과 등(2) ( , )

및 계기오차와 제조상의 편차 등을 충분히 고려하여야 한다 이러한 요소들에 대한 고려.

는 확률에 근거해도 좋다 압축성 효과에 의해. MC가 제한되는 고도에서 속도의 여유는,

이상이어야 한다 단 자동화된 계통의 성능이 반영된 타당한 분석에 의해 더 낮은0.07M . ,

속도여유가 결정된 경우는 예외로 한다 그러나 어떠한 경우에도 속도여유는 보다. 0.05M

작아서는 아니 된다.

설계기동속도(c) VA. VA에 대해서는 다음 기준을 적용한다.

(1) VA는 VS1 보다 작지 않아야 한다 여기서n .√

은(i) n VC에서의 양의 제한기동하중계수이다.

(ii) VS1은 플랩올림 실속속도이다.

(2) VA 및 는 고려되는 설계중량 및 고도에 따라 평가되어야 한다Vc .

(3) VA는 VC 또는 양의 CN 곡선과 양의 기동하중계수 선이 교차하는 점에서의 속도 중MAX

작은 값보다 클 필요는 없다.

최대 돌풍에 대한 설계속도(d) VB

(1) VB는 다음의 값보다 작아서는 안된다.

VS1 고려되는 특정 중량에서 플랩이 올려진 상태에서의= CNA 에 근거한 실속MAX 1g

속도

VC 설계순항속도 노트 단위 등가대기속도= ( , )

항의 기준돌풍속도 등가대기속도Uref = 25.341(a)(5)(i) (ft/s, )

고려되는 특정 중량에서의 평균 익면하중w = (pound/ft²)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1534

공기밀도= (slugs/ft³)ρ

평균기하학적 익현c= (ft)

중력가속도g= (ft/sec²)

수직분력 계수곡선의 기울기a= (CNA/radian)

(2) VC가 마하수에 의해 제한되는 고도에서는 다음을 적용한다.

(i) VB는 저속 버펫과 고속 버펫 경계 사이의 여유가 최적화되도록 선정될 수 있다.

(ii) VB는 VC보다 클 필요는 없다.

설계 플랩내림속도(e) VF. VF에 대해서는 다음 기준을 적용한다.

각각의 플랩위치 항에 따라 설정 에 대한 설계 플랩내림속도는 이에 대응하는 비(1) (25.697(a) )

행단계 착륙복행 포함 에 대하여 권고되는 속도보다 충분히 커야 하며 속도 제어시에 일( ) ,

어나는 속도의 변동 및 플랩위치이동에 대비해야 한다.

플랩위치 자동조절장치 또는 자동하중제어장치가 사용되는 경우 프로그램되어 있거나 그(2) ,

장치에 의해 허용되는 속도 및 이에 대응하는 플랩위치를 사용해도 좋다.

(3) VF는 다음보다 더 작지 않아야 한다.

최대 이륙중량에서 플랩을 이륙위치로 한(i) VS1의 배1.6

최대 착륙중량에서 플랩을 접근위치로 한(ii) VS1의 배1.8

최대착륙중량에서 플랩을 착륙위치로 한(iii) VS0의 배1.8

설계 항력제어장치 속도(f) VDD 각 항력제어장치에 대해 선정된 설계속도는 속도조절시 예상.

되는 변화를 허용할 수 있도록 장치의 조작을 위해 권고되는 속도보다 충분히 커야 한다.

고속강하시 사용하는 항력제어장치의 VDD는 VD보다 작지 않을 수도 있다 자동으로 항력.

제어장치의 위치를 제어하거나 하중을 제한하는 방법을 사용하는 경우 설계시 프로그램되,

거나 자동화된 방법에 의해 허용되는 속도 및 이에 대응하는 항력제어장치 위치를 사용해

야 한다.

제한기동하중계수25.337

정적최대양력계수에 의거 제한되는 범위를 제외하고 비행기는 이 절에서 규정된 제한기동(a) ,

하중계수를 발생하는 대칭적인 기동을 한다고 가정한다 급상승 및 정상선회기동시의 피.

치속도는 고려되어야 한다.

(b) VN까지의 모든 속도에 있어서 양 의 제한기동하중계수 은 단 이 보다 적어서는 안(+) n , n 2.5

되며 보다 클 필요는 없는 경우를 제외하고는3.8 2.1+24,000/(W+10,000)보다 적지

않아야 한다 여기서 는 설계 최대이륙중량으로 한다. W .

음 의 제한기동하중계수는 다음을 만족하여야 한다(c) (-) .

(1) VC까지의 모든 속도에 있어서 보다 적지 않아야 한다-1.0 .

(2) VC에서의 값부터 VD에서의 제로까지 선형적으로 변화하여야 한다.

비행기 특성상 비행 중에 기동하중계수를 넘지 않는다는 것이 증명되는 경우에는 상기 값(d) ,

이하의 기동하중계수를 사용할 수 있다.

돌풍하중25.341

불연속돌풍설계기준 비행기는 수평비행중 대칭적인 수직 및 수평돌풍을 받는다고 가정한(a) .

다 제한돌풍하중은 다음의 기준에 따라 결정되어야 한다. .

구조의 각 부분에 작용하는 하중은 동적 해석을 통해 결정하여야 한다 이 해석은 비정상(1) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1535

공기역학적 특성과 강체운동을 포함한 모든 중요한 구조적 자유도를 포함하여야 한다.

돌풍의 형태는 다음과 같아야 한다(2) .

단 0 s 2H≤ ≤

돌풍에 들어간 거리s= m(ft)

Uds 항에 규정된 동등한 공기속도에 있어서 설계돌풍속도= (a)(4) , )

돌풍이 최고속도에 도달할 때까지 돌풍에 대한 비행기의 비행경로와 평행한 돌풍의H=

변화거리 (m)

각 하중에 대한 특정한 반응을 찾기 위하여 에서 까지 에서 까지 돌풍의(3) , 9m 107m (30ft 350ft )

변화거리에 대해서 충분히 조사되어야 한다.

설계돌풍속도는 다음과 같다(4) ..

Uref 항에 규정된 동등한 공기속도에 있어서 기준돌풍속도= (a)(5) ,

Fg 항에 정의된 비행경로 완화계수= (a)(6)

기준돌풍속도는 다음과 같이 적용된다(5)

(i) 설계속도 VC에서 의 기준돌풍속도를 가진 양 및 음 의 돌풍은 해면에서. 17m/s(56ft/s) (+) (-)

고려된다 기준돌풍속도는 해면상의 에서부터 고도에서의. 17m/s(56ft/s) 15,200m(50,000ft)

까지 직선적으로 변화 감소하는 것으로 할 수 있다 기준돌풍속도는13m/s(44ft/s) . 15,200m

고도에서의 에서부터 고도에서의 까지(50,000ft) 13m/s (44ft/s) 15,200m (50,000ft) 8/s(26ft/s)

직선적으로 변화 감소하는 것으로 할 수 있다.

설계속도(ii) VD에서 기준돌풍속도는 항에서 얻어진 값의 배이다. (a)(5)(i) 0.5 .

비행경로 완화계수(6) Fg는 해면상의 에서부터 항에 정의된 최고운용고도까지 직선1.0 25.1527

적으로 변화 감소하는 것으로 할 수 있다 해면상에서 비행경로 완화계수는 다음과 같이.

정의된다.

F g = 0.5× (F gz+ F gm )

Fgz : 1 - (Zmo /250,000)

Fgm : (R2×tan ( π×R14)

R1 최대착륙중량 최대이륙중량: /

R2 최대공허중량 최대이륙중량: /

Gmo 항에 정의된 최고운용고도: 25.1527

안전성증대 계통을 고려하여 해석하는 경우 제한돌풍조건으로부터 제한하중을 도출할 때(7) ,

주요계통의 비선형성의 효과를 고려하여 계산해야 한다.

연속돌풍설계기준 수직 및 수평 방향의 연속난류에 대한 비행기의 동적 반응을 고려해야(b) .

한다 동적 반응을 정의하는데 있어 보다 타당한 기준이 없는 경우 부록 의 연속돌풍설. G

계기준을 사용해야 한다.

설계 연료 및 윤활류 하중25.343


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1536

연료 및 윤활류 적재상태를 고려한 설계하중은 연료 및 윤활류가 적재되어 있지 않은 상태(a)

에서부터 최대로 선정된 연료 및 윤활류 적재상태까지 각각의 조건을 포함하여야 한다.

항 및 항에서 규정하는 운용조건하에서 분을 넘지 않는 비행에 필요한 연료25.1001(e) (f) 45

량을 구조적 여유연료 조건으로 선정할 수 있다.

구조적 여유연료 조건을 선정한 경우 그 조건을 이 장에서 규정하는 비행하중요건에 대한(b) ,

적합성을 증명하기 위한 최소연료중량조건으로 사용하여야 한다 추가적으로. -

다음에 해당하는 제한하중에 대하여 날개내의 연료 및 윤활류의 중량이 인 조건에서 구(1) 0

조를 설계하여야 한다.

의 기동하중계수 그리고(i) +2.25 ;

(ii) 항에서 규정하는 돌풍조건 단 항에 규정된 설계속도의 를 가정한다25.341(a) . 25.341(a)(4) 85% .

구조의 피로평가는 항에서 규정하는 설계조건으로 인한 운용 응력의 증가를 고려해(2) (b)(1)

야 한다 그리고.

플러터 변형 진동에 대한 요구조건은 연료가 인 상태에서도 만족하여야 한다(3) , , 0 .

고양력 장치25.345

(a) 이륙 접근 혹은 착륙시 주익플랩을 사용하도록 계획되어 있는 경우에 항의 기준에, , 25.335(e)

의한 비행단계의 플랩 대응위치에서 설정한 설계플랩속도에 있어서 비행기는 대칭기동 및 대

칭돌풍을 받는 것으로 가정한다 제한하중의 결과는 다음에 결정된 조건에 일치하여야 한다. .

양 의 제한하중계수 까지의 기동하는 것(1) (+) 2.0 .

수평비행중 비행경로에 수직으로 작용하는 양 및 음 의 돌풍을 받을(2) (+) (-) 7.6m/s(25ft/s)

것 돌풍하중으로 인한 구조의 각 부분에 대해서는 합리적인 해석을 통해 결정해야 한다. .

이 해석은 불안정한 공기역학적 특징과 비행기의 강체운동을 포함하여 계산하여야 한다.

돌풍의 모양은 다음을 제외하고 항과 같이 규정된다25.341(a)(2) .

Uds : 7.6 m/s (25ft/s EAS)

H : 12.5 c

평균기하학적 익현c : m(ft)

비행기는 항에서 규정하는 조건에 대하여 다음과 같은 영향을 개별 조건으로 고려하여(b) (a)

설계되어야 한다 단 하중계수는 을 초과할 필요가 없다. , 1.0 .

설계플랩속도(1) VF에서 연속최대출력에 대응하는 프로펠러 후류 및 특정의 플랩위치에서

그것에 맞게 최대중량에 대한 실속속도의 배 이상의 속도에서 이륙출력에 대응하는 프1.4

로펠러 후류

정면향 돌풍(2) 7.5m/s(25ft/s) (EAS)

순항상태로 사용할 목적인 플랩 또는 유사한 고양력장치가 사용될 때 그리고 이 조건에(c) ,

대해 선정된 플랩설계속도까지의 속도에서 적절한 위치에 있는 플랩의 경우 비행기는, (1)

및 에 규정된 범위 안에서 대칭기동 및 돌풍을 받는 것으로 가정한다(2) .

항에 규정된 양 의 제한하중계수로 기동을 행할 것(1) 25.337(b) (+) .

항에 규정된 불연속 수직방향 돌풍기준(2) 25.341(a)

비행기는 기동하중계수 와 착륙비행형태에서의 플랩 및 유사한 고양력장치를 가진 상(d) , 1.5g

태로 최대이륙중량에서 착륙이 될 수 있도록 설계되어야 한다, .

롤링 상태25.349

비행기는 다음의 항 및 항에서 규정하는 롤링 조건에 의해 발생하는 하중에 따라 설계되(a) (b)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1537

어야 한다 중량중심에 대해 불균형한 공기역학적 모멘트는 반작용 관성력을 발생시키는 주요.

질량을 고려하여 타당하고 보수적인 방법으로 반작용을 받아야 한다.

기동 다음 항에서 항까지의 조건 속도 보조익 변위량 변위가 조종사의 노력에 의해(a) : (1) (4) , , (

제한되는 경우를 제외 등은 설계에 사용된 제로 하중계수 양 의 기동하중계수의 를) (+) 2/3

조화시켜 고려되어야 한다 필요한 보조익 변위량을 결정하는데 있어서는 항의 기. 25.301(b)

준에 따라 날개의 비틀림 유연성을 고려해야 한다.

(1) 정상롤링속도와 부합하는 조건이 고려되어야 된다 최대각가속도와 부합하는 조건은 동체 외.

부의 다른 집중된 중량 또는 엔진을 포함한 비행기에 대해서 조사되어야 한다 각가속도 조.

건에 대해서 기동에 대한 합리적인 이력 자료가 없는 경우에는 롤링속도를 제로로 가정한다.

속도(2) VA에서 보조익을 정지 때까지 갑자기 조작하는 것으로 가정한다.

속도(3) VC에서 상기 항의 조건에 의거 나타나는 값 이상의 롤링율이 발생하도록 보조익(2)

을 조작하여야 한다.

속도(4) VD에서 상기 항의 조건에 의거 나타내는 값의 이상의 롤링율이 발생하도록(2) 1/3

보조익을 조작하여야 한다.

비대칭 돌풍 비행기는 수평비행 중 비대칭 수직 돌풍을 받는 것으로 가정한다 돌풍에 의(b) . .

한 제한하중은 항에 따라 직접적으로 도출되는 주익의 최대 공기하중 또는25.341(a)

항에서 계산된 수직하중계수에서 간접적으로 도출되는 주익의 최대 공기하중에25.341(a)

의해 결정되어야 한다 비행기의 한쪽 면의 날개에는 공기하중의 가 작용하고 다른. 100%

면의 날개에는 공기하중의 가 작용하는 것으로 가정한다80% .

요우기동 조건25.351

비행기는 VMC에서 VD까지의 속도에서 다음의 항에서 항까지 규정된 요잉 조건에 의해 발(a) (d)

생하는 하중에 따라 설계되어야 한다 중량중심에 대한 불균형한 공기역학적 모멘트는 관성력.

을 고려하여 타당하거나 보수적인 방법으로 반작용되어야 한다 꼬리날개의 하중을 계산함에.

있어 요잉속도를 으로 가정할 수 있다0 .

비행기가 요우 없이 등속으로 비행하고 있는 상태에서 급속히 방향타를 조작하는 것으로(a)

가정한다 방향타 조작은 다음과 같은 조건에 의해 제한된다. .

조종면 정지장치의 조종계통에 의한 제한(1)

(2) VMC에서 VA까지의 속도에서는 300lb, VC/MC에서 VD/MD까지의 속도에서는 으로 제한200lb

되는 조종력. VA와 VC/MC 사이의 속도에서의 조종력은 선형적으로 변화하는 것으로 한다.

방향타각을 항에서 규정하는 제한범위 내에서 최대값으로 계속 유지하는 경우 비행기는(b) (a)

옆미끄러짐각으로 요우되는 것으로 가정한다.

비행기가 정적으로 평형을 유지할 수 있는 옆미끄러짐각으로 요우되는 경우 항에서 규(c) , (a)

정하는 제한범위 내에서 가능한 최대 방향타각에 도달할 수 있도록 조종석의 방향타 조종

장치를 당기는 것으로 가정한다.

비행기가 항에서 규정하는 정적으로 평형을 유지할 수 있는 옆미끄러짐각으로 요우되는(d) (c)

경우 조종석의 방향타 조종장치는 신속히 정위치로 되돌아가는 것으로 가정한다, .

추가조건

엔진토크25.361

엔진 마운트 및 지지구조는 다음에 규정하는 영향에 따라서 설계하여야 한다(a) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1538

비행조건 항 참조 의 경우 제한하중의 하중에 동시에 작용하는 이륙출력(1) A(25.333(b) ) 75%

과 프로펠러 회전속도에 부합하는 제한엔진토크

비행상태 항 참조 의 경우 제한하중에 동시에 작용하는 최대연속출력과 프로펠(2) A(25.333(b) )

러 회전속도에 부합하는 제한엔진토크

터보프롭비행기에 있어서는 상기 항 및 항의 조건 외에 이륙출력과 프로펠러 회전속(3) (1) (2)

도에 부합하는 제한토크는 상태의 수평비행 시의 급격한 페더링을 포함하여 프로펠러1g

제어장치결함 영향에 따른 배수를 곱하여 결정한다 합리적인 분석이 없는 경우에는 배수.

로서 을 사용한다1.6 .

(b) 터빈엔진비행기에 있어서 엔진마운트 및 지지구조는 다음의 조건을 견디도록 설계되어야 한

다.

오동작 또는 구조적 파괴 예 압축기가 꽉 막힘 때문에 갑작스런 엔진정지에 의해 발생(1) ( : )

하는 제한엔진토크하중

엔진의 최대가속에 따른 제한엔진토크하중(2)

상기 항에서 고려되는 제한엔진토크는 규정된 출력과 속도의 평균토크에 다음 배수를 곱(c) (a)

하여야 한다.

터보프롭에 대하여는(1) 1.25

다섯 개 이상의 실린더를 갖는 엔진에 대해서는(2) 1.33

두 개 세 개 네 개의 실린더를 갖는 엔진에 대해서는 각각(3) , , 4, 3, 2

엔진 및 보조동력장치 마운트에 작용하는 측방 하중25.363

각 엔진 및 보조동력장치의 마운트와 그 지지구조는 측방향의 제한하중계수를 고려하여 설(a)

계하여야 한다 엔진 및 보조동력장치 마운트에 작용하는 측방하중은 적어도 요잉 조건에.

서 발생하는 최대하중계수 이상이어야 하며 다음의 값보다 작지 않아야 한다.

또는(1) 1.33;

항에 규정된 비행조건 에서의 제한하중계수의(2) 25.333(b) A 1/3

상기 항에 규정된 측방 하중은 다른 비행상태 요잉상태 에 대해 독립적인 것으로 가정한(b) (a) ( )

다.

여압실하중25.365

여압실이 하나 이상인 비행기에 대해서는 다음의 기준을 적용한다.

비행기의 구조는 차압하중이 영에서부터 감압밸브 최대위치에 대응하는 값까지의 차압하(a) ,

중에 따른 비행하중을 견딜 수 있도록 충분한 강도를 가져야 한다.

비행중의 외부풍압분포 응력집중 및 피로의 영향이 고려되어야 한다(b) , .

여압실을 가압한 채로 착륙하는 경우 착륙하중은 차압하중이 영에서부터 착륙동안에 허용(c)

된 최대치까지의 차압하중을 조합하여야 한다.

비행기의 구조는 다른 모든 하중을 생략하고 까지 운용하도록 승인된 비(d) , 13,700m(45,000ft)

행기의 경우 배 이상에서도 운용하도록 승인된 비행기의 경우 배1.33 , 13,700m(45,000ft) 1.67

의 감압밸브 최대값에 대응하는 차압하중에 대하여 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

여압실내외 모든 구조 구성품 및 부품은 계속적인 안전한 비행과 착륙에 있어서 영향을(e) ,

미치는 파손에 대해서 다음의 조건으로 발생되는 모든 운용고도에서 모든 구역의 입구에

서 압력의 갑작스런 저하의 영향을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

엔진 붕괴에 따른 엔진 일부분의 여압실 관통(1)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1539

넓이 까지의 모든 여압실의 입구 그러나 작은 여압실은 적절한 여압실과 조합될 수(2) Ho . ,

있으며 이들은 작은 여압실에 국한되도록 예정되지 않은 입구들에 대해 하나의 여압실로,

간주된다 넓이 는 다음에 의해 계산된다. Ho .

Ho = PAs

입구의 최대면적 단Ho = ( ), , 1.86 (20ft 2 이하)

P =As6,240

+ 0.024

길이방향에 수직인 여압실 선체의 최대단면적As = ( )

비행기 및 장비품의 파손에 의한 최대의 입구개폐는 일어날 가능성이 지극히 적을 경우(3)

조사되지 않을 수 있다.

상기 항에 따라 파손이나 관통이 일어날 가능성과 예상할 수 있는 입구의 크기를 결정(f) (e) ,

함에 있어 문의 잠금 장치가 부적당하거나 불시에 문을 열었을 경우를 고려한다면 안전

장치를 한 형상을 고려한 설계를 할 수 있다 또한 의 수평비행하중 및 비상시의 감압. , 1g

상태에서의 발생하는 모든 차압하중은 합리적이고 안전한 방법으로 조합되어야 한다 그러.

나 이 하중이 극한조건으로 간주되지만 이 상태와 연관된 어떠한 변형도 안전비행과 착륙,

을 저해하지 않아야 한다.

여압실내의 격벽 바닥 칸막이 등은 항에 규정된 조건에 견딜 수 있도록 설계되어야 한(g) , , (e)

다 설계 상 합리적인 예방책은 탑승자가 좌석에 앉아있는 동안 좌석으로부터 이탈하거나.

손상을 입을 가능성을 최소화하도록 해야 한다.

엔진고장에 따른 비대칭하중25.367

비행기는 임계엔진 고장으로 인하여 발생하는 비대칭하중을 고려하여 설계되어야 한다 터(a) .

보프롭비행기에 있어서는 가능한 조종사의 수정조작을 고려해야 하여 프로펠러 저항제한

계통의 오동작과 관련하여 다음에서 규정하는 조건을 고려하여 설계되어야 한다.

(1) VMC에서 VD까지 모든 속도에 있어서 연료흐름의 방해로 인한 엔진출력 손실로 발생하는

하중은 제한하중으로 하여야 한다.

(2) VMC에서 VC까지 모든 속도에 있어서 터빈으로부터 또는 터빈블레이드의 손실로부터 엔진

압축기의 분리로 인해 발생하는 하중은 종극하중으로 하여야 한다.

위에서 언급한 엔진 고장결과 일어나는 추력감쇄와 저항증가의 이력은 특정한 엔진과 프(3)

로펠러의 결합에 적용할 수 있는 시험 또는 다른 자료에 의거 입증되어야 한다.

특정한 엔진 프로펠러 및 비행기의 결합특성을 고려하여 조종사의 가능한 수정조작을 행(4) ,

할 시기와 조작력이 안전하도록 결정해야 한다.

조종사가 수정조작을 시작하는 시기는 최대 요우속도에 달한 때로 가정하며 엔진 고장 후(b) ,

초 이내이지 않아야 한다 수정조작의 조작력은 항에 따라 결정할 수 있다 단2 . 25.397(b) . ,

해석 또는 시험에 의해 이 항에 기술된 엔진고장으로 인해 발생하는 요우와 롤링을 제어

하는데 적은 힘으로도 조절할 수 있을 경우 이 적은 힘을 조작력으로 가정할 수 있다.

자이로 효과 하중25.371

엔진 또는 보조동력장치를 지지하는 구조는 항 항 항 항 항 및25.341(a) , 25.349 , 25.351 , 25,473 , 25.479

항의 조건에 의해 발생하는 자이로 효과에 의한 하중을 고려하여 설계되어야 한다 엔진 또25.481 .

는 보조동력장치는 상기 조건에서의 최대회전수로 운전되는 것으로 한다 본 절에 대한 적합성은.

양의 제한기동하중계수에 도달할 때까지 항의 피치기동을 수행하여 입증해야 한다25.331(c)(1) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1540

속도제어장치25.373

속도제어장치 예 스포일러 저항플랩 를 장착한 비행기에 대해서는 다음 사항을 적용하여야 한다( : , ) .

비행기는 모든 속도제어장치 상태와 그 상태의 최고속도에 대하여 항 및 항에(a) , 25.333 25.337

규정된 대칭기동상태 항에 규정된 요우기동 항에 규정된 수직방향 및 가로, 25.351 , 25.341(a)

방향 돌풍조건 등의 대칭기동을 고려하여 설계되어야 한다.

자동작동장치 또는 하중제한장치를 갖춘 속도제어장치의 경우 그러한 작동환경에 허용되(b) ,

는 속도 및 속도제어장치위치에서 비행기는 항에 규정된 기동 및 돌풍상태를 고려하여(a)

설계되어야 한다.

조종면 및 조종계통 하중

조종면 하중 일반25.391 :

조종면은 항 항 항 항에 규정된 비행상태 및 항에 규정된 지, 25.331 , 25.341(a) , 25.349 , 25.351 25.415

상 돌풍상태로 인해 발생하는 제한하중을 고려하여 설계되어야 한다.

항에 규정된 힌지선에 평행인 하중(a) 25.393

항에 규정된 조종사 조종력 효과(b) 25.397

항에 규정된 트림탭 효과(c) 25.407

항에 규정된 비대칭 하중(d) 25.427

항에 규정된 보조공력면(e) 25.445

힌지선에 평행한 하중25.393

(a) 조종면 및 지지용 힌지장치는 힌지선에 평행하게 작용하는 관성력 대해서 설계되어야 한다.

합리적인 자료가 없는 경우 관성력은 와 같은 것으로 가정할 수 있다(b) , KW .

수직조종면의 경우(1) K = 24 ( )

수평조종면의 경우(2) K = 12 ( )

조종면의 중량(3) W :

조종계통25.395

세로방향 가로방향 진행방향과 항력의 각 조종계통 및 이들의 지지구조는 항에 규(a) , , , 25.391

정된 조건에 있어서 가동조종면에 작용하는 계산상의 힌지모멘트의 배에 상당하는 하1.25

중에 따라 설계되어야 한다.

조종계통의 제한하중은 지상돌풍으로 인해 발생기는 하중을 제외하고 조종사 또는 자동조(b)

종장치 및 동력작동 조종장치가 주는 하중보다 클 필요는 없다.

하중은 항에 규정된 최소력으로 인해 발생하는 것보다 적지 않아야 한다(c) 25.397(c) .

조종계통 하중25.397

일반 항에 규정된 최대 및 최소의 조종력은 조종간 또는 페달에 대하여 비행중인 상(a) : (c) (

태와 동일한 방법으로 작동되고 조종계통의 조종면 혼 의 연결부에서 반작용을 받는) (Horn)

것으로 가정한다.

조종사 조종력의 영향 조종면의 비행하중조건에서 조종면의 공기력 하중 및 변형은 항(b) : (c)

에 규정된 범위 내에서 비행중 모든 조종사 조종력으로 인해 발생되는 것보다 클 필요는


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1541

없다 단 보조익 및 승강타에 대해서는 조종면의 힌지모멘트가 신뢰할 수 있는 자료에 근. , ,

거할 경우 보조익 및 승강타에 규정된 최대값의 를 사용할 수 있다 이 기준을 적용하, 2/3 .

는데 있어서 조종계통의 자동제어장치 탭 자동조종장치 등의 영향이 고려되어야 한다, , .

제한조종력 및 제한조종토크(c)

제한조종력 및 제한조종토크는 다음 표와 같다.

조종장치최대조종력 또는

최대조종토크

최소조종력 또는

최소조종토크

보조익(Aileron)

조종간(Stick) 45kg(100lb) 18kg(40lb)

조종륜*(Wheel) 36Dkg cm(80Dlb.in)**․ 18Dkg cm(40Dlb.in)․

승강타(Elevator)

조종간(Stick) 113kg(250lb) 45kg(100lb)

조종륜 대칭조종력(Wheel)( ) 136kg(300lb) 45kg(100lb)

조종륜 비대칭조종력(Wheel)*** ( ) 45kg(100lb)

방향탸(Rudder) 136kg(300lb) 60kg(130lb)

보조익 조종계통의 중요한 부분은 상기표의 값에서 얻어지는 모멘트의 배에 상당하는* , 1.25

한 개의 접선력을 고려하여 설계되어야 한다.

조종륜의 직경**D : cm(in)

비대칭조종력은 조종륜의 정상적으로 잡은 손의 위치중 한 방향에 가하여야 한다*** : .

이중조종장치25.399

이중조종장치를 갖춘 경우에는 인의 조종사가 반대방향으로 조작하도록 설계되어야 한다(a) 2 .

이 경우 개개의 조종력은 다음 값 이상으로 하여야 한다.

항의 규정에 의해 얻어진 값의 배(1) 25.395 0.75

항에서 규정하는 최소 조종력(2) 25.397(c)

이중조종장치계통은 항의 규정에 의해 얻어지는 값의 배 이상의 개개의 조종력(b) , 25.395 0.75

을 이용하여 같은 방향으로 조작하는 조종력을 고려하여 설계되어야 한다.

차 조종계통25.405 2

차륜브레이크 스포일러 탭의 조작장치와 같은 차 조종계통은 조종사가 그 장치에 가하려는, , 2

최대의 힘을 고려하여 설계되어야 한다 다음과 같은 적절한 값들이 사용될 수 있다. .

조종사의 조종력 한계 주조종장치 이외의 조작장치( )


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1542

조 종 장 치 한 계 조 종 력

기타(Miscellaneous)

크랭크 바퀴 또는 레버, *

(Crank, wheel, or lever)

× 또는

×

단 보다 작거나 보다 크지 않아야 함, 23kg(lb) 68kg(150lb) .

반경을 로 나타낼 때의 수치(R : cm(in) )

조절면과의 이루는 각이 이내의 경우에 적용한다( 20° )

회전식 손잡이(Twist) 1.53kg-m(133lb-in)

신청자가 선정하는 것으로 한다.

미닫이식 손잡이(Push-pull)

플랩 탭 안정판 스포일러 및 착륙장치의 조작장치에 한함* , , , .

트림탭의 효과25.407

주조종면의 설계조건에 대한 트림탭의 효과는 조종면의 하중이 조종사 조종력으로 제한되는 경

우에만 고려되어야 한다 이 경우 트림탭은 조종사를 돕는 방향으로 기울어야 하고 탭의 기운. ,

각도는 다음에 규정하는 값으로 하여야 한다.

승강타 트림탭은 선도의 양 의 부분내의 모든 점에 있어서 비행기를 트림시키는데(a) V-n (+)

필요한 각도로 한다 단 스토퍼로 제한되는 경우는 아니다. , .

보조익 및 방향타 트림탭의 각도는 장착오차를 적당하게 고려해서 가장 엄격한 비대칭출력(b)

상태 및 비대칭하중상태에서 비행기를 트림하는 것에 필요한 각도로 한다.

탭25.409

트림탭(a)

탭의 효과가 항에서 규정하는 값까지의 조종사 조종력을 방해하는 경우 비행기25.397(b) (　　

에 규정된 비행하중조건을 넘지 않고 얻어질 수 있는 탭의 상태 주조종 위치 및 비행속) ,

도 등의 조합에서 예상되는 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

균형탭(b)

균형탭은 주조종면의 하중조건에 합치하는 움직임을 고려하여 설계하여야 한다.　　

서보탭(c)

서보탭은 트림탭과 작용과 상반하는 경우를 고려하여 조종사 조종력의 범위 내에서 얻어　　

지는 주조종면의 하중조건에 합치하는 모든 움직임을 고려하여 설계하여야 한다.

지상돌풍상태25.415

조종계통은 지상돌풍 및 지상활주 중 후방에서 부는 바람으로 인한 조종면에 생기는 하중(a)

상태를 고려하여 설계되어야 한다.

조종면에 가장 가까운 정지장치와 승무원 실내의 조종장치와의 사이에 있는 조종계통은(1)

다음 항에서 규정하는 제한힌지모멘트 에 부합하는 하중을 고려하여 설계되어야H（２）

하며 다음 값보다 클 필요는 없다.

조종사 각 개인에 대하여 항에 규정된 최대조종력에 부합하는 하중(i) 25.397(c)

인의 조종사가 같은 방향으로 조작할 때 각 조종사의 최대조종력의 배(ii) 2 0.75　

조종면에 가장 가까운 정지장치 조종계통의 잠금장치 정지장치와 잠금장치 및 조종면 혼(2) , ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1543

사이에 있는 조종계통의 구성품은 다음의 공식에 의한 제한힌지모멘트 를 고려하여 설H

계하여야 한다.

H=0.0034KV²cS

풍속V=65knot( )

항에서 정해진 지상돌풍에 대한 제한힌지모멘트 계수K=(b)

힌지선 후방의 조종면 평균시위c= (ft)

힌지선 후방의 조종면 면적S= (ft²)

지상돌풍에 대한 제한힌지모멘트 계수 는 다음 표와 같다(b) K .

조종면 K 조종장치의 위치

보조익(Aileron)0.75 중간위치에 고정한 경우

*±0.50 제한위치까지 작동한 경우

승강타(Elevator)*±0.75 아래쪽 제한위치까지 작동한 경우

*±0.75 위쪽 제한위치까지 작동한 경우

방향타(Rudder)0.75 중간위치에 고정한 경우

0.75 제한위치까지 작동한 경우

* 양의 값은 조종면을 내리는 모멘트를 음의 값은 조종면을 올리는 모멘트를 나타낸다K , K .

비대칭 하중25.427

횡방향돌풍 요우기동 롤링기동에 대한 비행기를 설계할 때 익면 수직안정판 기타 공기(a) , , , , ,

역학적 표면의 후류와 공기역학적 간섭과 같은 효과로 인해 발생하는 미익의 비대칭하중

을 고려하여 계산되어야 한다.

수평미익은 다음과 같이 정의된 비대칭하중조건이 적용된다고 가정하여야 한다(b) .

항의 대칭비행조건과 항의 종방향돌풍조건으로부터 최대하중의 가 비(1) 25.331 25.341(a) 100%

행기의 대칭면의 한쪽에 작용한다.

하중은 다른 쪽에 작용한다(2) 80% .

수평미익면이 보다 큰 상반각을 가지고 있거나 수직미익면에 의해 지지되어져 있는 비(c) ±10°

행기 꼬리부분에 있어서 수평미익면과 그 지지구조는 각 비행경로의 직각인 항에25.341(a)

규정된 돌풍속도를 고려하여 설계하여야 한다.

항의 버펫조건에 의해 꼬리부분에 작용하는 비대칭 하중을 고려해야 한다(d) 25.305(e) .

보조공력면25.445

바깥쪽 수직핀이나 작은 날개와 같은 보조공력면과 보조공력면을 지지하는 공력면 사이에(a)

공기역학적 영향이 중요할 경우 이 영향은 비행경로에 수직인 어떠한 방향으로 작용하는,

항에 규정된 돌풍 피치 롤링 요우기동을 포함한 모든 하중조건을 고려하여야 한25.341(a) , , ,

다.

바깥쪽 수직핀이 수평미익의 위아래에 있을 때 비대칭하중을 고려하기 위해서 항에(b) 25.391

규정된 임계수직미익하중 단위면적당의 하중 을 다음과 같이 적용하여야 한다( ) .

수직미익 중 수평미익의 위쪽 또는 아래쪽 부분에 대해서는 면적을 로 적용한다(1) ( ) 100% .

수직미익 중 수평미익의 아래쪽 또는 위쪽 부분에 대해서는 면적을 로 적용한다(2) ( ) 80% .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1544

플랩25.457

플랩 및 조작장치 그리고 이들의 지지구조는 항에 규정된 조건하에서 발생하는 임계하중, 25.345

을 고려하여 설계되어야 한다 이 경우 하나의 플랩위치 속도에서 다른 플랩위치 속도에 옮겨.

지는 동안에 발행하는 하중을 포함하여야 한다.

특수장치25.459

슬롯 슬랫 스포일러 등과 같이 공기역학적 표면을 사용하는 특수장치의 하중은 시험분석자료, ,

에 따라 결정하여야 한다.

지상하중

일 반25.471

하중과 평형(a)

지상제한하중은 다음과 같다.　　

이 절에서의 제한지상하중은 비행기 구조에 작용하는 외력으로 본다(1) .

다음 각각에 규정된 지상하중조건에 있어서 외력은 합리적 또는 안전한 방법에 의한 선형(2)

관성력 및 회전관성력에 대해 평형상태로 놓여 있어야만 한다.

임계중량중심(b)

인증되는 범위내의 임계중량중심은 최대 설계하중이 착륙장치의 각 구조부분에서 얻어지　　

도록 선정되어야 한다 전후방향 종방향 및 횡방향의 비행기 중량중심이 고려되어야 한. ,

다 대칭하중 상태에서 임계설계하중의 보다 크지 않은 주착륙장치 하중을 발생시키. 103%

는 비행기의 중심선에서 중량중심의 횡방향의 변위는 주착륙장치 적재 또는 비행기 구조

에 대한 하중의 횡방향 중량중심의 변위영향을 고려하지 않고 선정할 수 있다.

중량중심의 횡방향변위는 동체내의 불규칙한 여객 또는 화물의 배치 또는 불규칙한 비대(1) ,

칭연료하중 또는 연료소비로 인해 발생하는 경우

불규칙하게 배치되는 하중에 대해 적절한 적재지침서가 중량중심의 횡방향변위를 한계 내(2)

에 유지할 것을 확실히 하도록 항에 포함되어 있을 것25.1583(c)(1) .

착륙장치의 제원(c)

부록 의 그림 에 기본제원을 규정한다A 1 .　　

착륙하중조건과 가정25.473

항 및 항에 규정된 착륙조건에 대해서 비행기는 다음과 같이 접지하는 것으로(a) 25.479 25.485

가정한다.

항 및 항에 규정된 자세(1) 25.479 25.481

설계착륙중량 최대강하속도에서 착륙하는 경우의 최대중량 에서 의 제(2) ( ) 3 m/sec(10 ft/sec)

한강하속도

설계이륙중량 최대강하속도보다 더 낮은 강하속도로 착륙하는 경우의 최대 중량 에서(3) ( ) 1.8

의 제한강하속도m/sec(6 ft/sec)

비행기의 설계특성 상 위에 기술한 강하속도의 적용이 불가능한 경우에는 다른 값을 적용(4)

할 수 있다.

계통이나 절차가 양력에 현저한 영향을 미치는 경우가 아니면 비행기의 중량을 초과하지(b)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1545

않는 양력을 가정할 수 있다.

비행기 및 착륙장치 하중을 해석함에 있어 적어도 다음과 같은 요소를 고려해야 한다(c) .

착륙장치의 동적특성(1)

및(2) Spin-up spring-back

강체반응(3)

중요한 경우 동체의 구조적 동적 반응(4) ,

착륙장치의 동적특성은 항에 규정된 시험에 의해 입증되어야 한다(d) 25.723(a) .

타이어와 지표면간의 마찰계수는 미끄러짐 속도와 타이어 압력의 영향을 고려하여 결정할(e)

수 있다 그러나 마찰계수는 보다 클 필요는 없다. 0.8 .

착륙장치의 배열25.477

항에서 항까지의 기준은 통상의 조작기술이 적용될 때 주륜과 전륜 또는 주륜과 미25.479 25.485

륜이 보통으로 배치된 비행기에 적용한다.

수평착륙조건25.479

비행기는 항에서 정해진 조건 하에서 수평자세에서 지면과 평행한 전방속도성분이(a) 25.473

VL1에서 1.25 VL2 사이가 되도록 접지하는 것으로 가정하며 다음과 같은 사항이 적용된다.

(1) VL1은 적정 착륙중량과 표준해면 상에서의 VS0 와 같다(TAS) .

(2) VL2는 적정 착륙중량과 표준대기온도에 를 더한 더운 온도상태의 고도에 따른5 (41 )

VS0 와 같다(TAS) .

노트를 초과하는 배풍 하에서 착륙승인이 요구되는 경우 증가된 접지 속도의 영향을 고(3) 10

려하여야 한다.

후륜식 비행기의 수평착륙의 경우 본 장의 부록 의 그림 에 따라 설정된 비행기의 기준(b) , A 2

수평선에 대하여 본 절에 규정된 조건을 검토하여야 한다.

부록 의 그림 와 같은 전륜식 비행기의 수평착륙의 경우 다음의 자세를 가정하여 본 절(c) A 2 ,

에 규정된 조건을 검토하여야 한다.

주륜은 접지되어 있고 전륜은 지면에 접지하기 직전의 자세(1)

규정된 강하속도와 전방속도에서 무리 없이 가능한 경우 주륜과 전륜이 동시에 접지하는(2) ,

자세

상기 항에 규정된 하중조건 외에도 항을 통해 계산된 최대 수직지면반력 하에서 다(d) (a) , (a)

음의 사항을 적용한다.

착륙장치 및 착륙의 직접적인 영향을 받는 구조물의 경우 최대 수직지면반력과 이 반력의(1)

이상 크기의 후방 저항분력에 대하여 설계되어야 한다25% .

측방편류 상태의 착륙 중에 발생할 수 있는 가장 엄격한 하중 조합을 고려하(2) (lateral drift)

여야 한다 이 조건에 대하여 더 타당한 분석이 없을 경우에는 다음의 기준을 적용한다. .

항의 최대 지면반력의 에 해당하는 수직하중과 수직하중의 에 해당하는 저(i) 25.473 75% 40%

항하중 및 에 해당하는 측방하중의 조합을 고려해야 한다25% .

완충장치 및 타이어의 변형은 항의 최대 지면반력에 의한 변형의 에 해당(ii) 25.473(a)(2) 75%

하는 것으로 가정한다 이 하중조건은 구멍이 난 타이어의 경우에 대해 고려할 필요는.

없다.

수직분력 및 저항분력의 조합은 바퀴 중심선에 작용한다고 가정한다(3) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1546

꼬리내림 착륙조건25.481

꼬리내림자세에서 비행기는(a) , VL1에서 VL2까지 범위에서 지면과 평행하게 전방 속도성분으

로 접지하고 항에서 규정하는 하중계수를 받는 것으로 한다25.473 .

(1) VL1은 적정 착륙중량과 표준해면에서의 VS0 와 같다(TAS) .

(2) VL2는 적정 착륙중량과 그 고도의 표준대기온도에 를 더한 온도상태의 고도에22.8 (41 )

있어서 따른 VS0 와 같다(TAS) .

수직분력 및 저항분력의 조합은 주륜 축의 중심선에 작용한다고 가정한다(3) .

미륜식비행기의 미부내림착륙의 경우에는 부록 의 그림 에 따라 주륜 및 미륜이 동시에(b) A 3

접지 하는 것으로 한다 미륜에 작용하는 지면반력조건은 다음과 같이 작용한다고 가정한.

다.

수직방향(1)

차축을 따라 지면에 대해 상방향 및 후방향(2) 45°

전륜식 비행기의 미부내림착륙의 경우에는 비행기는 실속각 또는 부록 의 그림 과 같이(c) A 3

주륜 이외의 비행기의 부분이 지면에 접촉하는 것 없이 얻어지는 최대각 중 작은 쪽 각도

를 선정한다.

한쪽바퀴착륙조건25.483

한쪽바퀴 착륙조건에 대해 비행기는 부록 의 그림 에 따라 주착륙장치의 한쪽이 수평자세로A 4

접지 한다고 가정한다 이 경우 다음 조건을 고려하여야 한다. .

접지 하는 바퀴에 작동하는 지면반력은 항에서 얻어지는 반력과 같다(a) 25.479(d)(1) .

(b) 각각의 불균형한 외력은 합리적 또는 안전한 방법으로 비행기의 관성력에 반작용되어야 한다.

측하중 조건25.485

항에 추가하여 다음과 같은 사항이 고려되어야 한다25.479(d)(2) .

측 하중조건에 대해 비행기는 부록 의 그림 에 따라 수평자세에서 주륜만이 접지 되는 것(a) A 5

으로 가정한다.

내부로 작용하는 한쪽 면의 수직반력의 배 크기의 측 하중과 외부로 작용하는 다른(b) ( ) 0.8 (

쪽 면의 수직반력의 배 크기의 측 하중은 수평착륙조건에서 얻어지는 최대수직지상반) 0.6 ,

력의 과 결합되어야 한다 이 하중들은 지상의 접점에서 작용하고 비행기의 관성력을1/2 .

저지하는 것으로 가정한다 저항하중은 으로 가정할 수 있다. 0 .

반동착륙조건25.487

착륙장치 및 지지구조는 착륙 면에서 비행기의 반동동안에 발생하는 하중에 대해서 검토되(a)

어야 한다.

착륙장치가 완전히 펼쳐진 상태이며 지면에 접촉하지 않는 경우 하중계수 은 착륙장치(b) , 20

에 탄력이 가해지지 않은 중량에 작용시켜야 한다 이 하중계수는 착륙장치에 탄력이 가해.

진 부품에 관해 제한되는 위치까지 도달되었을 때 탄력이 가해지지 않는 중량이 움직이는

방향으로 작용되어야 한다.

지상조종조건25.489

착륙장치 및 기체구조는 별도로 규정하지 않는 한 설계램프중량 지상조작조건에 따른 최대중, , (

량 에 있어서 항에서 항까지의 기준에 따라 검토되어야 한다 이 경우에 있어서 주) 25.491 25.5097 .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1547

익의 양력은 없으며 완충장치 및 타이어는 정적인 위치에 있는 것으로 한다.

지상활주 이륙 및 착륙상태에서의 롤25.491 ,

적절한 지상속도 및 승인된 중량범위 내에서 비행기의 구조 및 착륙장치는 정상적인 운용 중에

예상되는 가장 고르지 못한 지면에 의해 발생하는 하중보다 작지 않은 하중을 받는 것으로 가,

정한다.

제동상태에서의 롤 조건25.493

미륜식 비행기의 경우 비행기는 부록 의 그림 에 따라 수평자세로 하중이 주륜에 걸리는(a) , A 6

것으로 가정한다 제한수직하중계수는 설계착륙중량에 대하여 설계램프중량에 대하여. 1.2,

으로 한다 이 경우에 있어서 마찰계수 을 곱한 수직반력과 같은 저항력은 수직지면1.0 . 0.8

반력과 결합되어야 하며 접지점에 적용하여야 한다.

전륜식 비행기의 경우 제한수직하중계수는 설계착륙하중에 대하여 설계램프중량에 대(b) , 1.2,

하여 으로 한다 수직반력에 마찰계수 을 곱한 저항반력은 수직지면반력과 결합되어1.0 . 0.8

야 하며 브레이크가 장착된 각 차륜의 접지점에 작용하여야 한다 부록 의 그림 에 따라. A 6

다음의 두 가지 자세를 고려해야 한다.

비행기는 수평자세에서 모든 바퀴가 접지되고 하중은 주륜과 전륜사이에 분포되는 것으로(1)

한다 이 경우에 있어서 피치가속도는 으로 가정한다. 0 .

비행기는 수평자세에서 주륜만이 접지되는 것으로 하고 피치모멘트는 각 가속도의 저항을(2)

받는 것으로 한다.

어떠한 하중 조건에서도 수직반력의 배에 해당하는 유효저항력을 받지는 않음을 증명한(c) 0.8

경우에는 본 절에 규정된 것보다 작은 저항반력을 사용할 수 있다.

전방착륙장치가 장착된 비행기는 순간 정지력의 작용에 따른 피치운동에 의해 발생하는(d)

하중을 견디도록 설계되어야 한다 비행기는 설계착륙중량 하에서 전방착륙장치와 주착륙.

장치가 지면에 접지된 상태로 정상상태의 수직하중계수 이 작용하는 것으로 고려한다1.0 .

정상상태의 전방착륙장치 반력은 항 및 항에 규정된 최대 정지력의 순간적인 작용에(b) (c)

의해 발생하는 전방착륙장치 수직반력의 증분과 결합되어야 한다.

더 타당한 분석이 없는 경우 항에 규정된 전방착륙장치의 수직반력은 다음의 공식에 따(e) , (d)

라 계산되어야 한다.

VN 전방착륙장치 수직반력=

WT 설계착륙중량=

비행기의 중량 중심과 전륜사이의 수평 방향 간격A =

주륜의 중심을 잇는 선과 중량 중심사이의 수평 방향 간격B =

의 정적상태에서 지면에 대한 비행기 중량 중심의 높이E = 1.0g

마찰계수= (0.8)μ

동적 반응 계수 별도로 입증되지 않는 한 을 사용한다 별도의 언급이 없으면 동적f = : 2.0 .

반응계수 는 다음과 같은 공식에 의해 정의된다f .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1548

은 주착륙장치의 유효 접지점에 대한 강체 피칭상태의 유효 임계 감쇠율을 의미한다.ξ

지상선회25.495

부록 의 그림 에 따라 정적인 위치에서 비행기는 수직으로 측면으로 의 제한하중계수가A 7 1.0, 0.5

중량중심에 가해지도록 전륜을 조종하든지 또는 충분한 외력을 가하여 정상선회를 행한다고 가

정한다 각 차륜의 측방향 지면반력은 수직반력의 배로 한다. 0.5 .

꼬리바퀴 요잉25.497

미륜의 정하중과 같은 수직지면반력은 같은 크기의 횡방향분력과 결합되어 작용하는 것으(a)

로 가정한다.

미륜식 비행기가 선회한다면 미륜은 기체의 전후 축에 대하여 회전하고 차축을 통하여(b) 90°

하중을 받는 것으로 가정한다.

미륜고정장치 미륜조종장치 또는 이상진동제동기를 갖추고 있는 경우 미륜은 지상 접촉시(c) ,

작용하는 횡방향하중을 꼬리 부분에서 받는 것으로 가정한다.

전륜의 요잉 및 조향25.499

비행기의 중량 중심에 의 수직하중계수가 작용하고 전륜의 접지점에 작용하는 수직지면(a) 1.0

반력의 배에 해당하는 측방분력이 전륜의 접지접에 작용하는 것으로 가정한다0.8 .

주착륙장치의 제동장치 중 한쪽만을 사용함으로 인해 발생하는 하중에 대해 비행기가 정(b)

적 평형상태에 있다고 가정한 경우 전륜 전륜지지구조 및 중량중심의 전방에 위치한 동, ,

체구조는 다음 하중을 고려하여 설계되어야 한다.

중량중심에 작용하는 수직하중계수(1) 1.0

하나의 주륜에 가해지는 수직하중의 배의 크기로 중량중심에 작용하는 전방하중(2) 0.8

정적평형상태를 유지하기 위해 요구되는 전륜 접지면에서의 측방 하중 및 수직 하중(3)

중량중심에서의 측방하중계수는 으로 한다(4) 0 .

상기 항에 규정된 하중으로 인해 전륜에 작용하는 수직하중의 배보다 더 큰 측방하중(c) (b) 0.8

이 전륜에 가해지는 경우 비행기 관성력의 저항을 받는 것으로 가정할 수 있는 불균형한,

요잉모멘트로 인해 전방 착륙장치의 설계 측방 하중을 수직하중의 배로 제한할 수 있0.8

다.

전방 착륙장치 지지구조 및 전방동체구조 이외의 하중상태는 다음의 경우를 제외하고(d) ,

상기 항에 규정된 기준에 따른다(b) .

예상되는 어떠한 하중상태에 있어서도 수직반력의 배의 유효저항력이 발생하지 않는(1) 0.8

것이 증명되는 경우에는 그것보다 작은 저항력을 사용할 수 있다.

중량중심에서 전방으로 작용하는 하중은 항에 따라 결정된 한쪽의 주륜에 작용(2) , 25.493(b) ,

하는 최대저항력보다 클 필요는 없다.

전방 착륙장치 지지구조 및 전방동체구조를 설계함에 있어 비행기의 설계램프중량 및 전(e) ,

방 착륙장치의 모든 조향 위치에서 수직방향의 조향토크와 전방 착륙장치에 작용하는 최,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1549

대 정적반력의 배에 해당하는 수직력이 조합되어 작용하는 것으로 고려하여야 한다1.33 .

축선회25.503

비행기는 한쪽 주륜에 브레이크를 걸어 이를 중심으로 하여 선회하는 것으로 가정한다 제(a) .

한수직하중계수는 마찰계수는 로 한다1.0, 0.8 .

부록 의 그림 에 따라 하중은 접지점에 작용하고 비행기는 정적평형상태에 있는 것으로(b) A 8

가정한다.

역전제동25.507

비행기는 세 점의 정적 접지점 상태로 있어야만 한다 지면과 평행한 전방수평분력은 브레(a) .

이크를 갖고 있는 각 바퀴의 접지점에 작용하여야 한다 이 경우에 있어서 제한하중은 각.

차륜에 작용하는 수직하중의 배의 하중 또는 공칭 최대정적 브레이크 토크의 배에0.55 1.2

의해 발생하는 하중 중 적은 쪽의 하중으로 한다.

전륜식 비행기에 있어서 피치 모멘트는 회전관성력에 의해 균형을 이루어야 한다(b) .

미륜식 비행기에 있어서 지면반력의 합력은 비행기의 중량중심을 통과하여야 한다(c) .

견인하중25.509

하기 항에 규정된 견인하중은 별도로 고려되어야 한다 견인하중은 다음을 고려하여 견인(a) (d) .

장비에 적용되어야 하며 지면에 평행하게 작용하여야 한다.

의 수직하중계수가 중량중심에 작용하여야 한다(1) 1.0 .

완충장치 및 타이어는 정적위치에 있어야 한다(2) .

설계램프중량을(3) WT로 할 경우 견인하중 FTOW는 다음 값으로 하여야 한다.

(i) WT가 이하인 경우는13,600kg(30,000lb) 0.3WT

(ii) WT가 에서 까지의 경우는13,000kg(30,000lb) 45,300kg(100,000lb)

6WT+204,000

7

(iii) WT가 이상인 경우는45,300kg(100,000lb) 0.15WT

견인점이 착륙장치에 없고 비행기의 대칭면 가까이 있을 경우에는 보조바퀴에 규정된 저항(b)

분력 및 측방향 견인하중분력이 적용된다 견인점이 주륜의 바깥에 있을 경우에는 주륜에.

규정된 저항분력 및 측방향 견인하중분력이 적용된다 또 규정된 회전각이 발생하지 못하.

는 경우에는 실제에 얻어지는 최대의 회전각을 이용하여야 한다.

하기 항에 규정된 견인하중은 다음과 같이 반작용되어야 한다(c) (d) .

주착륙장치에서 견인하중의 측방향분력은 하중이 걸리는 차륜의 접지선에서 받는 횡력에(1)

반작용되어야 한다.

주착륙장치에서 저항분력과 보조바퀴의 견인하중은 다음과 같이 반작용되어야 한다(2) .

수직반력과 동일한 최대반력하중이 하중이 작용하는 차륜축에 적용되어야 한다 평형상태(i) .

에 도달할 만큼의 필요한 비행기의 관성력이 작용되어야 한다.

하중은 비행기의 관성력에 의해 반작용되어야 한다(ii) .

견인하중은 다음 표와 같이 규정한다(d) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1550

-- 1

0.75 FTOW

12

3

4

30°

30°

1.0 FTOW

5

6

7

8

45°0.5 FTOW

910

45°

11

12

다차륜식 착륙장치의 비대칭지상하중25.511

일 반 다차륜식 착륙장치는 항부터 항까지에 규정된 제한지상 하중을 받는 것으로(a) : (b) (f)

가정한다 이 경우 다음 조건을 고려한다. .

직렬식 지지대 배치의 착륙장치는 다차륜식 착륙장치로 한다(1) .

하기 항에서 항까지의 기준에 따라 착륙장치에 걸리는 전체하중을 결정할 경우 차륜(2) (b) (f) ,

의 비대칭하중분포로 인한 하중중심의 횡방향 이동은 무시할 수 있다.

차륜의 제한하중분포 모든 타이어 압력이 규정 값인 경우 주착륙장치의 차륜에 걸리는 제(b) ( ).

한하중분포는 제한하중의 차륜분포는 다음 에서 까지의 영향을 고려하여 각각의 착륙(1) (6)

상태 지상유도상태 및 지상상태에서 정해져야 한다, .

차륜의 수 및 상호간의 배열 트럭형 착륙장치의 경우에는 전방차륜 및 후방차륜의 한 쌍(1) .

에 대한 설계최대하중을 결정함에 있어서 착륙 충격을 받을 때의 착륙장치의 시소운동

영향을 고려하여야 한다.

제작오차 타이어의 팽창과 마모의 조합으로 인해 발생하는 직경의 차이 최대 타이어 직(2) , .

경차이는 제작오차 타이어의 팽창과 마모를 고려하였을 때 나타나는 가장 바람직하지 못,

한 조합에 따른 직경차이의 와 같다고 가정하여야 한다2/3 .

공칭 타이어압력의 이내의 최대변화를 가정한 타이어 압력의 불균형(3) 5%

기울기 영의 활주로 꼭대기와 수평면에 대해 기울기를 갖는 상방향 볼록한 형태를(4) 1.5%

가진 활주로 꼭대기 활주로 꼭대기의 영향은 전륜이 활주로 꼭대기의 모든 경사면상에.

있는 것으로 고려되어야 한다.

비행기의 자세(5)

구조변형(6)

공기가 빠진 타이어 착륙장치 각 부품의 배열을 고려해서 항부터 항까지에 규정된(c) : (d) (f)

하중조건에 관하여 공기가 빠진 타이어가 구조에 미치는 영향을 고려하여야 한다 다음의.

사항도 고려하여야 한다.

한 개의 착륙 장치당 네 개 이상의 차륜을 갖는 착륙장치에 있어서 다차륜식 착륙장치중(1)

에 어느 한 개의 타이어 공기가 빠진 경우와 두 개의 타이어 공기가 빠진 경우를 고려하


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1551

여야 한다.

지면반력은 공기가 빠져 있지 않는 타이어를 갖는 차륜에 적용하여야 한다 단 두 개 이(2) . ,

상의 완충장치를 갖는 다차륜식 착륙장치에 있어서 공기가 빠진 타이어로 인해 발생하는

완충장치의 늘림 차이를 고려하여 공기가 빠진 타이어와 공기가 빠지지 않은 타이어 사

이에서 지면반력에 대한 합리적인 분포가 사용되었을 때에는 적용되지 아니한다.

착륙조건 공기가 빠진 타이어가 한 개일 경우와 두 개일 경우 각 착륙장치에 걸리는 하(d) :

중은 규정된 각각의 착륙조건에 있어 각 착륙장치에 걸리는 제한하중의 및 로 각60% 50%

각 가정한다 단 항에서 규정하는 미끄러짐 착륙상태에 있어서는 수직하중의. , 25.485 100%

를 적용하여야 한다.

지상활주 및 지상유도조건 공기가 빠진 타이어가 한 개일 경우와 두 개일 경우 다음 조(e) :

건을 고려하여야 한다.

중량중심에 걸리는 횡방향 하중계수 및 저항하중계수는 규정된 지상활주 및 지상유도조건(1)

으로 인해 발생하는 가장 위험한 상태에 부합하는 제한횡방향 하중계수 및 제한저항 하

중계수의 각각 및 까지의 값으로 하여야 한다50% 40% .

항 및 항의 제동된 롤링조건에 있어서 정규타이어의 저항하중은 공기가 빠(2) 25.493 (a) (b)(2)

지지 않은 타이어의 대칭하중분포의 각 타이어에 걸리는 하중보다 클 수도 있다.

중량중심의 수직하중계수는 하중계수가 보다 큰 경우를 제외하고 공기가 빠지지 않은(3) 1g

타이어의 하중계수에 각각 및 가 되어야 한다60% 50% .

축선회는 고려할 필요가 없다(4) .

견인조건 공기가 빠진 타이어가 한 개일 경우와 두 개일 경우 견인하중(f) : FTOW는 규정된

하중의 각각 및 가 되어야 한다60% 50% .

잭지지대와 고정끈 고정대25.519

일반 비행기의 중량과 중량중심의 가장 위험한 조합에 있어서 항과 항에서(a) . 3.6.19.2 3.6.19.3

적용이 되는 정적 지상하중조건으로 인해 발생하는 제한하중조건을 견딜 수 있도록 비행

기는 설계되어야 한다 각 잭지지대에 대한 최대허용하중은 규정되어야 한다. .

잭 비행기는 잭에 대한 기준이 있어야 하며 비행기가 잭에 의해 지지될 때 다음의 제한하(b) .

중을 견딜 수 있어야 한다.

비행기의 최대램프하중에서 착륙장치에 의한 잭에 대해서 비행기의 구조는 수평하중 단독(1)

으로 그리고 모든 방향으로 작용되는 정적 수직반력과 배의 수평하중의 조합으로 작0.33

용하는 각각 잭지지점에서의 정적 수직반력의 인 수직하중을 고려하여 설계되어야 한1.33

다.

승인된 최대 잭중량에 대해 비행기의 구조에 의한 잭에 대해서 다음을 적용한다(2) .

비행기의 구조는 수평하중 단독으로 그리고 모든 방향으로 작용되는 정적 수직반력과(i)

배의 수평하중의 조합으로 작용하는 각각 잭지지점에서의 정적 수직반력의 인 수0.33 1.33

직하중을 고려하여 설계되어야 한다.

잭지지대와 국부적인 구조는 수평하중 단독으로 그리고 모든 방향으로 작용되는 정적(ii)

수직반력과 배의 수평하중의 조합으로 작용하는 각각 잭지지점에서의 정적 수직반력0.33

의 인 수직하중을 고려하여 설계되어야 한다2.0 .

고정끈 지지대 고정끈 지지대가 사용되는 경우 주고정끈 지지점과 국부적인 구조는 어떤(c) .

방향으로부터 노트 의 수평바람으로 인해 발생하는 제한하중을 견딜 수 있어120.3km/s(65 )

야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1552

수상하중

일 반25.521

수상기는 정상운용상태에서 예상되는 수상기의 모든 자세에 대하여 예상되는 가장 가혹한(a)

해수조건하에서 적절한 전진속도와 하강속도에서 발생되는 수상하중과 이수 및 착수시 발

생되는 수상하중을 고려하여 설계되어야 한다.

수상하중에 대해 합리적 해석방법이 없는 경우에는 한 수상하중은 항에서 항까(b) 25.523 25.537

지의 기준에 따라야 한다.

본 절 및 항에서 항까지의 요구사항은 수륙양용기에 대해서도 적용한다(c) 25.523 25.537 .

설계중량 및 중량중심위치25.523

설계중량 상하중요건은 항에 규정된 이수조건에 대해서 설계수상이수중량 수상유도(a) : 25.531 (

및 이수활주에 있어서 최대중량 이 사용된 경우를 제외하고 설계착수중량까지 각각 운용)

중량에 적합하여야 한다.

중량중심위치 증명이 요구되는 한계 내에서 가장 불리한 중량중심은 수상기 구조의 각(b) :

부분이 받는 최대 설계하중에 도달하도록 고려되어야 한다.

하중의 적용25.525

별도로 규정하지 않는 한 수상기 전체는 항에 규정된 하중계수에 부합하는 하중을(a) 25.527

받는다고 가정한다.

항에 규정된 하중계수로 인해 발생하는 하중을 적용하는 경우 수상하중은 수상하중(b) 25.527 , (

이 적용되는 위치에서의 굽힘 모멘트와 전단하중을 초과하는 것을 피하기 위해) 25.533(b)

항에 규정된 값보다 큰 압력을 이용하면서 수상기선체 또는 주 플로트 에 분포(hull) (float)

되어야 한다.

플로트 가 두 개인 수상기에 있어서 각 플로트 는 당해 수상기의 중량을 가(c) (float) (float) 1/2

진 가상의 수상기에 동등한 선체 로 취급되어야 한다(hull) .

항에 규정된 이수조건을 제외하고 충격시 당해 수상기의 공기역학적 양력은 수상기(d) 25.531

중량의 로 가정한다2/3 .

선체 및 주 플로트 의 하중계수25.527 (hull) (float)

수면반력(a) n W는 다음과 같이 계산하여야 한다.

스텝 착수의 경우(1) (step)

선수착수와 선미착수의 경우(2)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1553

다음과 같은 값이 사용된다(b) .

(1) n W 수면반력 하중계수 수면반력을 수상기 중량으로 나눈 값= ( )

(2) C1 경험상의 수상기 운용계수 단 단계적 하중계수의 최소치 을 얻기 위해 필= , 0.012( , 2.33

요한 값보다 작지 않을 수도 있는 계수는 제외한다.)

(3) VS0 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적당한 착수위치로 플랩이 전개된 상태에서의=

수상기 실속속도 노트( )

(4) β 부록 의 그림 에 따라 하중계수가 결정되는 길이방향 지점 에= B 1 (longitudinal station)

서의 각도dead rise

수상기 설계착수중량 파운드(5) W = ( )

부록 의 그림 에 따른 경험상의 선체 하중 계수(6) K1 = B 2 (hull station) (weighing)

(7) γ x 수상기 선체 기준축에 대하여 평행하게 측정된 수상기의 중량중심에서 하중= (hull)

계수가 산출되는 선체 상의 지점까지의 거리와 수상기 피치의 관성반경에 대한(hull)

비율 여기서 수상기 선체 기준축은 대칭면내의 직선으로서 주디딤판에서의 용. (hull)

골 에 접한다(keel) .

플로트 가 두 개인 수상기에 대해서 수상기 플로트 의 접합부 유연성의 영향 때(c) (float) , (float)

문에 선수착수와 선미착수의 값은 부록 의 그림 에 나타난 값의 배로 감소할 수 있K1 B 2 0.8

다 이는 버팀대 및 수상기 구조의 설계에 대해서만 적용된다. .

선체 및 주 플로트 의 착수조건25.529 (hull) (float)

대칭적인 스텝 착수와 선수착수 및 선미착수 대칭적인 스텝 착수와 선수착수 및(a) (step) . (step)

선미착수에 대해서 제한 수면반력 하중계수는 항에 따라 계산된다 그리고 다음과25.527 .

같은 기준이 적용된다.

대칭 스텝 착수의 경우 합성수상하중은 중량중심선 용골 에 작용하여야 하며 용(1) (step) , (keel) ,

골선 에 수직으로 작용하여야 한다(Keel Line) .

대칭 선수착수의 경우 합성수상하중은 앞부분에서 스텝 까지의 거리의 인 용골(2) , (step) 1/5

에 작용하여야 하며 용골선에 수직으로 작용하여야 한다(keel) .

대칭 선미착수의 경우 합성수상하중은 스텝 에서 뒷부분 끝까지 거리의 인 용골(3) , (step) 85%

에 작용하여야 하며 용골선에 수직으로 작용하여야 한다.

선체 및 플로트 하나의 수상기의 비대칭 착수조건(b) (hull) (float)

비대칭적인 스텝 착수와 선수착수 및 선미착수는 검토되어져야 하며 다음 조건을 고(step) ,

려하여야 한다.

각 조건에서의 하중은 상방향성분과 수평성분의 합성력으로 구성되어지며 각각 비대칭(1) ,

착수조건에 부합하는 합성하중에 와 로 나타내어진다0.75 0.25 tan .β

하중의 상방향성분의 방향 및 작용점은 대칭착수조건의 경우와 같다 수평성분의 작용점(2) .

은 상방향성분에서와 같이 세로지지대 위치와 같은 곳에 있지만 용골선과 등골선 중간지

점에서 대칭면에 수직하게 내부로 향한다.

플로트 두 개인 수상기의 비대칭 착수조건 비대칭하중은 각 플러터의 플로트(c) (float) : (float)

하면 스텝 에서 배의 상방향하중과 항의 기준에 따라 얻어지는 플로트(step) 0.75 , 25.527 (float)

하면 스텝 의 하중과 한 플로트 하면 스텝 에서의 를 곱한 수평하(step) (float) (step) 0.25 tanβ

중으로 구성된다 이 경우 수평하중은 상방향하중의 세로지지대와 같은 위치에서 용골선과.

등골선과의 중앙대칭면에 수직이며 내부로 작용하는 것으로 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1554

선체 및 주 플로트 의 이수조건25.531 (hull) (float)

날개 및 선체 주 플로트 와의 접합부에 대하여(hull)/ (float) --

날개의 공기역학적 양력은 으로 가정한다(a) 0 .

다음 공식에 따라 계산된 하중계수에 해당하는 하방 관성하중이 작용해야 한다(b) .

n 관성하중계수=

CTO 경험상의 수상기의 운용계수= 0.004

V S1 설계이수중량에서 플랩이 이수 위치로 전개된 상태에서의 수상기 실속속도 노트= ( )

β 주 디딤판에서의 각도= dead rise (degree)

W 설계 수상이수중량 파운드= ( )

선체 및 주 플로트 의 바닥압력25.533 (hull) (float)

일 반 기골 격벽 스트링거 및 바닥판을 포함한 선체 및 주 플로트 의 구조는(a) : , , (hull) (float)

이 항에 따라 설계되어야 한다.

국부압력 바닥판 및 스트링거 그리고 지지구조의 접합부에 대한 설계에 있어서 다음 압(b) :

력분포가 적용되어야 한다.

플레어가 없는 밑부분의 경우 등골에서의 압력은 용골에서의 압력의 배로 하여 용골(1) , 0.75

과 등골과의 사이에 압력은 부록 의 그림 에 따라 직선적으로 변하는 것으로 한다 용골B 3 .

에서의 압력은 다음에 따르는 것으로 한다.

Pk 용골에서의 압력: kg/ (1b/in 2)

C2 : 0.00213

K2 부록 의 그림 에 따른 선체 하중 계수: B 2 (hull station) (weighing)

VS1 적절한 이수위치에서 플랩을 펼친 설계이수중량에서 실속속도 노트: km/h( )

βk 부록 의 그림 에 따라 용골에서의 밑바닥에 배치한 각도: B 1 ,

플레어가 있는 밑부분의 경우 플레어 시작점에서의 압력은 플레어가 없는 밑부분에서의(2) ,

압력과 같으며 등골과 플레어 시작점 사이의 압력은 부록 의 그림 에 따라 직선적으로, B 3

변화하는 것으로 한다 압력분포는 플레어가 없는 밑부분을 위한 의 기준과 동일하. (b)(1)

며 용골에서의 압력이 다음 식에서 계산된 경우는 제외한다.

P ch 등골에서의 압력= (psi)

C 3 = 0.0016


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1555

부록 의 그림 에 따른 선체 하중 계수= B 2 (hull station) (weighing)

V S1 설계이수중량에서 플랩이 해당 이수 위치로 전개된 상태에서의 수상기 실속속=

도 노트( )

β 적당한 위치에서의 밑바닥에 배치한 각도=

이 압력을 받는 면적은 선체 또는 플로트 에 국부적인 높은 충격시에 발생하는(hull) (float)

압력으로 실험하여야 한다 단 기골 또는 구조전체에 임계응력을 발생하는 부분까지 확. ,

대할 필요는 없다.

압력분포 기골 용골 및 등골의 구조설계에 있어서는 다음 압력분포를 적용하여야 한다(c) . , .

대칭압력은 다음과 같이 계산된다(1) .

P 압력= (psi)

C 4 = 0.078C 1 (C 1은 에서 계산된 값임§25.527 )

K2 부록 의 그림 에 따른 선체 하중 계수= B 2 (hull station) (weighing)

VSO 플랩이 착수 위치로 전개되고 옆미끄럼 현상이 없는 상태에서의 수상기 실속속도=

노트( )

VSO 적당한 위치에서의 각도= dead rise

비대칭압력은 부록 의 그림 에 따라 선체 또는 주 플로트 중심선의 한쪽에 상(2) B 3 (hull) (float)

기 항에 규정된 압력을 구성하고 선체 또는 주 플로트 중심선의 다른 쪽(c)(1) (hull) (float)

에 항에 규정된 압력의 이 걸리도록 구성된다 이 압력은 일정하고 선체 또(c)(1) 1/2 . (hull)

는 주 플로트 밑부분 전체에 동시 적용되어야 한다 이 경우 얻어지는 하중은 선체(float) .

본체의 벽면구조에 전달되어야 하며 전단하중 및 굽힘하중으로 전방 및 후방에 전(hull) ,

달될 필요는 없다..

보조플로트 하중25.535 (float)

일반 보조플로트 및 보조플로트 의 접합부 그리고 지지구조는 본 절에 규정된(a) . (float) (float)

조건에 대해 설계되어야 한다 항에서 항까지 규정된 경우에 있어 항에 규정된 것. (b) (e) , (g)

보다 작지 않은 바닥면 압력을 이용하여 규정된 수상하중을 주부의 바닥면에 분포시킴으

로서 과도한 국부하중이 걸리지 않도록 할 수 있다 일 반 보조플로트 와 보조플로트. . (float)

의 접합부 및 지지구조는 다음 조건에 맞게 설계되어야 한다(float) .

플로트 하면스텝 하중 합성수상하중은 플로트 앞부분 끝에서 스텝(b) (float) (step) . (float) (step)

까지 거리의 되는 지점에서 플로트 대칭면에 작용하여야 하며 용골에 수직하여3/4 (float) ,

야 한다 제한합성하중은 다음을 따라야 하지만 플로트 가 완전히 물에 잠겼을 때는. (float)

제한하중 이 배수된 물의 중량보다 배를 넘을 필요는 없다L 3 .

L =0.297C 5Vso

2W 2/3

tan 2/3 β s(1+ γ y2) 2/3

[ L =C 5Vso

2W 2/3

tan 2/3 β s(1+ γ y2) 2/3

]

제한하중L : kg(lbs)

C : 0.0053

VS0 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을 때:

의 수상기 실속속도 노트. km/h( )


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1556

설계착수중량W : kg(lbs)

s :β 플로트 앞쪽 끝에서 스텝 까지 거리의 위치에서의 밑바닥 배치각도(float) (step) 3/4 .

단 보다 작을 필요는 없다, 15° .

γy 수상기의 중량중심과 플로트 대칭면 사이의 횡방향 거리와 롤링 관성반경: (float)

의 비율

선수하중 제한합성하중은 앞부분 끝에서 스텝 까지의 거리의 지점에서 플로트(c) : (step) 1/4

의 대칭면에 작용하여야 하며 그 지점에서 용골접선에 수직이어야 한다 합성하중의(float) , .

크기는 항에 규정하는 값으로 한다(b) .

비대칭 스텝 하중 합성수상하중은 항에 규정된 하중에 를 곱한 상방향하중과(d) (step) : (a) 0.75

항에 규정된 하중에 를 곱한 수평하중으로 구성된다 수평하중은 용골과 등골(b) 3.25 tan .β

사이의 중심선에서 플로트 대칭면에 수직으로 작용하여야 한다(float) .

비대칭 선수하중 합성수상하중은 항에 규정하는 값에 를 곱한 상방향하중과 항(e) : (b) 0.75 (c)

에 규정된 하중에 를 곱한 수평하중으로 구성된다 수평하중은 용골과 등골 사이0.25 tan .β

의 중심선에서 플로트 대칭면에 수직으로 작용하여야 한다(float) .

수몰된 플로트 조건 합성하중은 플로트 앞부분에서 스텝 까지의 거리의(f) (float) : (float) (step)

지점에서 플로트 단면의 중심에 작용하여야 하며 제한하중성분은 다음과 같다1/3 (float) , .

상방향하중 = gρ V

후방하중 = Cx2ρV2/3(KVS0)

2

측방하중 = Cy2ρV2/3(KVS0)

2

물의 밀도: (slugs/ftρ 2)

플로트 의 부피V : (float) V2

항력계수Cx : , 0.133

횡방향 하중계수Cy : , 0.106

단 상용운동상태에서 플로트 가K : 0.80. , (float) 0.8VS0 속도로 물에 잠길 수 없음을

증명된 경우에는 이하의 값을 사용한다0.8 .

VS0 프로펠러의 후류로 인한 영향이 없고 적절한 착수위치에서 플랩이 펼쳐졌을:

때 수상기의 실속속도 노트, . km/h( )

중력가속도g : (m/s2)

플로트 밑부분 압력 플로트 밑부분 압력은 공식중의 의 값이 을 취할(g) (float) : (float) K2 1.0

수 있는 경우를 제외하고 항의 기준에 의거 결정되어야 한다 플로트 밑부분압25.533 . (float)

력을 결정하는데 사용되는 밑바닥 배치각도는 항에 기준에 따른다(b) .

수중익 하중25.537

수중익 설계하중은 적용 가능한 시험자료에 근거하여야 한다.

비상착륙상태

일반25.561

비행기는 비상착륙상태 또는 비상착수상태에 있어서 구조부분이 손상되어도 모든 탑승자를(a)

보호할 수 있도록 설계되어야 한다.

구조는 다음과 같은 상태로 소파손 착륙을 했을 경우 모든 탑승자로 하여금 중상을 입지(b)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1557

않도록 설계되어야 한다.

좌석 안전벨트 기타 모든 안전설비를 적절하게 사용(1) , ,

접히는 바퀴의 경우는 바퀴올림상태(2)

탑승자는 주위의 구조에 대하여 각각 독립적으로 작용하는 다음의 종극 관성력을 받는 것(3)

으로 한다.

상방향(i) : 3.0g

전방향(ii) : 9.0g

측방향 기체구조에 좌석 및 부착물에(iii) : 3.0g, 4.0g

하방향(iv) : 6.0g

후방향(v) : 1.5g

장비 객실 내부의 화물 및 기타 질량이 큰 물체에 대하여는 다음 사항을 적용한다(c) , .

하기 항의 경우를 제외하고 상기의 품목은 정위치에서 이탈되더라도 다음과 같은 현(1) (c)(2)

상을 유발하지 않도록 배치되어야 한다.

탑승자에게 직접적인 부상을 유발(i)

연료탱크 또는 배관을 관통하거나 인접 계통의 손상으로 인한 화재 또는 폭발(ii)

비상착륙 시에 이용하도록 되어 있는 탈출시설의 무용화(iii) ( )無用化

위와 같은 배치가 가능하지 않은 경우 예를 들면 동체에 장착된 엔진 또는 보조동력장치(2) ( )

각 질량체 는 항에 규정된 범위까지의 모든 하중 하에서 구속될 수 있(item of mass) (b)(3)

어야 한다 이러한 품목의 국부적인 연결부는 해당 품목이 빈번하게 장탈되어 심하게 닳.

거나 째지기 쉬운 경우 규정된 하중의 배의 하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다1.33 .

좌석 및 질량체 그리고 지지구조 는 항에 규정된 값까지의 모든 하중 하에서 탑승자(d) ( ) (b)(3)

의 신속한 탈출을 방해할 수 있는 변형을 일으키지 않아야 한다.

비상착륙에 대비한 동적 조건25.562

비행기의 좌석 및 구속장치계통은 다음의 경우 비상착륙동안에 각 탑승자를 보호하기 위해(a)

이 항에 규정된 대로 설계되어야 한다.

설계에서 규정된 좌석 안전벨트 및 멜빵을 적절히 사용하였을 때(1) ,

탑승자가 이 항에 규정된 조건으로 인해 발생하는 하중에 노출되어 있을 때(2)

이륙과 착륙 중 승무원과 승객을 위해 승인된 각 좌석형태의 설계는 다음의 각각의 비상착(b)

륙조건에 따라 유사한 형태의 좌석에 대한 동적시험에 근거한 합리적인 해석에 의해서 입

증되거나 또는 동적시험을 성공적으로 수행하여야 한다 시험은 의 인체모형이. 77kg(170lb)

정상적으로 똑바르게 앉아 있는 상태로 행해져야 한다.

수직하방향속도변화 는 이상이고 비행기 종축이 수평면 및 날개면에(1) ( V) 10.7m/s(35ft/s)

대해 하방향으로 도 경사일 것 객실바닥의 최고감속은 충격 후 초 이내에 발생되30 . 0.08

어야 하며 최소 에 도달해야 한다14g .

수평전방속도변화 는 항공기 종축이 수평으로 이상이고 탑승자의 어깨(2) ( V) 13.3m/s(44ft/s)

가 상체구속계통에서 빠질 가능성이 많은 오른쪽 또는 왼쪽으로 도의 요잉이 있을 것10 .

객실바닥의 최고감속은 충격 후 초 이내에 발생되어야 하며 최소 에 도달해야 한0.09 16g

다 객실바닥 궤도 또는 조립부속품이 시험설비좌석에 부착되는 경우 객실바닥 궤도 또는.

조립부속품은 수직으로 도 이상 어긋난 즉 평행이 아닌 채로 정렬되어야 한다10 ( ) .

다음의 성능측정치는 항에 따라 수행된 동적시험 동안에 초과하지 않아야 한다(c) (b) .

상체 띠가 승무원을 위해 사용될 때 각각 띠의 인장하중은 를 초과하지 않(1) , 793kg(1,750lb)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1558

아야 한다 이중의 띠가 상체를 구속하기 위하여 사용될 때에는 전체 띠의 인장하중은.

를 초과하지 않아야 한다906kg (3,000lb) .

의인모형의 골반과 요추 사이에서 측정한 최대압축하중이 를 초과하지 않(2) 680kg(1,500lbs)

아야 한다.

상체 구속띠가 충격시에도 탑승자 어깨에 남아 있어야 한다(3) .

안전띠는 충격시 탑승자 골반에 남아 있어야 한다(4) .

상기 항에 규정된 상태 하에서 각 탑승자는 머리부분중상으로부터 보호되어야 한다 좌(5) (b) .

석이나 기타 기체구조에 머리접촉이 발생되는 경우 머리충격이 머리부상표준, (HIC) 1,000

을 넘지 않도록 보호되어야 한다 이 머리부상표준 은 다음과 같이 정의된다. (HIC) .

HIC = ( t 2- t 1) [ 1(t 2- t 1)

⌠⌡

t 2

t 1

a(t)dt]2.5

max

t1 최초시간: , t2 최종시간:

머리를 부딪친 시간에 대한 총가속도 곡선 중력 의 단위a(t) : , (g)

시간(t) :

좌석 또는 기타 구조물에 부딪쳐서 발생하는 다리부상이 있는 경우 각각 대퇴에(6) , 1020kg

이상의 축방향 압축하중을 방지하도록 보호되어야 한다(2250lbs) .

기체구조가 항복점을 넘더라도 좌석은 모든 장착지점에 부착된 채로 남아 있어야 한다(7) , .

좌석은 항공기 탑승자가 재빨리 탈출하는 것을 방해하지 않는 범위까지 항 및(8) (b)(1) (b)(2)

항에 규정된 시험조건에서 항복점을 넘지 않아야 한다.

불시착에 대비한 구조25.563

불시착 기준에 대한 구조적 강도요건은 항에 따라야 한다25.801(e) .

피로평가

구조의 손상허용과 피로평가25.571

일반 강도 세부설계 및 제작에 대한 평가를 통하여 비행기의 수명 중에 피로 부식 제조(a) . , , ,

결함 또는 우연한 손상에 의한 치명적인 결함이 비행기 수명 기간에 걸친 운용 중에는 초

래되지 않는다는 것을 입증하여야 한다 이 평가는 항의 경우를 제외하고 항 및 항. (c) (b) (e)

에 따라 그 손상이 비행기의 치명적인 결함을 초래하는 모든 구조부재 예 주익 미익 조( : , ,

종면 및 조종계통 동체 엔진 마운트 착륙장치 및 주요 연결장치 에 대해 수행하여야 한, , , )

다 터보제트 비행기에 있어서 치명적인 결함을 초래하는 부재는 항의 기준에 따라 평. (d)

가되어야 한다 추가적으로 다음과 같은 기준이 적용된다. .

여기에서 요구되는 모든 평가는 다음을 포함하여야 한다(1) .

운용 중 예상되는 전형적인 하중변동범위 온도 및 습도(i) ,

파손되었을 경우 비행기의 치명적인 결함을 야기할 수 있는 주요 구조요소(ii) (catastrophic)

및 세부 설계부분의 판별

상기 항에서 판별된 주요 구조요소 및 세부 설계부분의 시험에 따른 해석(iii) (a)(1)(ii)

운용조건 및 운용절차의 차이를 고려하여 해당 비행기와 설계구조가 유사한 비행기의 운(2)

용이력에 따른 자료를 본 절에서 요구하는 평가에 사용할 수 있다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1559

본 절에서 요구하는 평가에 근거한 검사 또는 다른 절차는 치명적인 파손을 방지하기 위(3)

한 필요에 따라 설정되어야 하며 항에 의해 요구되는 계속감항성을 위한 지시서의25.1529

감항성 제한부분에 포함되어야 한다 균열성장 분석 또는 및 시험에 근거하여 다음과 같. /

은 유형의 구조에 대한 최초검사시기 를 설정해야 한다 이 경우 제(inspection threshold) .

작과정 또는 운용 손상에 의해 가능한 최대 크기의 초기균열이 이미 발생되어 있는 것으

로 가정한다.

단일 하중 경로 구조(i)

정상적인 정비 검사 또는 비행기의 운용을 통해 하중경로의 파손 부분적인 파손 또는(ii) , ,

균열정지를 잔여 구조의 파괴이전에 발견하여 수리할 수 있다는 것을 입증할 수 없는

경우 다중 하중 경로 파손안전 구조 및 균열정지 파손안전 구조, “ (fail-safe)” “ (fail-safe)”

손상 허용 평가 평가 시 피로 부식 또는 우연한 손상으로 인한 파손이 예상되는 위치와(b) . ,

형태를 결정하여야 한다 시험결과에 근거한 반복하중과 정적해석 그리고 가능한 경우. ( )

운용이력을 평가에 포함시켜야 한다 광범위한 피로손상이 발생할 수 있는 경우 이에 대해.

특별히 고려하여야 한다 설계상의 비행기운용 기간 내에는 광범위한 피로파괴가 발생하지.

않음을 전기체에 대한 충분한 피로시험을 통하여 입증하여야 한다 필요한 시험의 완료계.

획에 대한 국토교통부장관의 승인을 받고 항에 의해 요구되는 계속감항성 지시서, 25.1529

의 감항성 한계에 관한 내용에 시험이 완료될 때까지는 피로시험 중인 전기체에 누적된

운용 주기의 을 초과하여 해당 형식의 비행기를 운용할 수 없다는 것이 명시된 경우에1/2

한해서는 전기체 피로시험이 완료되기 이전에라도 형식증명을 발행할 수 있다 비행기 운.

용수명 내의 모든 시점에서 잔류강도평가에 대한 손상정도는 초기 발견 능력 및 반복하중

에 따른 균열의 성장과 일치하여야 한다 잔류강도평가는 남은 부재가 다음의 조건에 부합.

하는 하중 정적 종극하중 에 대해서 견딜 수 있다는 것을 증명하여야 한다( ) .

(1) VC까지의 속도에서 항에 규정된 제한대칭기동조건과 항에 규정된 제한대칭기25.337 25.345

동조건

(2) VC까지의 속도에서 항에 규정된 제한돌풍하중조건과 항에 규정된 제한돌풍하25.341 25.345

중조건

항에 규정된 제한롤링조건과(3) 25.349 VC까지의 속도에서 항 및 항에서 까25.367 25.427(a) (c)

지 규정된 제한비대칭조건

(4) VC까지의 속도에서 항에 규정된 제한요우기동조건25.351(a)

여압객실에 대해서는 다음의 조건(5)

상기 항에서 항까지에 규정된 비행하중조건이 중요한 영향을 미칠 경우 이 비행(i) (b)(1) (4) ,

하중 조건과 예상되는 외부의 공기역학적 압력이 동시에 조합하여 작용하는 정상적인 작

동 차압

정상적인 작동 차압의 최대값 의 수평비행 상태에서 예상되는 외부의 공기역학적 압(ii) (1g

력 에 계수 를 곱한 값 다른 하중은 포함하지 않는다) 1.15 . .

착륙장치 및 직접적으로 영향을 받는 기체구조에 대해서는 항 항 및 항(6) 25.473 , 25.491 25.493

에 규정된 제한지상하중 조건 만약 구조적 파손 또는 국부적 파손으로 인해 구조의 강.

성 또는 형상에 현저한 변화가 발생하는 경우에는 손상허용성에 대한 영향을 검토하여야

한다.

피로 안전수명 평가 신청자가 특정한 구조로 인해 항에 규정된 조건을 적용하기가 불(c) ( ) . (b)

가능하다는 것을 입증한 경우 항에 규정된 손상허용요건에 대한 적합성 입증은 요구되(b)

지 않는다 이러한 구조에 대해서는 비행기의 수명 중에 예상되는 다양한 크기의 반복하중.


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에 대해 탐지 가능한 균열이 생기지 않고 견딜 수 있다는 것을 시험결과에 근거한 해석에

의해 입증하여야 한다 이 때 적절한 안전수명 분산계수를 적용하여야 한다. .

음향피로강도 시험결과에 근거한 해석 또는 설계구조와 음향자극환경이 비슷한 비행기의(d) .

운용이력에 근거한 해석에 의해서 다음을 증명하여야 한다.

음향자극을 받는 모든 비행구조부재에서 음향피로균열이 발생할 가능성이 없다(1) .

상기 항에 규정된 하중이 음향균열에 의한 영향을 받는 모든 부분에 적용된다고 가정(2) (b)

하였을 경우 음향균열로 인한 치명적인 파손이 발생할 가능성이 없다.

손상허용 개별적인 원인 평가 다음의 결과로 인하여 구조적 손상이 발생하더라도 비행기(e) ( ) .

는 성공적으로 비행을 완료할 수 있어야 한다.

비행기의 비행경로로 날고 있는 중량 의 새와의 충돌 이때 상대속도는 해면(1) 1.81 kg(4 lb) .

고도에서 또는 고도에서 중 더 위험한 경우를 적용한다Vc 2,400 m(8,000 ft) 0.85Vc .

봉쇄 내포 되지 않은 엔진 블레이드의 충돌(2) ( )

봉쇄되지 않은 엔진 파손(3)

봉쇄되지 않은 고에너지 회전류 기기의 파손(4)

손상된 구조는 비행 중 발생할 것으로 예상되는 정적하중 종극하중으로 간주 을 견딜 수 있어야( )

한다 이러한 정적하중에 가해지는 동적 영향은 고려할 필요가 없다 제한기동 난기류 회피 감. . , ,

속과 같은 준사고 후 조종사가 취하는 후속조치를 고려해야 한다 만약 구조적 파손 또는 국부.

적 파손으로 인해 구조의 강성 또는 형상에 중대한 변화가 발생하는 경우에는 손상허용성에 대

한 영향을 검토하여야 한다.

낙뢰피해방지

25.581 낙뢰와 정전기 방지를 위한 전기적 접속 및 보호조치

낙뢰와 정전기를 방지하기 위한 전기 접속 및 보호조치는 다음과 같이 되도록 하여야 한다(a) .

낙뢰에 의한 방전 및 전기적 쇼크에 의한 위험스러운 영향으로부터 비행기 및 이(1)

비행기의 각시스템 이 비행기의 탑승자 및 지상이나 수상에서 이 비행기와 접촉하는,

자가 보호되도록 하여야 한다.

위험스러운 정전기 충전이 축적되지 않게 예방되도록 하여야 한다(2) .

비행기는 낙뢰의 심각한 영향에 대하여 보호되어야 하며 비행기 제작에 사용되는 재료도(b)

이러한 점이 고려되어야 한다.

설계 및 구조Subpart D

일반

일반25.601

비행기에는 경험에 의해 위험하거나 또는 신뢰성이 없는 것으로 나타난 설계특성 혹은 부품을

사용하지 않아야 한다 적합성이 의문시되는 각각의 세부설계 및 부품은 시험을 통하여 이를.

확인해야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1561

재료25.603

부품의 파손으로 인하여 안전성에 부정적인 영향이 발생할 수 있다면 사용되는 재료의 적합성

과 내구성은 다음과 같아야 한다.

사용경험 또는 시험에 근거하여 입증되어야 한다(a) .

설계 자료의 강도 및 기타 가정된 특성을 보증하는 승인된 규격 산업규격 국방규격 또는(b) ( , ,

기술표준품 등 에 적합하여야 한다) .

온도 및 습도 등과 같은 운용 중 예상되는 환경 조건을 고려해야 한다(c) .

제작 방법25.605

사용하는 제작방법은 일관성 있게 정상적인 구조물을 생산할 수 있어야 한다 이를 위해서(a) .

제작공정 접착 부분용접 열처리 등 상에 엄격한 관리가 필요한 경우 해당 공정은 승인된( , , )

공정규격에 따라 수행되어야 한다.

각각의 새로운 제작방법은 시험을 통해 입증되어야 한다(b) .

결합구25.607 (Fastener)

다음 항 또는 항에 해당하는 경우 장탈 가능한 볼트 스크류 너트 핀 또는 기타 장(a) (1) (2) , , ,

탈 가능한 결합구는 두 개의 분리된 잠금 장치를 강구해야 한다.

결합구가 손실되면 통상의 조종기술 및 힘을 사용하여 항공기 설계한계 내에서 계속 비행(1)

하거나 착륙할 수 없는 경우

결합구가 손실되면 피치 요우 또는 롤 조종성능이 저하되거나 또는 반(2) (Pitch), (Yaw) (Roll)

응성이 의 요구조건보다 감소하는 경우Subpart B

상기 항에 규정된 결합구 및 그 잠금 장치는 특별한 장착과 관련된 환경조건들에 의해(b) (a)

부정적인 영향을 받지 않아야 한다.

자체 잠금너트는 자체 잠금장치에 마찰 방식이 아닌 잠금장치를 부가하는 경우 외에는 운(c)

용 중 회전하는 볼트에 사용하지 않아야 한다.

구조의 보호25.609

모든 구조부분은 -

다음을 포함한 모든 원인에 의해 운용중 발생하는 노화 또는 강도 저하에 대해서 적절히(a)

보호되어야 한다.

기상조건(1)

부식(2)

마모(3)

보호가 필요한 부분에는 환기 및 배수 설비를 하여야 한다(b) .

접근할 수 있는 설비25.611

감항성 유지를 위해서 필요한 조정 윤활 그리고 통상 교환이 요구되는 부품의 교환 및 주(a) ,

요 구조부재와 조종계통을 점검할 수 있는 방법을 제공하여야 한다 각 대상품의 점검 방.

법은 점검주기에 따라서 실행 가능한 것이어야 한다 구조부재 점검에 직접 육안으로 점검.

하는 방법을 적용할 수 없는 경우에는 비파괴검사방법을 이용할 수 있다 단 이 점검방법. ,

이 효과적임을 보여야하며 항에서 규정한 정비교범 에 점검절25.1529 (Maintenance Manual)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1562

차가 규정되어 있어야 한다.

전선연결시스템 은 항의 접근장치 요구조건을 만족하여야 한다(b) EWIS( ) 25.1719 .

재료의 강도특성 및 재료 설계값25.613

통계적인 방법으로 설계값을 결정하기 위해서 재료의 강도특성은 승인된 규격에 맞는 재료(a)

로 수행한 충분한 시험에 근거하여야 한다.

재료의 설계값은 재질의 다양성 때문에 생길 수 있는 구조결함 가능성을 최소화하도록 선(b)

정되어야 한다 하기 항 및 항과 같은 경우를 제외하고 다음과 같은 가능성이 있는 재. (e) (f)

료강도를 보장하는 재료의 설계값을 선정하여 이 항목의 적합성을 입증하여야 한다.

가해진 하중이 궁극적으로 조립품내의 한 부재에 분포하는 경우 이것의 결함으로 인해(1) ,

구성품의 구조적인 완전성을 상실할 가능성이 신뢰도 수준에서 인 경우95% 99%

나 이중 구조인 경우 각 부재의 결함에도 가해진 하중이 하중을 지탱하는 다른 부재들에(2) . ,

안전하게 분산할 가능성이 신뢰도 수준에서 인 경우95% 90%

(c) 비행기 운용선도 내에서 환경조건의 영향이 현저한 경우에는 온도 및 습도와 같은 환경조건

이 필수 구성품이나 구조물에 사용하는 재료의 설계값에 미치는 영향을 고려하여야 한다.

예비(d)

(e) 특정품목의 실제 강도특성이 설계에서 사용한 값 이상이라는 것을 판정하기 위해 각 품목의

시편을 시험한 후 해당 재료를 선정한 경우에는 보다 큰 재료 설계값을 사용할 수 있다, , .

국토교통부장관이 승인한 경우에는 다른 재료의 설계값을 사용할 수 있다(f) .

특별계수25.619

강도가 다음과 같은 부재에 대해서는 항에 규정된 안전계수에 항에서 항까지25.303 25.621 25.625

의 적절한 특별안전계수 중 가장 큰 특별계수를 곱해야 한다.

실제 강도가 불확실한 부재(a)

운용 중 정상적인 교환시기 이전에 강도가 저하될 우려가 있는 부재(b)

제조과정 또는 검사방법의 불확실성 때문에 강도에 상당한 변화가 생기는 부재(c)

주물계수25.621

주물의 품질관리를 위해 필요한 것에 부가하여 항에서 항까지에서 규정한 계수 시험(a) (b) (d) ,

및 검사를 적용하여야 한다 검사는 승인된 규격에 적합한 것이어야 한다 유압계통 혹. .

은 기타 유체계통의 부품으로서 압력시험을 수행하고 구조적인 하중을 지지하지 않는 주

물 이외의 구조용 주물은 항 및 항의 기준을 적용한다(c) (d) .

면압응력 및 표면 항 및 항에서 규정한 주물계수는 다음과 같아야 한다(b) . (c) (d) .

검사방법에 관계없이 면압응력에 대해서는 를 초과할 필요가 없다(1) 1.25 .

적용되는 주물계수보다 면압계수가 더 큰 부품의 면압표면에 대해서는 주물 계수를 사용(2)

할 필요가 없다.

치명성 주물 파괴될 경우 항공기가 안전하게 비행을 계속하여 착륙할 수 없게 되거나 탑(c) .

승자가 중상을 입을 염려가 있는 주물에 대해서는 다음의 기준을 적용한다.

모든 치명성 주물은 다음과 같아야 한다(1) .

이상의 주물계수를 적용하여야 한다(i) 1.25 .

육안검사 방사선검사 및 자분탐상 혹은 침투검사방법을 사용하거나 또는 이것과 동등한(ii) ,

승인된 비파괴검사방법을 사용하여 검사하여야 한다100% .


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주물계수가 미만인 치명성 주물은 세 개의 견본 주물에 대해서 정적인 시험을 실시(2) 1.50

하여 다음과 같은 사항에 대한 적합성을 입증하여야 한다.

주물계수 에 상당하는 극한 하중에서 항의 강도 요구조건(i) 1.25 25.305

제한하중의 배의 하중에서 항의 변형 요구조건(ii) 1.15 25.305

이러한 주물의 예는 구조적인 장착피팅 조종계통의 부품 조종면의 힌지 균형추 장착품(3) , , , ,

좌석 좌석 안전띠 연료탱크와 윤활유탱크의 지지대 및 장착품 객실여압밸브 등이다, , , .

기타 주물 항에서 규정하는 것 이외의 주물에 대해서는 다음의 기준을 적용한다(d) . (c) .

본 절의 항 및 항에 규정하는 경우를 제외하고 주물계수에 따른 검사방법은 다음(1) (d)(2) (3)

표와 같아야 한다.

주물계수 검 사 방 법 검사대상

이상2.0 육안검사 100%

1.50 2.0～육안검사 및 자분탐상검사 침투검사 또는 이와 동등한,

비파괴검사100%

1.25 1.50～육안검사 자분탐상검사 침투검사 방사선 선 검사 또는, , , (X )

이와 동등한 비파괴검사100%

승인된 품질관리 절차가 설정되어 있는 경우 육안검사가 아닌 방법에 의해 검사하는 주물(2)

의 비율은 항에 규정된 수치 이하로 줄일 수 있다(d)(1) .

주물재료의 기계적 특성을 보증하는 규격을 획득한 주물과 표본 추출 방식으로 선정한 표(3)

본의 절단시험에 의해서 이러한 특성을 입증한 주물에 대해서는 다음을 적용한다.

주물계수 을 사용할 수 있다(i) 1.0 .

에서 사이의 주물계수에 대해서는 항에 규정된 바에 따라 검사하고(ii) 1.25 1.50 (d)(1) (c)(2)

항에 의해 시험해야 한다.

면압계수25.623 (Bearing factor)

하기 항에서 규정하는 경우를 제외하고 간격이 있는 고정방법을 사용하거나 충격 진동을(a) (b) ,

받는 부품은 통상의 상대운동 영향을 고려해서 충분히 큰 면압계수를 적용해야 한다.

면압계수보다 큰 다른 특별계수를 적용하도록 규정되어 있는 부품에 대해서는 면압계수를(b)

사용할 필요가 없다.

피팅 계수25.625

각각의 피팅 구조부재를 서로 결합하기 위한 부품 또는 터미널 에 대해서는 다음 기준을 적용한다( ) .

피팅 및 그 주위구조에 대하여 제한하중시험 및 종극하중시험으로 실제 응력상태를 모의(a)

실험하는 방법으로 강도를 증명하지 않은 경우에는 각각의 피팅 장착도구 결합부재의 지, ,

지부는 이상의 피팅계수를 적용해야 한다1.15 .

충분한 시험자료를 근거로 승인된 방법에 의해서 제작되는 금속판의 연속적인 결합 용접(b) , ,

목재 끼워잇기 등의 결합부위에는 피팅 계수를 적용하지 않아도 된다 또 피팅 계수보다.

큰 다른 특별계수를 이용하도록 규정되어 있는 지지면에 대해서도 피팅계수를 적용하지

않아도 좋다.

전체적으로 연결되는 피팅의 경우에는 단면특성이 구성품을 대표하는 값이 되는 곳까지(c) ,

전체를 피팅으로 간주하여야 한다.


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좌석 침대 안전띠 및 조종석 어깨끈에 대해서는 에서 규정한 피팅 계수가 적(d) , , 25.785(f)(3)

용된다.

공기탄성학적 안정성 요구조건25.629

일 반 이 절에서 요구하는 공기탄성학적 안정성 평가는 구조부의 변형으로 발생하는 플(a) :

러터 발산 조종역전 및 다른 부적합한 안정성 및 조종성 손실을 포함한다 공기탄성학적, , .

평가는 현저한 동적인 힘을 유발하는 어떤 프로펠러나 회전기기와 관련된 소용돌이 상태

를 포함하여야 한다 이 절에 대한 적합성은 국토교통부장관이 필요하다고 인정하는 해.

석 풍동시험 지상진동시험 비행시험 또는 다른 방법으로 입증하여야 한다, , , .

(b) 공기탄성학적 안정성 영역선도 항공기는 다음과 같은 공기탄성학적 안정성 영역선도 내에:

서 모든 형상 및 설계 상태가 공기탄성학적인 안정성이 결여되지 않도록 설계하여야 한다.

결함 고장 또는 부적합한 상태가 없는 정상적인 상태에서 고도영역 대비(1) , VD/MD에 포함

되는 고도와 속도의 조합은 일정한 고도와 마하수에 해당하는 대기속도의 배인 모든1.15

점으로 확장된다 또한. , VD/MD까지의 모든 속도에서 적절한 안정성의 여유가 있어야 하

며, VD/MD에 접근함에 따라 급격하거나 큰 안정성 감소가 없어야 한다 모든 설계고도.

에서 MD가 보다 작을 때 확장된 영역의 한계는 마하수 으로 할 수 있다1.0 1.0 .

항에서 규정하는 상태는 모든 승인된 고도와 다음에 정의한 대기속도보다 큰 대(2) 25.629(d)

기속도까지 도달하는 것을 적용한다.

에 규정된(i) 25.335(d) VD/MD 영역선도 또는

해면고도에서 일정한 순항 마하수선(ii) MC의 연장선과 1.15 VC가 교차하는 고도까지 일정,

한 고도에서 VC의 배인 대기속도와1.15 VC/MC 최저 교차점의 고도에서 MC 까지+0.05

동등한 대기속도로 선형변화하고 일정 고도에서 MC가 마하수 증가하는 영역의 고0.05

도인 최대비행고도까지로 정의되는 고도 대기속도 영역선도-

균형 추 어느 한 부위에 적재하는 균형추가 사용되는 경우에는 그 효과와 강도 적재부위(c) : ,

의 지지구조를 입증하여야 한다.

파손 기능 불량 및 부적절한 상태 이 절에 대한 적합성을 입증함에 있어서 고려하여야(d) , :

하는 고장 기능 불량 및 부적절한 상태는 다음과 같다, .

발생 가능성이 극히 적은 연료주입구의 불일치 등으로 인한 심각한 연료주입 상태(1)

플러터 감쇄 계통의 어떤 단독 고장(2)

결빙 상황에서는 운용이 승인되지 않은 항공기가 우연한 상황에 조우한 경우 최대 예상(3) ,

얼음의 누적

엔진 독립적으로 장치된 프로펠러 축 대형 보조동력장치 혹은 기체 외부에 장착되(4) , , (APU)

는 공기역학상의 큰 물체 예를 들면 외부연료탱크 의 지지구조 중 단일부재의 파손( )

현저한 동적인 힘을 발생하는 큰 회전체나 프로펠러를 구동하는 엔진을 장착한 비행기 있(5)

어서 회전축의 강도를 감소시킬 수 있는 엔진 구조의 단일 파손

가장 불리한 복합요인인 현저한 동적인 힘을 발생하는 큰 회전체나 페더링 된 프로펠러로(6)

인한 공력이나 회전운동력의 손실 또한 하나의 페더링 된 프로펠러나 회전체의 효과는 이. ,

절의 항 및 항의 파손을 함께 고려하여야 한다(d)(4) (d)(5) .

가능성이 가장 높은 초과속도에서 회전하는 현저한 동적인 힘을 발생하는 회전체나 하나(7)

의 프로펠러

조사를 위해 요구되거나 선택하는 모든 손상 및 파손 상황은 항에 의한다 다음과(8) 25.571 .

같은 경우는 항 및 항에 규정된 단일 구조부분 파손에 대한 적합성을 입증하지(d)(4) (d)(5)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1565

않아도 된다.

해당 구조 부재가 항에 규정된 상황에서 발생하는 원천적인 결함과 격리되기 때(i) 25.571(e)

문에 파손이 발생할 수 없는 경우

잔여강도 평가를 목적으로 항에 의한 손상허용을 시험하여 손상의 최대 진전에(ii) 25.571(b)

도 구조부재가 완전히 파괴되지 않음이 입증된 경우

항 항 항 및 항에서 고려하는 모든 손상 파손 기능 불량(9) 25.631 , 25.671 , 25.672 25.1309 , ,

발생 가능성이 극히 적은 기타 파손 기능 불량 또는 부정적인 상황의 조합(10) ,

비행 플러터 시험 새로운 형식설계나 해당 개조가 공기탄성학적 안정성에 현저한 영향을(e) :

미치지 않음이 증명되지 않은 형식설계의 개조에 대해서는 VDF/MDF까지의 속도에 대하여

실제 비행기로 비행 플러터 시험을 실시하여야 한다 이 시험에서 비행기는. VDF/MDF까지의

모든 속도에서 적절한 감쇄 여유가 있고, VDF/MDF에 접근함에 따라 크거나 급격한 감쇄기

능의 저하가 없음을 입증하여야 한다 상기 항 의 적합성을 입증하기 위해 비행시험 중. (d)

에 파손 기능 불량 또는 부정적인 상황을 모의시험할 때 비행시험 자료를 다른 시험자료, ,

나 해석결과로 수정하여 항공기가 상기 항에 규정된 고도 대기속도 영역선도 내의 모(b)(2) -

든 속도에서 공기탄성학적 불안정성이 없음을 입증하였다면 시험의 최대속도는 VFC/MFC를

초과하지 않아도 좋다.

조류충돌에 의한 손상25.631

비행기 꼬리부분의 구조는 속도가 항에 의해 선정된25.335(a) VC 비행경로와 일치하는 조류와의(

상대속도 해면고도 기준 와 같을 때 의 새가 충돌한 후에도 안전하게 비행을 계속, ) 3.6kg(8 Ibs)

하고 착륙할 수 있도록 설계하여야 한다 이중 구조 및 조종계통의 요소들을 보호되는 위치로.

배치하거나 분할 평판이나 에너지 흡수 재질의 보호장치를 이용하여 이 항의 규정에 적합함을

증명해도 좋다 유사한 구조로 설계된 비행기의 자료를 이용하여 해석 또는 시험하거나 두 가.

지 방법을 조합해서 이 항의 규정에 적합함을 증명해도 좋다.

조종면

강도의 증명25.651

조종면에 대해서는 제한하중 시험을 하여야 한다 이들 시험을 행하는 경우에 조종계통이(a) .

연결되는 피팅 또는 혼 을 포함하여야 한다(Horn) .

조종면 힌지는 분석 또는 각각의 하중시험에 의해 항에서 항까지 및 항(b) 25.619 25.625 25.637

특별계수 요구조건에 적합함을 입증하여야 한다.

장착25.655

가동식 미익조종면은 하나의 조종면을 그 최대 작동위치에 고정하고 다른 조종면들을 모든(a)

작동 각도로 동작시킬 때 서로 간섭이 없도록 장착하여야 한다.

조정 가능한 안정판을 사용하는 경우에는 항공기가 항의 트림 요구조건에 적합함을(b) 25.161

입증한 최대 조절범위에서 그 행정을 제한하는 정지장치를 구비하여야 한다.

힌지25.657 (Hinge)

볼 롤러 및 자체 윤활 베어링 힌지를 포함한 조종면 힌지는 베어링의 승인된 정격값 이상(a) ,

의 하중이 작용하지 않아야 한다 비표준 베어링 힌지 구성에서 정격값은 경험 또는 시험.


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을 근거로 설정하여야 하며 합리적인 방법이 없는 경우에는 베어링을 구성하는 가장 연한,

재질의 극한 지지강도의 측면에서 이상의 안전계수를 사용하여야 한다6.67 .

힌지는 힌지선에 평행한 하중에 대해서 충분한 강도 및 강성을 가져야 한다(b) .

조종계통

일반25.671

모든 조종장치 및 조종계통은 쉽고 원활하며 확실하게 작동하여야 한다(a) , .

모든 조종계통의 각 부분은 조종계통의 기능 불량이 발생할 수 있는 부정확한 조립의 가능(b)

성을 최소화하도록 설계하거나 또는 구별되는 영구적인 표시를 해야 한다.

비행기는 다음과 같은 조종계통 및 조종면 트림 양력 항력 및 조종력 감지계통을 포함 의(c) ( , , )

결함이나 선체 가 발생한 후에도 특별한 조종기술 또는 체력이 필요 없이(hull)(Jamming)

통상의 비행 영역선도 내에서 안전한 비행을 계속하여 착륙할 수 있다는 것을 해석 시험,

또는 그 두 방법 모두를 사용하여 입증하여야 한다 발생 가능한 기능불량은 조종계통 조.

작에 오직 미미한 영향만을 끼치고 조종사가 용이하게 대응할 수 있어야 한다.

선체 를 제외한 단일 결함 예를 들면 기계적인 요소들의 분리나 결함 또는 작동기(1) (hull) . , ,

조종 스풀 하우징 및 밸브와 같은 유압계통의 구조적인 결함(Actuator),

선체 를 제외한 거의 발생하지 않음이 입증되지 않은 결함들의 조합 예를 들면 이(2) (hull) . ,

중적인 전기계통이나 유압계통의 결함 또는 유압이나 전기계통과 조합된 단일 결함,

선체 가 거의 발생하지 않거나 해제될 수 있음이 입증되지 않은 경우 이륙 상승 순(3) (hull) , , ,

항 통상적인 선회 하강 및 착륙의 통상적인 조종위치에서 발생하는 정체 조종계통이, , .

부적합한 위치로 이탈하여 정체되는 상태가 거의 발생하지 않음이 입증되지 않은 경우에

는 이를 고려하여야 한다.

비행기는 모든 엔진이 고장난 경우에도 조종이 가능하도록 설계하여야 한다 이 요구조건(d) .

의 적합성은 신뢰할 수 있다고 입증된 해석을 사용하여 입증할 수도 있다.

안정성 증가 자동 및 동력식 계통25.672 ,

기술기준 의 비행특성 요구조건에 적합함을 입증하기 위해 안정성 증가 자동 혹은 동력Part 25 ,

식 계통의 기능이 필요한 경우 이들 계통은 항의 기준과 다음사항에 적합하여야 한다, 25.671 .

조종사가 결함을 알지 못하는 사이에 안정성 증가 계통이나 다른 자동 혹은 동력식 계통의(a)

결함 때문에 불안전 상태로 빠져들 수 있는 경우 모든 가능한 비행상태에서 조종사가 주,

의를 기울이지 않아도 명확히 인식할 수 있는 경보장치를 구비하여야 한다 경보장치가.

조종계통을 작동시키지 않아야 한다.

안정성 증가계통이나 자동 혹은 동력식 계통은 항에 규정된 형태의 결함에 대해서(b) 25.671(c)

고장 부위 또는 계통의 작동을 해제하거나 통상의 감각으로 조종간을 움직여서 결함을 극

복하는 것과 같이 특별한 조종기술 또는 체력이 필요 없이 초기 대응을 할 수 있도록 설

계하여야 한다.

안정성 증가계통이나 자동 혹은 동력식 계통의 단일 결함 발생을 가정하였을 때 다음사항(c)

이 입증되어야 한다.

승인된 운용한계내의 모든 속도 또는 고도에서 결함의 양상이 심각한 고장 또는 기능 불(1)

량이 발생해도 비행기를 안전하게 조종할 수 있을 것.

항공기의 비행교범에 명시된 실제 운용 비행영역 예를 들면 속도 고도 정상 가속도 및(2) ( , ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1567

비행기의 형상 내에서 본 기술기준에 규정되어 있는 조종성 및 운동성의 요구조건에 적합)

할 것.

트림 안정성 및 실속 특성이 계속적인 안전한 비행과 착륙에 필요한 수준이하로 약화되(3) ,

지 않을 것.

정지장치25.675 (Stops)

모든 조종계통은 그 계통에 의해 조종되는 각각의 움직이는 공기역학적 조종면의 작동범위(a)

를 확실히 제한하는 정지장치를 구비하여야 한다.

각각의 정지장치는 마모 헐거움 또는 과도한 조정으로 조종면의 행정범위가 변하여 비행(b) ,

기의 조종특성에 나쁜 영향을 미치지 않도록 장착되어야 한다.

각각의 정지장치는 조종계통의 설계조건에 따른 어떠한 하중에도 견딜 수 있어야 한다(c) .

트림 계통25.677

트림 조종장치는 부주의하거나 급격한 조작을 방지하고 비행기의 비행평면 내에서 운동방(a)

향으로 움직이도록 설계되어야 한다.

(b) 비행기의 움직임에 따라 트림조종장치가 움직이는 방향을 표시하는 수단이 트림조종장치

근처에 있어야 한다. 또한 조절범위 내에서 트림 장치의 위치 표시를 분명히 볼 수 있어야

한다. 이 표시기에는 트림 범위가 명확히 표시되어야 하며 트림 범위는 비행기의 승인된,

이륙 무게중심의 모든 위치에서 안전한 이륙이 가능함을 실증한 것이어야 한다.

트림 조종계통은 비행 중에 저절로 움직이지 않도록 설계하여야 한다 트림탭이 적절하게(c) .

균형이 잡혀 있고 플러터가 발생하지 않음을 입증하지 않는 한 트림탭 조종장치가 반대로,

작동되지 않도록 해야 한다.

반대로 작동하지 않는 탭 조종계통을 사용하는 경우에는 역으로 작동하지 않는 부품 장착(d)

부의 탭과 비행기 구조부와는 확실한 연결상태를 유지하여야 한다.

조종계통의 돌풍대비장치25.679

비행기가 지상 또는 수상에 있을 때 돌풍충격에 의한 조종면 탭을 포함 및 조종계통 손상(a) ( )

을 방지하는 장치를 구비하여야 한다 이 장치가 조종사에 의한 조종면의 정상작동을 방.

해하도록 연결되어 있는 경우 다음 항 또는 항의 규정에 적합하여야 한다, (1) (2) .

조종사가 주조종장치를 통상의 방법으로 조작하면 자동적으로 연결이 해제될 것(1) .

이륙 출발시 조종사에게 그 장치가 연결되어 있음을 반드시 경고함으로써 비행기의 운항(2)

을 제한할 것.

이 장치는 비행 중에 부주의하게 연결될 가능성을 방지하는 장치를 구비하여야 한다(b) .

정적 제한하중시험25.681

제 부의 제한하중요구조건 적합성은 다음 가 항 및 나 항과 같은 시험을 통해 입증해야(a) 3 “ ” “ ”

한다.

시험하중의 방향은 조종계통에 가장 심각한 하중을 유발하는 방향일 것(1) .

주구조부의 장착에 사용하는 각각의 피팅 풀리 및 브라켓의 시험을 포함할 것(2) , (Pulley) .

각 운동을 하는 조종계통 연결부에 대해서는 특별계수요구조건에 대한 적합성 여부를(b) ( )角

해석 또는 개별적인 하중시험을 통해 입증하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1568

작동시험25.683

조종계통에 규정된 제한하중의 까지 조종사에게 조종력이 부과되며 정상적인 운용시 조종80% ,

계통의 동력작동부에 예상되는 최대하중까지 부과되는 조종계통은 다음과 같은 형상을 유발하

지 않음을 작동시험으로 입증하여야 한다.

정체(a)

과도한 마찰(b)

과도한 변형(c)

조종계통의 각 부분25.685

조종계통의 각 부분은 화물 승객 느슨하게 풀린 물체 또는 수분의 빙결에 의한 방해와 정(a) , ,

체 찍힘을 방지하도록 설계하고 장착하여야 한다, .

조종실에는 조종계통 정체를 유발할 수 있는 장소로 이물질이 들어가지 않게 방지하는 수(b)

단이 있어야 한다.

케이블 또는 관 이 다른 부품과 닿는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다(c) (Tube) .

케이블계통 및 연결부위에 대해서는 항 및 항의 기준을 적용한다(d) 25.689 25.693 .

케이블계통25.689

각각의 케이블 케이블 피팅 조임쇠 꼬아 잇기 및 활차는 승인을 받(a) , , (Turn Buckle), (Splice)

아야 하며 다음 기준을 적용한다.

직경이 이하인 케이블은 보조익 승강타 또는 방향타계통에 사용할 수 없다(1) 3mm(1/8in) , .

각각의 케이블계통은 비행기의 운용조건 및 변화하는 온도에서 모든 행정구간에 걸쳐 장(2)

력에 위험한 변화가 생기지 않도록 설계하여야 한다.

활차의 종류 및 크기는 사용하는 케이블에 적합한 것이어야 한다 모든 활차 및 톱니바퀴(b) .

는 케이블과 체인이 벗겨지거나 헝클어지지 않도록 보호덮개 가 있어야(Sprocket) (Guards)

한다 각각의 활차는 케이블이 움직이는 평면과 평행하여 활차 테두리 에 케이블이. (Flange)

마모되지 않아야 한다.

페어리드는 케이블 방향이 도 이상 변하지 않도록 장착하여야 한다(c) 3 .

하중을 받거나 운동하는 부분에 자형 연결핀 을 사용하거나 코터핀(d) U (Clevis Pin) (Cotter

만으로 지탱하는 것은 조종계통에 사용하지 않아야 한다Pin) .

각 운동을 하는 부분에 장착하는 조임쇠는 전 행정에 걸쳐서 운동을 구속하지 않도록(e) ( )角

장착하여야 한다.

페어리드 활차 단자 및 조임쇠는 육안검사가 가능한 설비가 있어야 한다(f) , , (Terminal) .

연결부위25.693

볼베어링 및 로울러베어링 계통을 제외한 각 운동을 하는 밀고 당기는 방식의 조종계통 연결( )角

부위는 축받침으로 사용하는 가장 무른 재료의 극한 지지강도의 배 이상인 안전특별계수3.33

를 적용하여야 한다 케이블을 사용하는 조종계통의 연결부위는 이 계수를 까지 줄일 수도. 2.0

있다 볼베어링 및 로울러베어링은 승인된 정격값을 초과하는 곳에 사용하지 않아야 한다. .

양력 및 항력 장치 조작25.697 ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1569

각 양력 조작장치는 조종사가 항에 규정된 이륙 항로운항 진입 또는 착륙위치로(a) 25.101(d) , ,

놓을 수 있도록 설계하여야 한다 자동위치조절장치 또는 하중제한장치에 의한 움직임을.

제외하고는 양력 및 항력장치는 조종사가 별도의 주의를 기울이지 않아도 선택한 위치를

유지하여야 한다.

양력 및 항력장치는 부주의로 작동할 가능성이 없도록 설계하고 배치하여야 한다 지상에(b) .

서만 작동하는 양력 및 항력장치가 비행 중 작동되면 위험한 경우 부주의한 작동을 방지,

하는 장치를 갖추어야 한다.

조종장치의 작동 및 자동위치 조절장치 또는 하중제한장치의 특성에 의해 조종면이 움직이(c)

는 비율은 비행기의 자세 대기속도 엔진 출력이 일정한 상태거나 변화할 때 만족할 만한, ,

비행과 성능특성을 부여하여야 한다.

양력장치는(d) VF+16.7 km (VF 노트 이하의 속도 엔진의 최대연속출력으로 정상비행 중+9.0 ) ,

에 조종면을 완전히 펼친 위치로부터 접을 수 있도록 설계하여야 한다.

양력 및 항력장치 지시기25.699

조종실내에서 분리된 조작이 가능한 각각의 양력 또는 항력장치는 위치를 조절하기 위해(a)

조종사에게 현재의 위치를 지시하는 방법이 있어야 한다 또한 비행특성 및 성능에 미치.

는 영향을 고려해서 조종사가 불안전한 비행이나 지상상태에 대한 예방 또는 대응이 가능

하도록 양력 또는 항력장치의 비대칭 작동 또는 기타 기능불량을 지시하는 방법을 제공하

여야 한다.

이륙 항로운항 진입 또는 착륙의 비행상태에 따른 양력장치 위치를 조종사에게 지시하는(b) , ,

방법이 있어야 한다.

착륙시의 위치이상으로 양력 및 항력장치를 펼칠 수가 있는 경우에는 그 조작장치에 펼칠(c)

수 있는 범위를 분명하게 표시하여야 한다.

플랩의 상호연결장치25.701

비행기의 플랩이나 슬랫 중 한쪽은 접히고 반대쪽은 펼쳐진 경우에도 안전한 비행특성이(a)

있는 경우를 제외하고는 비행기의 대칭면에 대해 서로 반대의 위치에 있는 플랩이나 슬랫

의 움직임은 기계적인 상호연결 또는 그것과 동등하다고 승인된 방법에 의해 동조되어야

한다.

날개의 플랩이나 슬랫 상호연결 혹은 이와 동등한 방법을 사용하는 경우에는 비행기의 대(b) ,

칭면에 대해 한쪽에 있는 엔진이 정지하고 반대쪽에 있는 엔진은 이륙출력으로 비행하는

경우를 포함한 모든 비대칭 하중을 고려하여 설계하여야 한다.

프로펠러 후류와 같은 상태에 노출되지 않는 플랩이나 슬랫을 가진 비행기는 날개의 플랩(c) ,

이나 슬랫이 한쪽에서는 규정된 대칭비행상태에서 생기는 가장 심한 하중을 받고 반대쪽

에서는 이 하중의 이하인 하중을 받는 부하를 고려한 구조로서 설계하여야 한다80% .

날개의 플랩이나 슬랫이 한쪽은 정체되어 움직일 수 없고 반대쪽은 움직임이 자유로운 상(d)

태에서 작동계통의 전 출력이 작용할 때 발생하는 부하를 고려하여 플랩의 상호연결장치

를 설계하여야 한다.

이륙경보장치25.703

다음과 같은 요구조건을 충족하는 이륙경보장치를 장착하여야 한다.

해당계통은 항공기가 안전하게 이륙할 수 없는 다음의 항과 항을 포함하는 상태가 되(a) ( (1) (2) )


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1570

면 이륙활주의 초기에 자동적으로 작동하여 음성 경보를 조종사에게 주어야 한다.

날개의 플랩이나 앞전의 고양력장치 위치가 이륙시의 허용범위를 벗어난 경우(1) ,

날개의 스포일러 항의 요구조건에 적합한 가로방향 조종스포일러를 제외 속도 제(2) (25.671 ),

동장치 또는 세로방향 트림장치가 안전한 이륙을 보장하는 위치에 있지 않은 경우.

상기 항에서 요구된 경보는 다음과 같은 경우가 될 때까지 계속되어야 한다(b) (a) .

안전하게 이륙할 수 있도록 상태가 변경될 때(1)

조종사가 이륙활주를 중지하는 조치를 취했을 때(2)

비행기가 이륙을 위해 회전했을 때(3)

조종사가 인위적으로 경보를 껐을 때(4)

이 계통을 동작시키기 위해 사용되는 방법은 증명과장에서 요구하는 이륙중량 고도 및 온(c) ,

도의 범위에서 적절하게 작동하여야 한다.

착륙장치

일 반25.721

주착륙장치는 이착륙시의 과부하 상방향 및 후방향에 작용하는 과부하를 가정 에 의해 손(a) ( )

상되는 경우 다음을 유발하지 않도록 설계하여야 한다.

조종사 좌석을 제외한 승객 정원이 인 이하인 비행기의 경우 기체 내부의 모든 연료계통(1) 9

에서 충분한 연료누출이 있을 때 화재발생.

조종사 좌석을 제외한 승객 정원이 인 이상인 비행기의 경우 모든 연료계통에서 충분한(2) 10

연료누출이 있을 때 화재발생.

조종사 좌석을 제외한 승객 정원이 인 이상인 비행기의 경우 하나나 혹은 그 이상의 착(b) 10

륙장치가 펴지지 않은 상태로도 화재를 유발하는 충분한 연료누출이 발생할 수 있는 구조

부위의 파손 없이 비행기가 포장된 활주로에 착륙할 수 있도록 설계되어야 한다.

본 절의 기준에 적합함은 분석이나 시험 또는 두 가지 모두를 사용하여 입증하여야 한다(c) .

충격흡수시험25.723

착륙하중을 결정할 때 필요한 착륙장치의 동력학적 특성에 관한 해석은 에너지 흡수시험(a)

을 통하여 확인되어야 한다 시험은 해석이 항에서 규정한 설계조건에 대해 타당함. 25.473

을 확인하기 위하여 수행된다.

제한설계조건에서의 에너지 흡수시험에 관한 형상은 최소한 설계착륙하중이나 설계이륙(1)

하중 중에서 착륙 시 더 강한 충격에너지를 내는 하중을 포함하여야 한다.

착륙장치 구성품의 시험 형태 및 시험 중에 적절한 저항 하중을 작용시키는 것은 타당하(2)

거나 보수적인 방법으로 제한 하중을 결정하여 일관된 방법으로 비행기 착륙조건을 모

사하여야 한다.

접지충격을 받을 때 비행기 중량보다 작은 비행기 양력이 작용한다고 가정하고 설계착륙(b) ,

중량에서 의 강하속도로 모의시험을 행하여 충격흡수장치의 에너지 흡수능3.66m/s(12ft/s)

력이 여유가 있음을 증명하여야 한다 이 경우 착륙장치는 파괴되지 않아야 한다. .

본 항에서 규정한 시험 대신 이전에 승인을 받은 설계중량에 있어서의 변경이나 작은 설(c) ,

계변경은 유사한 에너지 흡수 특성을 가지고 있는 기본적으로 동일한 착륙장치계통에 대

해 수행된 이전의 시험에 기초하여 해석적 방법으로 입증을 할 수 있다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1571

예비25.725

예비25.727

인입장치25.729 (Retracting mechanism)

일반 인입식 착륙장치를 가진 비행기는 다음 사항이 적용된다(a) : .

착륙장치 인입장치 착륙장치 바퀴집 및 그 지지구조는 다음 항에서 항까지의 하중을(1) , 1) 3)

고려하여 설계하여야 한다.

착륙장치가 접힌 위치에 있을 때 비행상태에서 발생하는 하중(i) ,

(ii) 1.6VS1 설계착륙중량으로 플랩은 진입위치 까지의 모든 비행속도에 있어서 착륙장치를 올( )

림과 내림으로 발생하는 하중과 차륜이 설계착륙중량으로 플랩은 진입위치 와 동1.3Vs( )

일한 속도로 회전하기 때문에 생기는 마찰하중 관성하중 제동장치 비틀림 하중 공기하, , ,

중 및 회전하중을 조합한 하중

플랩을 내린 상태에서 항에서 규정하는 하중계수까지의 하중(iii) 25.345(a)

착륙장치 인입장치 및 착륙장치 바퀴집을 포함한 비행기의 구조는 까지의 모든(2) , 0.67 Vc

비행속도에서 착륙장치를 내릴 때 발생하는 비행하중에 견디도록 설계하여야 한다 단. ,

해당 속도로 비행 중에 비행기를 감속하기 위한 다른 수단이 있는 비행기에는 적용되지

않는다.

착륙장치 바퀴집 및 그 작동장치와 그것들을 지지하는 구조는 상기 항 및 항에서 규(3) (1) (2)

정하는 비행속도와 하중계수 그리고 해당 비행기에 인가되는 요우 기동을 고려하여 설계,

하여야 한다.

착륙장치의 잠금 비행중이나 지상에 있을 때 착륙장치를 내린 상태로 유지하는 확실한(b) :

수단이 있어야 한다.

비상조작 다음의 항 또는 항의 고장이 생긴 경우에도 착륙장치를 내리기 위한 비상(c) : (1) (2)

조작 수단이 있어야 한다.

인입장치 계통에서 통상적으로 발생할 수 있는 고장(1)

유압 전기 또는 그것과 동등한 동력원중 한 개의 고장(2) ,

작동시험 인입장치의 적절한 기능성을 작동시험으로서 증명하여야 한다(d) : .

위치 표시기 및 경보장치 인입장치를 가진 비행기는 바퀴위치 표시기 표시기를 작동시키(e) : (

기 위해 필요한 스위치 포함 또는 착륙장치가 내림 또는 올림 의 위치로 고정된 것을 조) ( )

종사에게 알려주는 장치가 있어야 하며 이 장치는 다음 기준에 따라 설계하여야 한다, .

스위치가 사용되는 경우에는 착륙장치가 완전히 내려지지 않았을 때 내린 상태로 고정(1) 「

됨 또는 착륙장치가 완전히 접히지 않았을 때 올린 상태로 고정됨 과 같은 잘못된,」「」

표시를 하지 않도록 착륙장치의 기계적인 계통에 배치하고 연결하여야 한다 스위치는.

실제 착륙장치의 잠금걸쇠나 잠금장치에 의해 작동되는 곳에 배치할 수 있다.

착륙장치가 내린 상태로 고정되지 않았을 때 착륙을 시도하면 계속해서 또는 주기적으로(2)

반복해서 운항승무원에게 청각적인 경고를 주어야 한다.

경고는 착륙을 포기하고 재 상승하거나 착륙장치가 고정될 때까지 충분한 시간동안 계속(3)

되어야 한다.

상기 항에서 규정된 경고는 운항승무원이 본능적으로 부주의하게 또는 습관적인 행동(4) (2)

등에 의해 인위적으로 차단하는 수단이 없어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1572

청각신호를 발생하는 장치는 오작동이나 결함이 없도록 설계하여야 한다(5) .

경고장치의 작동을 방해할 수 있는 착륙장치 청각경고를 못하게 하는 계통들의 결함은(6) ,

발생하지 않아야 한다.

바퀴집 내부의 장비 보호 비행기의 안전한 운항에 필수적인 장비품이 바퀴집에 위치하(f) :

였다면 다음과 같은 손상효과로부터 보호되어야 한다, .

과열에 의해서는 타이어가 파열되지 않음이 입증되지 않은 경우 타이어 파열(1) ,

벗겨진 쓰레드에 의해서는 손상되지 않음이 입증되지 않는 경우 타이어 쓰레드 손실(2) ,

차륜25.731 (Wheel)

각각의 주륜 과 전륜 은 승인된 것이어야 한다(a) ( ) ( ) .主輪前輪

아래의 상태에서 각 차륜의 정격 최대 정하중은 정적 지면반력 이상이어야 한다(b) .

설계최대중량 상태(1)

임계중량중심 상태(2)

각 차륜의 정격 최대제한하중은 적용되는 기술기준 의 지상하중 요구조건으로 결정(c) , part 25

된 방사선방향의 최대제한하중 이상이어야 한다.

과압으로 인한 파열방지 차륜 및 타이어 조립체에 대한 과도한 압력으로 인하여 생길 수(d) :

있는 차륜결함 및 타이어 파열을 방지할 수 있는 장치가 각 차륜에 대하여 있어야 한다.

제동차륜 각 제동차륜은 항의 적용규정을 만족하여야 한다(e) : 25.735 .

타이어25.733

착륙장치 축에 한 개의 차륜 및 타이어가 장착되어 있는 경우 다음과 같을 때 승인된 정(a) ,

격하중을 초과하지 않고 임계조건에서 승인된 정격속도를 초과하지 않는 적절한 타이어를

차륜에 장착하여야 한다.

주륜 타이어는 비행기중량 최대중량까지 및 중량중심위치가 가장 불리한 조합일 때 의(1) ( )

하중

전륜 타이어는 항에서 규정하는 지면반력에 상당하는 하중(2) ( ) (b)(1)前輪

전륜 타이어에 적용되는 지면반력은 다음과 같이 규정된다(b) .

비행기 중량 최대 주기장 중량까지 및 중량중심위치가 가장 불리한 조합이고 중량중심에(1) ( ) ,

의 힘을 아래방향으로 가할 때 타이어의 정적인 지면반력 이 하중이 타이어 정격하1.0g , .

중을 초과하지 않아야 한다.

비행기 중량 최대 착륙중량까지 및 중량중심위치가 가장 불리한 조합이고 중량중심에 아(2) ( ) ,

래방향으로 의 힘과 전방으로 인 힘을 가할 때 타이어의 지면반력 이 경우 반1.0g 0.31g , .

력은 정역학 법칙에 의해 이러한 지면 반작용을 발생할 수 있는 제동장치를 가진 각 차

륜에서 수직하중의 배인 항력 반작용이 전륜과 주륜에 분배되어야 한다 이러한 전륜0.31 .

타이어 하중은 타이어 정격하중의 배를 초과하지 않아야 한다1.5 .

비행기 중량 최대 주기장 중량까지 및 중량중심위치가 가장 불리한 조합이고 중량중심에(3) ( ) ,

아래방향으로 의 힘과 전방으로 인 힘을 가할 때 타이어의 지면반력 이 경우1.0g 0.20g , .

반력은 정역학 법칙에 의해 이러한 지면 반작용을 발생할 수 있는 제동장치를 가진 각

차륜에서 수직하중의 배인 항력 반작용이 전륜과 주륜에 분배되어야 한다 이러한 전0.20 .

륜 타이어 하중은 타이어 정격하중의 배를 초과하지 않아야 한다1.5 .

이중식 또는 이중복식과 같이 착륙장치 축에 한 개 이상의 차륜 및 타이어가 장착되어 있(c)

는 경우 다음과 같을 때 승인된 정격하중을 초과하지 않고 임계조건에서 승인된 정격속도,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1573

를 초과하지 않는 적절한 타이어를 차륜에 장착하여야 한다.

각 주륜 타이어는 항에서 규정하는 하중의 배(1) (a)(1) 1.07

각 전륜 타이어는 항 항 항 및 항에서 규정한 하중(2) (a)(2) , (b)(1) , (b)(2) (b)(3)

인입식 착륙장치에 장착한 각각의 타이어는 사용 중 예상되는 해당 형식의 최대 크기에서(d)

타이어와 주변의 구조 또는 계통이 접촉하지 않도록 주위의 구조 및 계통들과 충분한 간

격이 있어야 한다.

승인된 최대이륙중량이 를 초과하는 비행기의 경우 제동장치가 있는 차(e) 34,000kg(75,000lbs) ,

륜에 장착되는 타이어는 건조한 질소 또는 불활성임이 입증된 다른 기체로 충진시켜야 하

며 이 때 타이어 내의 혼합기체에 포함된 산소의 체적비율은 이하가 되어야 한다, 5% .

단 타이어가 열을 받더라도 내부 재질이 휘발성 기체를 생성하지 않거나 타이어의 온도, ,

에 의해 불안전한 상태가 발생하지 않는 수단이 있음이 입증된 경우에는 해당되지 않는다.

제동장치 및 제동계통25.735

승인 차륜 및 제동장치로 구성되는 각 조립체는 승인을 받은 것이어야 한다(a) : .

제동계통 용량 제동계통 및 그 관련 계통과 구성품은 다음을 만족하도록 설계하고 제작(b) :

하여야 한다.

전기식 공압식 유압식 또는 기계식 연결요소나 전달요소에 결함이 발생하는 경우 또는(1) , ,

하나의 유압원 혹은 기타 제동장치를 구동하도록 에너지를 공급하는 공급원을 상실한 경

우에 항에서 정해지는 착륙거리의 배 미만인 제동 롤 정지거리에서 비행기가 멈출25.125 2

수 있어야 한다.

제동장치나 그 부근에서 결함이 발생한 후에 제동유압계통의 유체 손실은 지상에서나 비(2)

행 중에 위험한 화재를 일으키거나 지속하게 하는 정도의 양이 되지 말아야 한다.

제동장치의 조작 제동장치의 조작은 다음을 만족하도록 설계하고 제작하여야 한다(c) : .

조작 시 과도한 조작력을 요구하지 않을 것(1) .

자동제동계통이 장착되어 있다면 다음과 같은 장치가 있어야 한다(2) .

해당 계통을 작동시키고 작동해제 시키는 장치(i)

조종사가 수동 제동장치를 사용하여 자동제동계통의 작동을 멈출 수 있는 장치(ii)

주차 제동장치 한 개 엔진은 최대추력 상태이고 나머지 엔진 하나 혹은 모두가 지상에서(d) :

최대 공회전 추력인 상태가 가장 위험한 상태로 상호 조합되었을 때 비행기는 건조하고

편평한 포장 활주로에서 구르는 것을 방지할 수 있도록 주차 제동장치를 가지고 있어야

한다 주차 제동장치는 조작장치를 주차 위치로 놓았을 때 추가적인 조작이 없어도 구름을.

방지할 수 있어야 한다.

미끄럼 방지계통 미끄럼 방지계통을 장착한 경우에는 다음을 만족하여야 한다(e) : .

추가 조작 없이도 예상되는 모든 활주로 상태에서 원활하게 작동하여야 한다(1) .

자동제동계통이 장착된 경우에 항상 이에 우선하여 작동하여야 한다(2) .

운동에너지 용량(f)

설계착륙정지 설계착륙정지는 최대착륙중량에서의 착륙정지를 의미한다 각 차륜 제동(1) : . ,

장치 및 타이어 조립체에 대해서 설계착륙정지 시의 제동 운동에너지 흡수 요건을 결정

하여야 한다 제동장치에 대해 정해진 마모범위에 걸쳐서 운동 에너지 수준보다 작지 않.

은 흡수 능력을 차륜 제동장치 및 타이어 조립체가 가지고 있음을 동력계 시험으로서 실,

증하여야 한다 비행기 제조업체의 제동 요구조건으로부터 산출한 에너지 흡수율이 만족.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1574

되어야 한다 평균 감속은. 3m/sec2(10ft/sec2 보다 작지 말아야 한다) .

최대 운동에너지 가속 정지 최대 운동에너지 가속 정지는 비행기의 이륙중량과 속도가(2) - : -

가장 치명적인 상태로 조합되어 있을 때의 이륙단념을 의미한다 각 차륜 제동장치 및. ,

타이어 조립체에 대해 가속 정지 제동 운동에너지 흡수 요건을 결정하여야 한다 제동장- .

치에 대해 정해진 마모범위에 걸쳐서 운동 에너지 수준보다 작지 않은 흡수 능력을 차륜,

제동장치 및 타이어 조립체가 가지고 있음을 동력계 시험으로서 실증하여야 한다 비행기.

제조업체의 제동 요구조건으로부터 산출한 에너지 흡수율이 만족되어야 한다 평균 감속.

은 1.8m/sec2(6ft/sec2 보다 작지 말아야 한다) .

가장 엄격한 착륙정지 가장 엄격한 착륙정지는 비행기의 착륙중량과 속도가 가장 치명(3) :

적인 상태로 조합되어 있을 때의 정지를 의미한다 각 차륜 제동장치 및 타이어 조립체. ,

에 대해 가장 엄격한 착륙정지 제동 운동에너지 흡수 요건을 결정하여야 한다 제동장치.

의 열 싱크가 완전히 마모되는 한계로 정해진 값에서 운동 에너지 수준보다 작지 않은

흡수 능력을 차륜 제동장치 및 타이어 조립체가 가지고 있음을 동력계 시험으로서 실증,

하여야 한다 가장 엄격한 착륙정지는 발생 가능성이 아주 없는 결함 상태에 대해서 또는.

최대 운동에너지 가속 정지 에너지가 더 엄격한 경우에는 고려할 필요가 없다- .

고 운동 에너지 동력계 정지 후의 제동장치 조건 항에서 요구하는 고 운동 에너지 정(g) : (f)

지에 대한 실증에 이어 분 동안 주차 제동장치가 즉시 그리고 완전히 작동할 때 주차 제, 3

동장치를 적용하고 최소 분간 타이어나 차륜 및 제동장치 조립체에 대한 화재를 포함하5

여 비행기의 안전과 완전한 탈출을 저해할 수 있는 어떠한 상태도 발생하지 않음을 또는(

정지 중에 발생하지 않음을 실증하여야 한다) .

저장에너지 계통 항의 규정에 적합함을 입증하기 위하여 저장 에너지 계통을 사용(h) : (b)(1)

하는 경우에는 사용 가능한 저장 에너지를 비행 승무원에게 지시하여 주는 장치가 있어야

한다 사용 가능한 저장 에너지는 다음의 조항을 실행하기에 충분한 양이어야 한다. .

미끄럼 방지 계통이 작동하지 않을 때 최소 개의 제동장치를 완전히 작동시켜야 한다(1) 6 .

비행기운용을 인가 받은 모든 활주로 표면 조건에서 미끄럼 방지 계통이 작동할 때 비행(2)

기를 완전히 정지시킬 수 있을 것.

제동장치 마모 지시계 열 싱크가 허용 가능한 한계까지 마모되었을 때 각 제동장치 조립(i) :

체에 이를 지시하여 주는 장치가 있어야 한다 이 장치는 신뢰성이 있고 쉽게 볼 수 있는.

것이어야 한다.

과열 파열 방지 제동장치 온도 상승으로 인한 차륜의 결함 타이어 파열 또는 이 모두를(j) : ,

방지할 수 있는 장치가 각 제동 차륜에 있어야 한다 또한 모든 차륜은 항의 요건. 25.731(d)

을 만족하여야 한다.

호환성 비행기 및 해당 계통과의 차륜 및 제동장치 조립체 호환성이 실증되어야 한다(k) : .

스키25.737

스키는 승인된 것이어야 한다 각 스키의 정격 최대제한하중은 기술기준 에서 적용되는. Part 25

지상하중 요구조건에 의해 결정된 최대제한하중 이상이어야 한다.

플로트 및 선체(floats) (hulls)

주 플로트 의 부력25.751 (float)

주 플로트는 다음 기준에 적합한 것이어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1575

민물에서 수상기 또는 수륙양용기의 최대중량을 지지하기 위해 필요한 부력을 초과하(a) 80%

는 부력.

체적이 거의 동일한 다섯 개 이상의 방수구획실이 있을 것(b) .

주 플로트의 설계25.753

각각의 주 플로트는 승인된 것으로 항의 기준에 적합하여야 한다25.521 .

선체25.755 (Hulls)

선체 는 인접한 어느 두개의 구획실이 침수되어도 험한 민물에서 전복 가능성을 최소(a) (hull)

화하기 위해 확실한 안전성의 여유를 제공하도록 충분한 방수구획실과 선체 의 부력(hull)

및 보조 플로트 타이어가 있는 경우 이를 포함 가 있어야 한다( , ) .

구획간의 통로를 마련하기 위해서 방수 문이 있는 격벽을 사용할 수도 있다(b) .

승객 승무원 및 화물을 위한 설비,

조종실25.771

조종실 및 그 장비품은 최소의 운항승무원 항의 기준에 따라 설정됨 이 과도한 주의(a) (25.1523 )

를 기울이거나 피로하지 않게 임무를 수행할 수 있도록 설비하여야 한다.

항에 열거한 주조종장치 케이블 및 조종간은 제외 는 최소의 운항승무원 항(b) 25.779(a) ( ) (25.1523

의 기준에 따라 설정됨 중 어느 승무원 또는 조종장치의 모든 부분을 프로펠러를 고려하여)

배치하여야 한다 이는 프로펠러 회전면의 전후 각도를 이루는 프로펠러 허브 중심선에. 5°

의해 생성되는 표면과 내측 프로펠러의 회전면 사이 구역에는 배치하지 않는 것을 의미한

다.

부조종사를 위한 설비가 있다면 각각의 조종석에서 동등하고 안전하게 비행기를 조종할 수(c)

있어야 한다.

조종실은 비 또는 눈이 오는 중에 비행하는 경우에도 승무원을 혼란시키거나 또는 구조부(d)

위를 손상하는 누수가 없도록 설계하여야 한다.

조종실 장비품의 진동 및 소음특성이 비행기의 안전한 운항을 방해하지 않아야 한다(e) .

조종실의 문25.772

조종실과 객실 사이에 잠글 수 있는 문을 장착한 비행기는 다음 기준을 고려하여야 한다.

승객의 최대 좌석수가 인 이상인 비행기는 승무원과 승객이 비상탈출구로 가기 위해 이(a) 20

문을 사용할 필요가 없도록 비상탈출구를 설계하여야 한다.

조종실 문이 정체되는 경우에도 운항승무원이 조종실에서 객실로 직접 들어갈 수 있는 방(b)

법이 있어야 한다.

조종승무원이 무능력하게 되었을 경우에는 비행보조자가 조종실에 들어갈 수 있는 비상방(c)

법이 있어야한다.

조종실의 시계 확보25.773 ( )視界

비가 오지 않는 상태(a)

비가 오지 않는 경우에 대해 다음 기준을 적용한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1576

조종실은 충분히 넓은 투명하고 일그러지지 않는 시야를 제공하고 조종사가 지상활주 이(1) , ,

륙 진입 및 착륙을 포함하는 비행기의 모든 운용한계 기동을 안전하게 수행할 수 있어야,

한다.

조종실은 최소 운항승무원 항의 기준에 따라 설정된 의 통상 임무를 방해하는 직사(2) (25.1523 )

광선이나 반사광의 영향을 받지 않아야 하며 이것을 비가 오지 않는 날의 주간비행시험

및 야간비행시험으로 입증하여야 한다.

비가 오는 상태(b)

비가 오는 경우에 대해 다음 기준을 적용한다.

비행기의 통상적인 비행자세에 있어서 비행경로를 따라 정부 조종사가 충분히 넓은 시(1) ․

야를 확보하도록 비가 오는 상황에서 전면창의 투명한 부분을 유지하는 수단이 있어야

한다 이 수단은 다음의 항 과 항의 상태 하에서 승무원이 계속되는 주의를 기울이. (i) (ii)

지 않아도 작동하도록 설계하여야 한다.

호우상태에서 고양력장치를 접고(i) , 1.5VSR1까지 증속

결빙조건에서 비행 인증을 받고자 하는 경우에는 항에 명시된 결빙조건(ii) 25.1419

정조종사를 위해서 다음 항 또는 항의 기준에 적합한 것을 구비하여야 한다(2) (i) (ii) .

객실이 여압되지 않았을 때 상기 항에서 규정한 상태에서 열 수 있고 가 항에서(i) , (b)(1) “ ”

규정한 시계를 제공하며 조종사의 시계를 방해하는 여러 가지 요소로부터 충분히 보호,

될 수 있는 창

심한 우박에 의한 손상 가능성을 고려하여 상기 항에 규정된 상태에서도 깨끗한 시(ii) (b)(1)

계를 유지할 수 있는 대체 수단

전면창 및 측면창의 내측이 흐려지는 현상(c)

비가 오는 상태를 포함한 비행기가 운용되는 모든 내외부의 대기상태에 있어서 항에 규, , (a)

정된 시계를 제공하는 전면창 및 측면창 내측의 흐려짐을 방지하는 수단이 있어야 한다.

각 조종석에는 조종사가 외부 시계성과 계기관찰의 최적 조합을 얻기 위해 좌석위치를 결(d)

정할 수 있도록 고정된 표시 또는 다른 안내지침이 있어야 한다 점등식 표시나 안내지침.

을 사용하는 경우에는 항의 기준을 만족하여야 한다25.1381 .

전면창 및 측면창25.775

내측 유리판은 파편이 생기지 않는 재료를 사용하여야 한다(a) .

조종사 정면에 있는 전면 유리창 및 지지구조는 조종사가 통상적인 임무를 수행할 때(b) ,

의 조류가 비행경로를 따라서 항에 의해 선정된 해면고도 기준의1.8kg(41b) 25.335(a) VC값

과 같은 상대속도로 충돌해도 관통되지 않고 견딜 수 있어야 한다.

위험한 전면창 파편 발생 가능성이 극히 적다는 것을 해석 또는 시험으로 입증하지 않는(c)

한 조류충돌 때문에 생기는 전면창 파편으로 인한 조종사의 위험을 최소화하는 수단이 있,

어야 한다 다음과 같은 조종실 내의 각 투명한 창에 대해 이 항목의 적합성을 입증하여.

야 한다.

비행기의 전면에 있는 창(1)

기축에 대해 이상의 경사가 있는 창(2) 15°

파편이 조종사에게 위험을 미치는 위치에 있는 창(3)

여압장치를 구비한 비행기의 전면창 및 측면창은 연속적이고 주기적인 여합하중 사용재료(d) ,

의 고유한 특성 재질 및 온도 및 온도차이의 영향 등을 포함한 고고도 비행의 특이한 요,

소들을 기초로 설계하여야 한다 전면창 및 측면창은 장착 또는 관련계통에서 하나의 결함.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1577

이 있더라도 객실 여압차이에 의한 최대하중과 임계 공력압 및 온도효과를 조합한 하중에,

견딜 수가 있어야 한다 이 경우 운항승무원 항의 규정에 의해 설정된 이 결함을 확. , (25.1523 )

실히 인식하고 비행기의 안전운항을 위해 적절한 운용한계에 따라 객실여압을 최대 값에,

서 객실고도 이하로 감소시키는 것을 가정해도 좋다4.500m(15,000ft) .

조종사 전방의 전면창은 어느 단위 창의 시계가 불량한 경우 조종사석에 있는 조종사가(e) ,

하나 이상의 나머지 창을 사용하여 계속적으로 안전한 비행 및 착륙을 할 수 있도록 구성

하여야 한다.

조종실 조종장치25.777

모든 조종장치는 편리한 조작을 보장하고 혼동 및 부주의한 조작을 방지하도록 배치하여야(a)

한다.

조종실 조종장치의 작동방향은 항의 요구조건에 적합하여야 한다 가능한 한 다른(b) 25.779 .

조종장치의 작동에 포함되는 운동감각은 비행기 또는 작동되는 부분의 작동효과와 일치하

여야 한다 회전시켜서 조작하는 조종장치는 끈 상태에서 최대작동 위치까지 시계방향으.

로 작동하도록 하여야 한다.

조종장치는 신장이 부터 사이인 운항승무원이 좌석벨트(c) 1m 58cm(5ft 2in) 1m 91cm(6ft 3in)

와 어깨끈 장착되어 있는 경우 을 조여서 착석하고 있을 때 최소 운항승무원 항의( ) , (25.1523

기준에 따라 설정된 의 피복이나 조종실 구조부위에 닿지 않고 조작범위 내에서 자유로운)

조작이 가능하도록 조종석을 고려하여 배치하여야 한다.

엔진 조작의 혼동을 피하기 위해 각 엔진을 위한 동일한 조종장치를 배치하여야 한다(d) .

플랩 및 기타 보조 양력장치의 조작장치는 쓰로틀 후방의 받침대 중앙 상부 또는(e) (Pedestal)

받침대 중심선의 우측으로 착륙장치 조작장치에서 후방으로 이상 떨어진 곳에25cm (10in)

배치하여야 한다.

착륙장치 조작장치는 쓰로틀 전방에 있어야 하며 안전벨트 및 어깨끈 장착되어 있는 경우(f) , ( )

을 조여서 착석하고 있는 각 조종사가 조작할 수 있어야 한다.

조작장치 손잡이는 항에서 규정하는 형태의 것이어야 한다 조작장치 손잡이들은 같(g) 25.781 .

은 색이어야 하며 다른 목적으로 사용되는 조작장치 손잡이 및 주위의 조종실 색과 대비,

되어야 한다.

최소 운항승무원 항의 기준에 의해 설정된 의 일원으로서 항공기관사가 필요한 비행(h) (25.1523 )

기는 운항승무원이 서로를 방해하지 않고 각자의 임무를 효과적으로 수행할 수 있도록 배

치한 항공기관사의 좌석을 구비하여야 한다.

조종실 조종장치의 조작 및 효과25.779

조종실 조종장치는 다음과 같이 조작하고 작동하도록 설계하여야 한다.

공기역학적인 조종장치(a)

주조종장치(1)

조종장치 조 작 효 과

보조익 오른쪽 시계방향 으로( ) 우익이 내려감

승강타 후방으로 기수가 올라감

방향타 오른쪽페달 전방으로 기수가 오른쪽으로

차 조종장치(2) 2


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1578


플랩

또는 보조 양력장치( )

전방으로 플랩을 올림

후방으로 플랩을 내림

트림 탭

또는 동등한 것( )회전

조종장치 축에 평행한

비행기 축을 기준으로

같은 방향 회전

동력장치 및 보조 조작장치(b)

동력장치 조작장치(1)


출력 또는 추력전방 전방추력 증가

후방 후방추력 증가

프로펠러 전방 회전수 증가

혼합기 조작장치 전방 또는 위로 농도를 진하게 함

기화기 공기예열장치 전방 또는 위로 차갑게 함

과급기 전방 또는 위로 낮은 송풍

터보 과급기( ) 전방 위 또는 시계방향, 압력 증가

보조 조작장치(2)


착륙장치 아래 방향 착륙장치 내림

조종실 조종장치 손잡이의 형태25.781

조종실 조종장치의 손잡이는 다음 그림과 같은 일반적인 형태와 일치하여야 한다 단 모양이. ,

나 비율이 꼭 같을 필요는 없다


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1579

25.783 출입구 문

(a) 일반사항 본 절은 문 해치 여닫이 창문 접근용 패널 커버 등을 포함한 여닫이를 위(a) . , , , ,

하여 공구가 필요하지 않는 동체 외부의 문에 적용한다.

또한 본 절은 에 명시된 파손조건 하에서의 이차 벌크헤드로 기능하도록 설계된Part 25

벌크헤드를 포함하여 여압 벌크헤드를 관통하는 해치 또는 문에 적용한다.

이러한 문은 여압 또는 비여압 비행 상태를 모두 고려하여 본 절의 요건에 적합해야 하

며 다음과 같이 설계되어야 한다, . :

각 문은 기계적인 고장 또는 단일 구조 요소의 파손으로 인하여 비행 중 문이 열리는 것(1)

을 방지하는 기능이 구비되어야 한다.

잠금장치가 풀릴 경우 위험해 질 수 있는 문의 경우 여압 및 비여압 비행 상태에서 비행(2)

중 문이 완전히 닫히고 걸려있고 잠긴 상태가 풀릴 가능성이 극히 희박하도록 설계되어, ,

야 한다 이것은 안전성 해석을 통하여 입증되어야 한다. .

문의 작동 시스템의 각 요소들은 오작동을 발생시킬 가능성이 있는 잘못된 조립이나 조정(3)

의 가능성이 최소화 될 수 있도록 설계하거나 또는 확실하고 영구적인 표식을 하여야 한

다.

문의 잠금 상태나 걸림 상태를 풀 수 있는 모든 전원은 비행 전에 자동적으로 잠금장치나(4)

걸림장치와 분리되어야 하고 비행 중 문에 전원을 회복시킬 수 없어야 한다, .

각각의 제거 가능한 볼트 스크루 너트 핀 또는 기타 제거 가능한 패스너는 항의(5) , , , 25.607

잠금 요건을 만족해야 한다.

항에서 명시된 특정 문은 항부터 항까지의 비상출구 관련 요건을 만(6) 25.807(h) 25.809 25.812

족해야 한다.

사람에 의한 열림 비행 중 사람의 부주의한 행동으로 인하여 문이 열리는 것을 방지할 수(b) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1580

있는 수단이 구비되어야 한다 또한 비행 중 사람이 의도적으로 문을 열 수 있는 가능성을.

최소화하도록 설계 시 예방조치를 취하여야 한다 예방조치로서 보조장치를 사용하는 경우.

에는 이러한 장비들 및 관련 시스템은 다음과 같이 설계되어야 한다.

단일고장으로 인해 하나 이상의 출구가 열리지 말아야 한다그리고(1) .

착륙 이후에 출구가 열리는 것을 방해하는 고장의 가능성이 희박해야 한다(2) .

여압손실방지수단 여압을 받고 있는 문이 완전히 닫혀서 래치가 걸리고 잠겨진 상태가 아(c) .

니라면 비행기 여압이 불안전한 상태까지 손실되는 것을 막을 수 있는 수단이 있어야 한,

다.

이러한 수단은 발생 가능성이 거의 없을 것으로 입증되지 않은 단일고장 또는 복합적인(1)

고장 이후에도 기능을 할 수 있도록 설계되어야 한다.

문이 어떤 위치에 있더라도 열려진 상태로 여압 손실을 계속 방지할 수 있거나 안전하게(2)

문을 닫고 래치를 걸 수 있다면 본 절의 항에서 규정하는 조건을 충족하는 문은 전용, (h)

여압손실 방지 수단을 구비할 필요는 없다 이것은 단일결함 및 단일 오작동의 경우에 대.

해 입증하여야 한다 단 다음의 경우는 예외로 한다. , .

걸림장치의 고장 또는 오작동 상태에서 문을 닫은 후 래치를 걸 필요가 없을때 또한( ) .ⅰ

이물질 또는 걸림장치의 고장으로 인한 재밍 시 여압 하중으로 인하여 재밍된 문 또는( )ⅱ

걸림장치가 위험한 상황을 발생시키지 않음을 입증하는 경우 문은 닫히고 걸릴 필요가

없다.

걸림 및 잠김 걸림 및 잠김 장치는 다음과 같이 설계되어야 한다(d) . . :

각각의 문을 걸 수 있는 수단이 구비되어 있어야 한다(1) .

걸림 및 그 작동 장치는 모든 비행 및 지상 하중 조건에서 걸림 장치를 풀 수 있는 힘 또(2)

는 토크의 발생 경향이 없도록 설계되어야 한다 이에 추가하여 걸림 장치는 걸림 위치에.

서 걸림 상태를 보호할 수 있는 수단이 포함되어야 한다 이 수단은 잠금 장치와 독립적.

이어야 한다.

여압을 받는 문의 최초 열림 방향이 안쪽이 아닌 문은 다음을 충족하여야 한다(3) .

각 걸림장치에는 독립적인 잠금장치가 있어야 한다( ) .ⅰ

가능한 한 걸림장치에 가까운 위치에 잠금장치가 위치해야 한다 그리고( ) . ;ⅱ

여압비행 중 잠금장치에 단일고장이 발생하더라도 문을 고정하는 걸림장치를 잠금장치( )ⅲ

가 훼손하지 말아야 한다.

문의 최초 열림 방향이 안쪽이면서 문의 걸림장치가 해제되는 경우 위험을 초래할 수 있(4)

다면 걸림장치가 풀리는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다 잠금장치는 걸림장치에 단일, .

고장이 발생하더라도 문이 열리지 않도록 걸림상태를 충분히 유지하여야 한다.

걸림장치가 걸림 위치에 있지 않을 경우에는 잠금장치를 잠금위치로 할 수 없어야 한다(5) .

잠금장치가 잠금위치에 있는 경우 걸림장치가 풀리지 말아야 한다 잠금은 다음으로 인한(6) .

제한하중을 견딜 수 있도록 설계되어야 한다.

걸림장치가 수동으로 작동될 때 작동자가 가할 수 있는 최대 힘( ) ;ⅰ

걸림 작동기가 장착되어 있는 경우 작동기( ) ;ⅱ

걸림장치와 관련 구조물 간의 상대 운동( )ⅲ

잠금장치가 풀리더라도 위험을 초래하지 않는 문의 경우에는 본 절의 항부터(7) (d)(3) (d)(6)

항의 요건을 만족하는 잠금장치가 요구되지 않는다.

경고 주의 및 지시 문은 다음을 표시할 수 있는 수단이 있어야 한다(e) , . . :

작동자가 각 문을 작동시키는 위치에는 닫힘 걸림 및 잠금이 완료되었음을 확실히 표시(1) ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1581

하는 수단이 있어야 한다.

(2) 걸림장치가 풀릴 경우 위험을 초래할 수 있는 문에 대해서는 각 작동자의 작동 위치에서

문이 완전히 닫히고 걸렸으며 잠기지 않은 상태임을 확실히 표시하는 수단이 있어야 한다.

문이 완전히 닫히고 걸리고 잠기지 않은 경우 조종실 내의 조종사에게 이를 표시하는 시(3) , ,

각적 방법이 구비되어야 한다 이 방법은 다음의 문에 있어서 고장 또는 복합적인 고장.

이 발생하더라도 닫힘 걸림 및 잠김에 관한 잘못된 표시를 나타내지 말아야 한다, .

여압을 받으면서 최초 열림 방향이 안쪽이 아닌 문 또는( ) ;ⅰ

걸림이 풀릴 경우 위험해질 수 있는 문( )ⅱ

문이 완전히 닫히고 걸리고 잠기지 않았으며 열릴 경우 비행기의 안전한 이륙 및 착륙에(4)

방해가 되는 경우에는 이륙 활주 전 또는 초기 이륙 활주 중에 음성경고를 조종사에게

주어야 한다.

육안 검사 수단 문의 걸림장치가 풀릴 경우 위험해 질 수 있는 문의 경우 문이 완전히 닫(f) .

히고 걸리고 잠겼음을 확실하게 확인할 수 있는 육안 검사 수단이 구비되어야 한다, , .

이 수단은 운항 중의 조명상태에서 영구적으로 식별할 수 있는 방식이거나 점멸등 또는 이

와 동등한 광원에 의하여 식별할 수 있는 방식이어야 한다.

정비용 문 탈착식 비상출구 및 점검창 정비 또는 비상탈출의 경우를 제외하고 통상적으로(g) , .

사용하지 않는 문 및 점검창은 다음 사항에 적합할 필요는 없다.

여압을 받지 않으며 비행 중 열려도 위험을 초래하지 않는 점검창의 경우에는 본 절의(1)

항부터 항까지의 요건에 적합할 필요가 없다 그러나 비행 중 부주의하게 열리는 것(a) (f) .

을 방지하는 수단이 있어야 한다.

안쪽 방향으로 열리는 탈착식 비상출구로서 정비목적이나 비상탈출의 목적 외에 정상 상(2)

태에서는 제거되지 않는 출구 및 조종실의 열림이 가능한 창문의 경우에는 본 절의 항(c)

및 항에 적합할 필요가 없다(f) .

본 절의 항의 조건에 적합한 정비용 문 및 문에 정비용 목적으로 사용을 제한한다는(3) (h)

게시물이 부착된 문의 경우에는 본 절의 항 및 항에 적합할 필요가 없다(c) (f) .

위험성이 없는 문 본 절의 목적상 다음에 대하여 모두 적합성을 입증하는 경우에는 비행(h) .

중 문의 걸림장치가 풀리더라도 위험하지 않는 것으로 간주된다. :

문이 이상의 압력을 받고 있을 때 걸림장치에 의하여 문이 구속되지 않더라도 여(1) 1/2 psi

압실 내의 문이 완전히 닫힘 상태로 유지되는 문 의도적이거나 부주의로 인한 상황과 관.

계없이 사람에 의한 열림은 본 결정 사항에 관계가 없다.

비여압 비행 상태 또는 여압 비행 상태에서 열리는 문의 경우 문은 비행기의 내부에 남아(2)

있거나 비행기에 붙어 있어야 한다 본 결정은 비여압 비행 상태 또는 여압 비행상태 중, .

의도적인 열림 및 부주의한 열림 모두를 고려해야 한다.

비행 중 걸림장치의 풀림으로 인하여 객실 내의 여압이 불안전한 수준까지 감압되어서는(3)

안된다 이 부분에 대한 안전평가는 탑승자에 대한 생리적인 영향까지도 포함되어야 한다. .

비행 중 열린 문으로 인하여 비행기의 안전한 이착륙이 방해될 수 있는 공기역학적 간섭(4)

이 발생해서는 안 된다.

비행기는 문이 열린 상태에서도 구조설계 요건을 충족하여야 한다 본 평가에는 항(5) . 25.629

의 공탄성 요건과 본 장의 의 구조강도 요건을 포함해야 한다Subpart C .

걸림장치의 풀림이나 문의 열림으로 인하여 다른 시스템이나 구조물과의 간섭이 발생해서(6)

안전한 비행 및 착륙을 방해하지 말아야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1582

좌석 침대 안전벨트 및 어깨끈25.785 , , (Harnesses)

만 세 이상의 모든 탑승자를 위한 좌석 걷지 못하는 사람을 위한 침대 을 구비하여야 한(a) 2 ( ) 다.

이착륙 중에 탑승자가 점유할 수 있는 위치에 있는 좌석 침대 안전벨트 어깨끈 및 그 주(b) , , ,

변 부품은 비상착륙 중에 항 및 항에 규정된 관성력에 의해서 중상을 입지 않25.561 25.562

도록 탑승자가 이러한 장비들을 적절히 사용할 수 있게 설계하여야 한다.

좌석 및 침대는 승인을 받아야 한다(c) .

비행기의 중심선을 포함하는 수직면과 이상의 각도를 이루는 좌석에 있는 탑승자는 팔(d) 18° ,

어깨 머리 및 척추를 지지하는 에너지 흡수가 가능한 자리와 안전벨트를 사용하거나 또는,

다칠 수 있는 모든 물체에 머리가 닿지 않도록 하는 어깨끈과 안전벨트를 사용함으로써

머리가 다치지 않도록 보호되어야 한다 기타 다른 좌석의 탑승자는 안전벨트나 다음 사.

항 중 한가지 이상을 채택하여 각 좌석의 안면각도 적절한 형식과 위치로서 머리가 다치,

지 않도록 보호되어야 한다.

다칠 수 있는 모든 물체에 머리가 닿지 않도록 하는 어깨끈(1)

머리가 충돌할 수 있는 반경내의 모든 다칠 수 있는 물체 제거(2)

팔 어깨 머리 및 척추를 지지하는 에너지 흡수가 가능한 자리(3) , ,

침대는 앞부분에 보호끝판 칸막이 또는 이와 동등한 수단이 있어야 하며 이 것이(e) , , 25.561

항에 규정된 전방 관성력을 받을 때 탑승자의 정적인 하중 반작용을 견딜 수 있도록 설계

하여야 한다 침대는 비상상태에서 사용하는 사람이 다칠 수 있는 각이나 또는 돌기물이.

없는 것이어야 한다.

좌석 침대 및 그 지지구조 안전벨트 또는 어깨끈과 그 부착점은 해당 항공기의 모든 비행(f) , ,

및 지상하중상태 항에서 규정하는 비상착륙 상태를 포함 에서 탑승자 좌석 안전벨(25.561 ) , ,

트 어깨끈의 반작용력 관성력과 최대하중계수를 고려하여 설계하여야하며 이때 탑승자의, , ,

몸중량은 으로 산정한다 또한 다음 기준을 적용한다77kg(170lb) . .

좌석 침대 및 그 지지구조의 구조적인 해석 및 시험은 규정된 비행 지상 및 비상착륙상(1) , ,

태에 의해 결정된 앞방향 옆방향 아랫방향 윗방향 및 뒷방향의 임계하중이 별도로 작용, , ,

한다고 가정하거나 규정방향에 대해서 요구되는 강도를 대체할 수 있는 복합된 하중을,

사용하여 결정하여야 한다.

조종사용 좌석은 에서 규정하는 조종력을 작용시킴에 따라 생기는 반력을 고려하여(2) 25.395

설계하여야 한다.

좌석을 기체구조에 부착하는 것과 안전벨트 또는 어깨끈을 좌석이나 기체구조에 부착하는(3)

강도를 결정할 때는 에서 규정하는 관성력에 계수 항에 규정된 피팅 계, 25.561 1.33(25.625

수 대신 을 곱해야 한다) .

조종실내의 각 좌석에는 구속장치를 착용하고 앉아 있을 때 운항승무원이 하나의 체결점(g) ,

을 풀어서 모든 필요한 조종실 임무를 수행할 수 있는 안전벨트와 어깨끈이 복합된 구속

장치가 있어야 한다 이러한 복합 구속장치는 이것을 사용하지 않을 때 비행기 조종 및.

비상시 긴급탈출을 방해하지 않도록 고정되는 수단이 있어야 한다.

이착륙 중에 객실승무원이 사용하도록 객실 내에 지정된 좌석은 다음을 만족하여야 한다(h) .

승객이 비상탈출하는 다른 위치가 있는 경우를 제외하고 객실바닥 높이인 비상구에 가까(1)

울 것 또는 형태의 각 비상구 가까운 곳에는 객실승무원 좌석이 한 개씩 있어. "A" “B"

야 한다 다른 승무원 좌석은 객실바닥 높이인 비상구에 따라 편리한대로 균등하게 분포.

시킬 것.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1583

객실바닥 높이인 비상구가 요구하는 근접성을 유지한다면 객실승무원이 책임구역을 직접(2)

육안으로 확인할 수 있도록 위치를 넓히는 것도 가능하다.

좌석을 사용하지 않을 때는 통로 또는 출구 사용을 방해하지 않는 상태일 것(3)

앉아 있는 사람이 서비스 구역 수화물 보관 칸 서비스 장비 등에서 이탈하는 물체로 인(4) , ,

해 다칠 가능성이 최소화 되도록 위치시킬 것.

팔 어깨 머리 및 척추를 지지하는 에너지 흡수가 가능한 자리로서 앞을 보거나 또는 뒤(5) , ,

쪽을 보도록 설계할 것.

하나의 체결점으로 풀 수 있는 안전벨트와 어깨끈이 복합된 구속장치가 있어야 한다 이(6) .

것을 사용하지 않을 때 비행기 조종 및 비상시 긴급탈출을 방해하지 않도록 고정되는 수


안전벨트에는 금속으로 된 잠금장치가 있어야 한다(i) .

좌석 뒤편에 견고한 손잡이가 없다면 기상이 나쁜 상태에서 통로를 이동할 때 몸을 가눌(j)

수 있도록 통로를 따라 손잡이나 가로막대 를 구비하여야 한다(Rail) .

정상비행 중에 자리에 앉아 있거나 움직이는 사람이 다칠 수 있는 돌출부분은 덧대어 놓아(k)

야 한다.

운항규정에 의해 요구되는 감독자용 좌석은 필요한 노선탑승심사를 수행하기 위한 사용 적(l)

합성을 입증하여야 한다.

적재칸25.787

화물 수화물 기내휴대품 및 장비 구명정 등 의 적재칸과 기타의 적재칸은 표시된 최대 적(a) , , ( )

재물 중량 규정된 비행 및 지상하중상태와 항에서 규정하는 비상착륙상태에 따른, 25.561(b)

적절한 최대하중계수에서 임계하중분포를 고려하여 설계하여야 한다 단 비행기의 모든. ,

탑승자 아래 또는 앞쪽에 위치한 적재칸에는 비상착륙상태의 힘을 적용하지 않아도 된다.

조종사석을 제외한 승객좌석이 인 이상인 비행기는 승객의 편의를 위한 좌석 밑과 머리10 ,

위의 적재칸을 제외한 모든 객실내의 적재칸이 완전히 닫혀야 한다.

상기 항에서 규정하는 하중에서 적재칸의 내용물이 한쪽으로 몰리면서 위험해지는 것을(b) (a)

방지하는 수단이 있어야 한다 객실 및 조종실의 적재칸에 거는 방식의 문을 사용하는 경.

우 사용 중에 예상되는 마모 및 노화를 고려하여 설계하여야 한다, .

화물실에 전등을 장착하는 경우 전구가 화물과 접촉되지 않도록 장착하여야 한다(c) , .

객실 조종실 및 조리실내 중량물 고정25.789 ,

객실 조종실 및 조리실내의 중량물 비행기의 형식설계의 일부인 것 은 규정된 비행 및 지(a) , ( )

상하중상태와 항에서 규정하는 비상착륙상태에 따른 적절한 최대하중계수에서 한25.561(b)

쪽으로 몰리면서 위험해지는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다.

인터폰 고정장치는 항에서 규정하는 하중계수를 받을 때에도 인터폰이 원래의(b) 25.561(b)(3)

위치에 그대로 있도록 설계하여야 한다.

승객용 정보신호 및 표시25.791

흡연이 금지된 경우에는 객실에 앉아있는 모든 승객이 읽기 쉬운 표시가 적어도 한 개 이(a)

상 있어야 한다 흡연이 허용되고 객실이 조종실과 분리되어 있는 경우에는 흡연이 금지.

되는 시점을 알리는 표시가 적어도 한 개 이상 있어야 한다 흡연금지 표시는 운항승무원.

이 조작할 수 있어야 하고 금연표시등이 들어오면 모든 가능한 객실조명 상태에서 객실에,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1584

앉아있는 모든 승객이 읽을 수 있어야 한다.

안전벨트 착용표시는 운항승무원이 조작할 수 있어야 하고 착용표시등이 들어오면 모든(b) ,

가능한 객실조명 상태에서 객실에 앉아있는 모든 승객이 읽을 수 있어야 한다.

가연성 폐기물을 버리기 위해 사용하는 용기의 뚜껑이나 그 근처에는 담배 등을 버리는 것(c)

이 금지되어 있음을 알리는 표시를 하여야 한다.

화장실에는 금연 또는 화장실내 금연 표시를 입구 양쪽 눈에 잘 띄는 곳에 부착하여(d) “ ” “ ”

야 한다.

글자 대신에 신호 또는 표시의 의미를 명확히 표현하는 부호를 사용할 수도 있다(e) .

바닥 표면25.793

사용 중에 젖을 수 있는 모든 바닥표면은 미끄러지지 않는 특성이 있어야 한다.

보안25.795

조종실 보안 운항규정에 의해 요구되는 조종실 문은 다음을 고려하여 설계하여야 한다(a) : .

승인되지 않은 사람에 의한 강제적인 침입을 방지할 수 있으며 손잡이에 가해지는(1) , 250

의 일정한 인장 하중뿐만 아니라 문의 취약 위치에 가해지는pound (1,113 Newtons)

의 충격에 견딜 수 있어야 한다300Joule (221.3 foot-pounds) .

국제기준 의 과 동등(2) (U.S.A. National Institute of Justice Standard(NIJ) 0101.04 Level IIIa)

한 수준의 소형 무기나 절단장비에 의한 침입을 방지할 수 있어야 한다.

예비(b)

비상설비

비상착수25.801

비상착수설비에 대한 증명이 요구되는 경우에는 비행기가 항 항 및(a) 25.807(e) , 25.1411

항의 기준에 적합하여야 한다25.1415(a) .

물위에 비상착륙을 할 때 비행기의 움직임에 의해 탑승자가 즉시 부상을 입거나 또는 탈(b) ,

출하는 것이 불가능하게 되는 가능성을 최소화하는 것과 비행기의 일반적인 특성을 비교

하는 실질적인 설계평가가 이루어 져야 한다.

물위에 착륙할 때 비행기에 일어나는 상태를 모형시험이나 비상착수특성이 알려져 있는 유(c)

사한 형식의 비행기를 비교하는 방법으로 조사하여야 한다 이때 공기 흡입구 플랩 돌출. , ,

물 기타 비행기의 유체역학적 특성에 영향을 미칠 수 있는 모든 요소를 고려하여야 한다.

물위에 착륙할 때에 예상되는 통상적인 수상조건에서 탑승자 전원이 비행기를 떠나서(d)

항의 기준에 의한 구명정을 탈 때까지 비행기가 떠 있는 것과 균형 잡는 것이 가능25.1415

함을 입증하여야 한다 부력과 균형을 계산하여 이에 대한 적합성을 입증하는 경우 구조. ,

부위 파손 및 침수를 적절히 고려하여야 한다 연료방출장치를 장착한 비행기의 연료탱크.

가 누설 없이 비상착수를 견딜 수 있다고 예측되는 경우에는 방출 가능한 연료체적을 부

력체적으로 고려할 수 있다.

물위에 착륙할 때 비행기에 일어나는 상태 항 및 항에서 규정하는 에서 출구문과 창문(e) ((c) (d) )

의 파괴로 인한 영향을 고려하지 않는 경우에는 출구문과 창에 발생 가능한 최대 국부압

력에 견디도록 설계하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1585

비상탈출25.803

충돌 착륙시 비행기에 화재가 나는 것을 고려하여 객실 및 조종실에는 착륙장치를 편 상(a) ,

태에서도 접은 상태와 마찬가지로 신속한 탈출이 가능한 비상수단이 있어야 한다.

예비(b)

승객정원이 인을 넘는 비행기는 모의 비상 상황으로 운용 규칙에서 요구하는 승무원 수(c) 44 ,

를 포함하는 최대 탑승객이 초 이내에 비행기에서 지상으로 탈출할 수 있다는 것을 입90

증하여야 한다 이 요구조건에 대한 적합성은 부록 에 규정된 시험기준으로 실물 시험을. J.

함으로써 입증하여야 하나 해석과 시험을 조합하여 실물 시험과 동등한 자료를 얻을 수,

있다고 국토교통부장관이 인정하는 경우에는 해석과 시험을 조합하여 입증할 수 있다.

예비(d)

예비(e)

비상탈출구25.807

형식 비상탈출구의 형식은 다음과 같다(a) : .

형식 폭 이상 높이 이상인 사각형의 탈출구로 모서리는 반지(1) I : 61cm(24in) , 122cm(48in) ,

름이 이하인 둥근 형태이며 높이가 객실바닥면과 같아야 한다20cm(8in) , .

형식 폭 이상 높이 이상인 사각형의 탈출구로 모서리는 반지(2) II : 51cm(20in) , 112cm(44in) ,

름이 이하인 둥근 형태일 것 형식 비상탈출구는 그 높이가 객실바닥면과17cm(7in) . II

같아야 하지만 주익 위에 있는 경우에는 문턱의 높이가 기체 안쪽에서는 이하, 25cm(10in) ,

기체 바깥쪽으로는 이하인 것이 허용된다43cm(17in) .

(3) 형식 폭 이상 높이 이상인 사각형의 탈출구로 모서리는 반지름III : 51cm(20in) , 91cm(36in) ,

이 이하인 둥근 형태이며 문턱의 높이가 기체내부 쪽에서 이하인 것17cm(7in) , 50cm(20in) .

탈출구가 주익 위에 있는 경우에는 문턱의 높이가 기체 바깥쪽으로 이하인 것, 69cm(27in) .

형식 폭 이상 높이 이상인 사각형의 탈출구로 모서리는 반지름(4) IV : 48cm(19in) , 66cm(26in) ,

이 이하인 둥근 형태이며 턱의 높이가 기체 안쪽에서는 이하 기16cm(6.3in) , 74cm(29in) ,

체 바깥쪽으로는 이하인 문으로서 주익 위에 배치함91cm(36in) .

동체하부 비상탈출구 객실에서 여압격벽과 동체하부 표피를 통과하는 탈출구 이 탈출(5) : .

구의 크기와 물리적인 형태는 비행기의 착륙장치를 내리고 통상적인 지상 자세에 있을,

때 적어도 형식 비상탈출구 이상의 탈출능력을 가지도록 결정한다I .

꼬리부분 비상탈출구 객실에서 여압격벽과 여압격벽후방으로 열리며 꼬리부분을 통하여(6) : ,

비상 탈출이 가능한 형태의 탈출구로써 꼬리부분 탈출구를 여는 방법은 간단명료하고 일,

회 조작만으로 가능할 것.

형식 폭 이상 높이 이상인 사각형의 탈출구로 모서리는 반(7) A : 107cm(42in) , 183cm(72in)

지름이 이하인 둥근 형태이며 높이가 객실바닥면과 같다17cm(7in) .

형식 폭 이상 높이 이상인 사각형 탈출구로 모서리는 반지름(8) B : 81cm(32in) , 183cm(72in)

이 이하인 둥근 형태이며 높이가 객실바닥면과 같다15cm(6in) .

형식 폭 이상 높이 이상인 사각형의 탈출구로 모서리는 반지(9) C : 75cm(30in) , 121cm(48in)

름이 이하인 둥근 형태이며 높이가 객실바닥면과 같다25cm(10in) .

내딛는 거리 본 절에서 규정하는 내딛는 거리는 요구되는 탈출구 밑부분부터 육안이나(b) :

촉감으로 찾을 필요 없이 충분히 크고 기체 밖으로 뻗은 유용한 발판까지의 실제거리를

말한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1586

규격보다 큰 비상탈출구 본 절에서 규정한 것보다 큰 탈출구는 형태에 상관없이 사각형이(c) : (

아니어도 무방함 규정된 탈출구가 통과할 수 있는 크기로서 기체 안쪽과 바깥쪽 턱의 높)

이가 기준에 적합하다면 이를 사용할 수 있다.

(d) 비대칭 한쌍으로 이루어진 출구는 완전히 대칭이거나 동일한 크기일 필요는 없으나 본 절. ,

의 항의 규정에 따른 승객 좌석수는 개의 출구 중 더 작은 것을 기준으로 해야 한다(g) 2 .

균등성 출구는 승객의 좌석분포를 고려하여 균등하게 배치하여야 한다(e) : .

위치(f)

승객용 비상탈출구는 승객들이 접근할 수 있어야 하고 승객의 탈출에 가장 효과적인 수단(1)

을 제공할 수 있는 곳에 위치하여야 한다.

비행기에 동체하부 또는 꼬리부분 비상탈출구가 없고 각 측면에 오직 한 개씩의 객실 바(2)

닥높이 탈출구가 있는 경우에는 다른 위치가 보다 효과적인 승객탈출 수단을 제공하지

않는 한 객실의 뒤쪽 부분에 있어야 한다, .

비행기가 승객운송과 화물수송을 하는 복합사양이 아니고 각 측면에 한 개 이상의 객실(3)

바닥높이 탈출구가 있는 경우에는 객실의 양쪽 전후방 끝부분에 바닥 높이 탈출구가 한

개 이상씩 배치되어야 한다.

동체 각각의 측면에 하나 이상의 승객용 비상 탈출구가 요구되는 비행기의 경우 승객용(4) ,

탈출구는 동체의 같은 객실의 같은 측면에서 가장 인접한 승객용 비상 탈출구로부터 60ft

이상 떨어져서는 안 된다 이 때 가장 가까운 출입구 사이의 거리는 비행기의 길이 방향.

축에 평행하게 측정하여야 한다.

요구되는 형식 및 수량 허용되는 최대 승객 좌석수는 동체 양쪽에 설치하는 탈출구의 형(g) :

식과 수량에 따른다 다음 항에서 항까지 제한되는 경우를 제외하고 동체 양쪽. (g)(1) (g)(9) ,

에 설치하는 특정 형식의 탈출구 별로 허용되는 최대 승객 좌석수는 다음 표와 같다.

탈출구 형식 최대 승객 좌석수

형식 A 110

형식 B 75

형식 C 55

형식 I 45

형식 II 40

형식 III 35

형식 IV 9

승객 정원이 인승인 비행기는 기체 양쪽에 형식 나 그 보다 큰 주익위로 통하는(1) 1 9 IV∼

출구가 한 개 이상씩 구비해야 한다 만약 주익위로 통하는 출구가 없는 경우에는 기체. ,

양쪽에 형식 규격보다 큰 탈출구가 기체 양쪽에 한 개 이상씩 구비해야 한다III .

승객 정원이 인승을 초과하는 비행기는 모든 출구가 형식 이거나 그 보다 커야 한(2) 9 III 다.

승객 정원이 인승인 비행기는 기체 양쪽에 형식 나 그 보다 큰 탈출구가 한 개(3) 10 19 III∼

이상씩 있어야 한다.

승객 정원이 인승인 비행기는 기체 양쪽에 형식 나 그 보다 큰 탈출구가 두개(4) 20 40 II∼

이상씩 있어야 한다.

승객 정원이 인승인 비행기는 기체 양쪽에 두개 이상씩의 출구가 있어야 하며 그(5) 41 110 ,∼

중 한 개는 형식 이거나 그 보다 커야 한다I .

승객 정원이 인승을 초과하는 비행기는 기체 양쪽에 형식 나 그 보다 큰 탈출구가(6) 110 I


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1587

두개 이상씩 있어야 한다.

형식 의 출구에 허용되는 최대 승객수는 명이며 기체 양쪽에 인 이하의 좌석으로 분(7) III 70 3

리된 두개의 형식 의 출구에 허용되는 최대 승객수는 각각 명이다III 65 .

형식 나 형식 또는 형식 인 출구를 구비한 경우에는 기체 양쪽에 형식 또는 그(8) A B, C C

보다 큰 탈출구가 두개 이상씩 있어야 한다.

동체하부 탈출구나 꼬리부분 탈출구가 장착되었으며 비행기의 착륙장치가 하나 이상 붕(9) ,

괴되어 출구에 가장 불리한 상태로 비행기가 위치한 상태에서 출구의 탈출비율이 최소한

형식 와 동일한 경우에는 다음과 같은 승객 정원 증가를 허용한다III , .

동체 하부 탈출구의 경우 명 추가 허용(i) , 12

폭 이상 높이 이상이고 모서리의 반지름이 이하인(ii) 50cm(20in) , 152cm(60in) , 17cm(7in)

둥근 형태로서 높이가 객실바닥면과 같은 꼬리부분 출구가 압력격벽 내에 있으며,

항에서 규정하는 승인된 보조수단이 있는 경우에는 명 추가 허용25.810(a) , 25

발을 올려서 내려딛는 것을 기준으로 할 때 형식 비상탈출구 이상의 규격인 꼬리부(iii) , III

분 출구가 압력격벽 내에 있고 출구의 입구 상단과 객실바닥면 사이의 거리가

이상인 경우에는 명 추가 허용142cm(56in) , 15

기타 출구 다음의 출구들은 항부터 항까지의 비상출구 관련 요건을 만족해야(h) : 25.809 25.812

하며 다음과 같은 출구에 쉽게 접근할 수 있어야 한다, .

최소 요구 비상탈출구 외에 여분으로 설치된 객실 내의 각 비상탈출구(1)

객실에서 접근 가능하며 형식 출구 크기 이상이나 폭은 보다 작은 바닥(2) II 117cm(46inch)

높이의 문이나 출구

기타의 동체하부 또는 꼬리부분 탈출구(3)

승객용 비상착수 탈출구 항의 기준에 따른 비상탈출구 요구조건을 만족하지 않은 비행(i) : (g)

기는 비상착수증명의 해당여부에 관계없이 다음과 같은 요구조건에 따른 비상착수 탈출구,

가 있어야 한다.

조종사를 제외한 승객정원이 인 이하인 비행기의 경우에는 수면 위에 위치하는 형식(1) 9 IV

출구규격 이상인 출구가 비행기 양쪽에 하나 이상씩 있어야 한다.

조종사를 제외한 승객정원이 인 이상인 경우에는 수면 위에 위치하는 출구가 비행기 한(2) 10

면에 하나 있어야 한다 이 출구는 적어도 인긍 비행기에 해당하는 형식 출구의 치. 35 III

수보다 커야 한다 이러한 출구가 비행기의 객실에 두 개 이상 설치되어 있는 경우 양 면.

에 하나씩 설치한다 비상착수 상태에서 탈출성능이 향상되었음을. 입증하는 다른 수단이

있거나 보다 큰 출구를 사용하는 경우에는 출구 당 승객수의 비율을 증가시킬 수 있다, .

수면 위에 위치하는 측면출구를 설치할 수 없는 경우에는 쉽게 접근이 가능한 해치(3)

를 비행기 상부에 요구되는 측면출구의 개수만큼 장착해야 한다 해치의 크기는(Hatch) .

형식 출구규격 이상이어야 한다 단 조종사를 제외한 비행기의 승객정원이 인 이하III . , 35

인 경우에는 요구되는 형식 의 측면출구 두개를 상부 해치 한 개로 대체할 수 있다III .

조종승무원 비상 탈출구 승객용 비상탈출구가 조종석 부근에 있으나 조종승무원이 편리(j) : ,

하고 쉽게 접근할 수 없는 비행기와 승객수가 인 이상인 비행기의 경우에는 조종석 내에20

비상탈출구가 위치하여야 한다 이러한 출구는 조종승무원의 신속한 탈출이 가능하도록 충.

분한 크기와 적당한 위치에 있어야 한다 비행기의 각 측면에 하나의 출구가 있거나 또는.

대안으로 상부에 해치 가 있어야 한다 일반 조종승무원에 의해 탈출 용도로 충분히(hatch) .

사용할 수 있음을 입증하지 않으면 각 탈출구는 적어도 의 직사각, 48 × 50 cm(19 × 20 in)

형 형태로 주변의 장해물 없이 열려야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1588

비상탈출구 요구조건25.809

조종사용 비상탈출구를 포함한 모든 비상탈출구는 기체 외벽에 장착된 움직이는 문 또는(a)

해치 형태로 되어야 하며 바깥쪽으로 열릴 때 장애물이 없어야 한다 추가적으로 각각의, . ,

비상탈출구에는 비상탈출구가 닫힌 경우에도 외부 상황을 조망 할 수 있는 수단이 구비되

어야 한다 이때 외부 상황을 조망할 수 있는 수단은 비상탈출구 또는 인접한 부분에 위치. ,

하여야 하며 비상탈출구와 외부조망 수단 사이에는 장애물이 없어야 한다 외부 조망 수단, .

은 착륙장치가 펼쳐져 있거나 부러진 상태에서 모든 등화가 점등되어 있을 때 탈출승객의

지상 도달 예상 지역을 조망할 수 있어야 한다.

비상탈출구는 비행기 내부와 외부에서 열 수 있어야 한다 단 조종실에 용이하게 들어갈(b) . ,

수 있는 승인된 다른 출구가 있는 경우에는 조종실에 있는 열리는 창문을 사용한 비상탈

출구는 비행기 외부에서 열 수 없어도 좋다 기체의 변형이 없는 경우 다음과 같은 상태.

에서 모든 비상탈출구를 열 수 있어야 한다.

정상지상자세 및 한 개 이상의 착륙장치가 파손된 각각의 비행기 자세(1)

열기 위한 장치를 작동한 후 탈출구가 완전히 열릴 때까지 시간은 초 이내(2) 10

비행기 내 비상탈출구 방향으로 승객들이 혼잡하게 몰려있는 경우(3)

(c) 비상탈출구를 여는 방법은 간단명료하고 특별한 노력을 필요로 하지 않는 것이어야 하며, 비

상탈출구는 어둠속에서도 비상탈출구에 도달하고 이를 작동할 수 있도록 잘 정돈되고 표시

되어 있어야 한다 조종사용 비상탈출구의 경우 비상탈출구의 작동방법. , 에 대한 훈련을 받은

승무원이 간단명료하게 열 수 있는 경우에는 조종사용, 비상탈출구를 내부에서 열 때 순차적

인 조작 두개의 손잡이 고리 조작 혹은 안전장치 해제 등( , 과 같은 이 요구될 수도 있다) .

비상상태에서 두개 이상의 출구를 개방하는 주계통이 단일 동력공급이나 동력작동계통인(d)

경우에는 각각의 출구는 주계통이 고장난 상황에서 항의 기준에 적합한 것이어야 한다(b) .

주계통이 고장난 후 탈출구를 수동으로 여는 것도 허용된다, .

비상탈출구는 항 및 항의 요구조건에 적합함을 시험 또는 해석과 시험을 조합하는 방(e) (b) (c) ,

법으로 입증하여야 한다.

모든 출입문의 위치는 관련 운용 절차에 따른 작동 시 이를 사용하는 사람이 프로펠러로(f)

인한 위험성이 없는 곳에 설치되어야 한다.

비상탈출구는 가벼운 충돌착륙에 의해 기체가 변형된 경우에도 정체될 가능성을 최소화하(g)

기 위한 설비가 있어야 한다.

대형 터보제트 여객기의 운항규정에 의해 요구되는 동체하부 출입구 및 꼬리부분 출입구(h)

는 다음 내용을 구비하여야 한다.

비행 중에 열리는 것이 불가능하도록 설계 제작할 것(1) , .

비행 중에 열리는 것이 불가능하도록 설계 및 제작되었다는 것을 명시한(2) 76.2cm (30in)

떨어진 위치에서 읽을 수 있는 식별표시를 출구를 여는 장치 가까운 곳에 게시할 것.

각각의 비상탈출구는 비상시에 비상탈출구가 열림 상태가 되는 경우 비상탈출구를 열림 상(i)

태로 유지할 수 있는 수단이 구비되어야 한다 비상탈출구가 열림 상태로 유지되는 경우 비.

상탈출구를 열림 상태로 유지하기 위한 별도의 조작이 요구되지 않아야 하며 열림 상태의,

유지를 해지하기 위해서는 능동적인 조작이 요구되도록 설계되어야 한다.

비상탈출 보조수단 및 탈출경로25.810

출구가 날개위로 나지 않은 형식 형식 형식 및 기타의 비상탈출구는 비행기가 착(a) A, B, C


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1589

륙장치를 내린 지상상태에서 출구의 높이가 지상으로부터 를 넘는 비행기의 경우1.8m(6ft)

에는 탑승자가 지상으로 내리는 것을 돕기 위한 승인된 보조수단이 있어야 한다.

(1) 승객용 비상탈출구의 보조수단은 자립식 미끄럼대 또는 이와 동등한 것이어야 하며 형식, A

또는 형식 인 탈출구의 경우에는 대피하는 사람이 동시에 두 줄로 나올 수 있어야 한다B .

또한 보조수단은 다음 항부터 항까지의 기준에 적합하게 설계되어야 한다, (i) (v) .

보조수단은 자동적으로 펼쳐지는 것이어야 하고 탈출구를 여는 장치를 기내에서 작동시(i)

킨 때부터 완전히 열리는 중에 보조수단이 펼쳐지기 시작하여야 한다 단 여객 출입구. ,

또는 서비스 문으로의 기능을 갖는 비상탈출구는 비상상태가 아닌 경우에 기내 또는 기

외에서 정상적인 방법으로 열 때는 보조수단이 펼쳐지지 않는 방법을 강구하여야 한다.

형식 탈출구에 장착되는 보조수단을 제외하고는 펼치기 시작한 후 초 이내에 자동적(ii) C 6

으로 완전히 펼쳐져야 한다 형식 탈출구에 장착되는 보조수단은 펼치기 시작한 후. C

초 이내에 자동적으로 완전히 펼쳐져야 한다10 .

보조수단의 길이는 한 개 또는 그 이상의 착륙장치가 파괴된 때에도 완전히 팽창했을(iii)

때 그 밑부분이 땅에서 지지됨으로써 탑승자가 안전하게 탈출할 수 있어야 한다.

설비는 가장 불리한 방향에서 초속 노트 의 바람이 부는 상태에서 펼쳐질 수(iv) 12.9m(25 )

있어야 하고 완전히 펼쳐진 후에는 지상에서 한 사람의 도움으로 탑승자가 안전하게,

지상으로 탈출할 수 있도록 계속 유지되어야 한다.

실물 크기의 모형이나 실제 비행기에 장착한 상태에서 보조수단의 펼침 및 팽창시험을(v)

연속하여 회 수행하여야 하며 이때 실패가 없어야 하고 회의 시험 중 적어도 회는5 , 5 3

하나의 대표 표본으로 수행하여야 한다 표본 장비는 항에서 규정하는 관성력. 25.561(b)

을 받은 후에도 계통의 주 팽창수단으로 펼쳐지고 팽창되어야 한다 요구되는 시험 중에.

계통의 일부가 고장나거나 적절하게 작동하지 않는 경우에는 고장 또는 기능불량 원인,

을 완전하게 수정한 후 펼침 및 팽창시험을 연속하여 회 수행하여야 하며 이때 실패가5 ,

없어야 한다.

승무원용 비상탈출구의 보조수단은 사용목적에 적합함이 입증된 밧줄이나 또는 다른 장치(2)

이어도 좋다 보조수단이 밧줄 또는 이와 동등하다고 승인된 장치인 경우에는 다음. , (i)

항과 항을 만족하여야 한다(ii) .

비상탈출구 상부 또는 그보다 높은 구조 부재에 장착하여야 한다 조종사의 비상탈출 창(i) .

문에 있는 장치는 보관상태 부착점 등이 비행 중에 조종사 시계를 감소시키지 않는 승,

인된 위치에 장착하여야 한다.

밧줄과 그 부착점은 의 정적인 하중에 견딜 수 있어야 한다(ii) 181kg(400lb) .

형식 또는 형식 탈출구가 주익 위에 위치하고 턱이 있는 경우에는 객실에서 날개까지(b) A B

보조 수단이 있어야 한다 단 보조수단이 없더라도 주익 위로 출구가 있지 않은 같은 형. ,

식의 탈출구와 승객 대피율이 같거나 크다는 것을 입증하는 경우에는 적용되지 않는다.

보조수단이 요구되는 경우에는 출구가 열림과 동시에 자동적으로 펼쳐져서 똑바로 서야

한다 형식 탈출구에 장착되는 보조수단은 펼치기 시작한 후 초 이내에 팽창이 완료. C 10

되어야 한다 그 외에는 펼치기 시작한 후 초 이내에 팽창이 완료되어야 한다. 6 .

모든 주익상의 탈출구는 탈출경로를 설정하여야 하며 플랩 표면이 미끄럼대로서 적절한(c) ,

경우 외에는 미끄럼 방지 표면으로 덮어야 한다 탈출경로 상에 대피자의 탈출 경로 표시.

가 없는 경우에는 다음 항과 항을 충족하여야 한다(1) (2) .

형식 또는 형식 인 승객 비상탈출구의 탈출경로 또는 두개의 형식 승객 비상탈출(1) A B III

구의 공통 탈출경로는 폭이 이상이어야 하며 다른 승객 비상탈출구의 탈출106cm(42in) ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1590

경로와는 이상의 간격이 있어야 한다61cm(24in) .

탈출경로의 표면은 최소한 이상의 반사율이 있어야 하며 표면에 대해 이상의 대(2) 80% , 5:1

비율 로서 표시되어야 한다(Contrast ratio) .

주익위로 탈출구가 있으며 비행기가 착륙장치를 내린 상태로 지상에 있는 경우 항에서(d) , , (c)

규정하는 탈출경로가 끝나는 지점에서 지면까지의 높이가 이상인 형식 출183cm(6feet) C

구와 기타 다른 형식의 탈출구의 경우에는 대피자가 지면에 내리기 위한 보조수단을 제공

하여야 한다.

탈출경로가 플랩 위에서 끝나는 경우에는 플랩을 이륙이나 착륙위치로 놓고 지면으로부터(1)

의 거리를 측정하여 그 중에서 큰 값을 탈출 경로의 끝 높이로 설정한다.

보조수단은 한 개 또는 그 이상의 착륙장치가 파괴되고 가장 불리한 방향에서 초속(2) ,

노트 의 바람이 부는 상태에서도 지지되고 사용할 수 있어야 한다12.9m(25 ) .

형식 또는 형식 인 승객 비상탈출구의 탈출경로를 제공하는 보조수단은 대피자가 동(3) A B

시에 두 줄로 탈출할 수 있어야 하며 기타 다른 형태의 탈출구의 보조수단은 탈출경로가,

요구하는 만큼의 평행한 줄로서 대피자가 탈출하 수 있어야 한다.

형식 탈출구의 탈출경로를 제공하는 보조수단은 출구가 열리는 시점으로부터 초 이(4) C 10

내에 자동적으로 펼쳐져야 하고 기타 다른 형식 탈출구의 탈출경로를 제공하는 보조수단,

은 펼치지는 시점으로부터 초 이내에 자동적으로 펼쳐져야 한다10 .

승객용 비상 탈출구로 승인된 출입문에 일체형 스텝 이 장착된 경우 스텝 은 다음(e) (step) (step)

의 조건에서 승객의 효과적인 비상 탈출에 장애가 없도록 설계되어야 한다.

문 일체형 스텝 및 작동장치는 항에 명시된 관성력을 받고 있으며 관성(1) , (step) 25.561(b)(3) ,

력은 주위 구조물에 상대적으로 각각 작용하고 있음.

비행기는 지상에서 정상 자세로 위치하고 있으며 착륙장치가 하나 이상 붕괴되어 있는(2) ,

각각의 자세

비상탈출구 표시25.811

승객용 비상탈출구에는 도달방법 및 여는 방법을 명확히 표시하여야 한다(a) .

승객용 비상탈출구의 식별표시 및 위치는 객실폭 만큼의 거리에서 인식할 수 있는 것이어(b)

야 한다.

짙은 연기가 있는 상태에서 탑승객이 비상탈출구 위치를 찾을 수 있는 방법이 강구되어 있(c)

어야 한다.

승객용 비상탈출구 위치는 탑승객이 주 객실통로를 따라서 접근할 때 볼 수 있는 표시로(d)

나타내야 한다 다음 항부터 항까지에서 규정하는 표시를 해야 한다. (1) (3) .

각 승객용 비상탈출구에 가까운 통로 위쪽 또는 머리위 공간이 낮을 경우는 보다 실용적(1) ,

인 다른 위쪽에 승객용 비상탈출구 위치 표시가 있어야 한다 단 표시를 통해 탈출구를. ,

쉽게 볼 수 있다면 두 개 이상의 탈출구를 한 개의 표시만으로도 나타낼 수 있다, .

(2) 각 승객용 비상탈출구 옆에는 승객용 비상탈출구 표시를 해야 한다 단 표시를 통해 각. ,

탈출구를 쉽게 찾을 수 있다면 두 개 이상의 탈출구를 한 개의 표시만으로 나타낼 수 있다.

격벽 또는 칸막이 반대방향에 있어서 눈에 띄지 않는 비상탈출구를 표시하기 위해 객실(3)

전후방 시야를 방해하는 격벽 또는 칸막이 위에 표시를 해야 한다 단 이 장소에 표시. ,

를 하는 것이 불가능할 경우 다른 적당한 장소에 표시를 해도 무방하다.

기내의 탈출구 조작손잡이 위치 및 여는 방법은 다음 항에서 항까지의 방법으로 표시(e) (1) (3)

하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1591

승객용 비상탈출구에는 거리에서 읽을 수 있는 표시가 탈출구 또는 가까운 곳(1) 76cm(30in)

에 있어야 한다.

형식 형식 형식 또는 형식 승객용 비상탈출구의 조작손잡이는 다음 항 또는(2) A, B, C, I (i)

항과 같은 것이어야 한다(ii) .

마이크로람베르트 이상의 초기 광도를 가진 발광성 손잡이(i) 160 (Micro- Lamberts)

비상탈출구에 탑승객이 운집한 경우에도 비상등에 의해 적절한 조명을 받고 눈에 잘 띄(ii) ,

는 위치에 있을 것.

예비(3)

손잡이를 회전해서 여는 잠금장치가 있는 형식 형식 형식 형식 또는 형식(4) A, B, C, I II

승객용 비상탈출구에 대해서는 다음 항부터 항까지의 표시(i) (iii)

화살표 폭이 이상이고 머리폭은 축의 배이며 손잡이 길이의 에 해당하(i) 1.9cm(3/4in) 2 , 3/4

는 반경으로 이상 연장된 원호 형태의 적색화살표70°

손잡이를 끝까지 조작하여 잠금장치를 해제했을 때 탈출구 손잡이 중심선이 화살표 끝(ii) ,

점에서 이내에 있을 것±2.5cm(±1in) .

화살표 끝점 가까운 곳에 높이가 이고 적색인 열림 이라는 단어를 수평으로(iii) 2.5cm(1in) “ ”

표시할 것

비행기 외부에서 열 수 있어야하는 비상탈출구는 및 이러한 사항과 여는 방법을 기체외부(f)

에 표시하여야 한다 또한 다음 항부터 항까지의 기준을 적용한다. , (1) (3) .

기체 측면의 승객용 비상탈출구를 나타내는 외부 표시로 넓이의 유색 선으로 탈(1) 5cm(2in)

출구 윤곽을 나타내야 한다.

유색선을 포함한 기체 외부 표시는 주변 동체표면 가운데에서 용이하게 식별되도록 대조(2)

되는 색이어야 한다 어두운 색의 반사율이 이하인 경우에는 밝은색 반사율이. 15% 45%

이상이 되도록 대조시켜야 한다 반사율 이란 물체가 받는 광량에 대해 반사하는 비율. “ ”

을 말한다 어두운 색의 반사율이 를 넘는 경우는 그 반사율과 밝은 색의 반사율은. 15% ,

이상 차이가 있어야 한다30% .

동체하부 탈출구 또는 꼬리부분 탈출구와 같은 기체 측면에 있지 않은 탈출구는 외부에(3) ,

서 여는 방법과 지침을 눈에 잘 띄도록 적색으로 표시하여야 한다 단 기체표면색 때문. ,

에 적색이 눈에 띄지 않는 경우에는 밝은 황연색 으로 표시하여야 한다(Chrome Yellow) .

기체의 한쪽에서만 열 수 있는 경우에는 반대쪽에 그 내용을 눈에 잘 띄도록 표시하여야

한다.

(g) 상기 항에 의해 요구되는 표시에는 비상탈출구 대신 출구 라는 단어를 사용할 수 있다(d) “ ” “ ” .

비상조명25.812

(a) 비상조명 시스템은 주 조명계통과는 독립적으로 작동될 수 있도록 장착되어야 한다. 단,

비상조명계통의 동력원이 주 조명계통의 동력원과 독립된 경우 일반적인 객실내부 조명원,

은 비상조명계통과 주 조명계통에서 공통으로 사용할 수 있다 비상조명계통은 다음 항. (1)

과 항에 적합하여야 한다(2) .

비상탈출구 표시 및 그 위치를 나타내는 표시의 조명 일반적인 객실 조명 비상탈출구 구(1) , ,

역의 내부 조명 및 바닥 가까이의 탈출경로 표시

외부 비상조명 구비(2)

비상탈출구 표시(b)

조종사석을 제외한 승객정원이 인 이상인 비행기에 있어서는 다음 항 및 항의 요(1) 10 (i) (ii)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1592

구조건에 적합하여야 한다.

항에서 규정하는 승객용 비상탈출구 위치표시 및 항에서 규정하는(i) 25.811(d)(1) 25.811(d)(2)

승객용 비상탈출구 표시는 조명이 있는 백색바탕에 높이 이상의 적색문자로3.8cm (1.5in)

표시하여야 하며 문자를 제외한 면적이, 135 (21in 2 이상이어야 한다 조명이 있는 바탕) .

과 문자의 명암대비는 이상이어야 한다 문자 획의 높이와 폭의 비율은 이10:1 . 6:1 7:1～

어야 한다 이 표시들은 밝기가. 85.65cd/m2 이상인 바탕을 비추는 전기적(25foot-lambert)

인 내부조명이 있어야하며 바탕 명암 대비가 이하인 것이어야 한다, 3:1 .

항에서 규정하는 승객용 비상탈출구 표시는 백색바탕에 높이(ii) 25.811(d)(3)“ 3.8 cm(1.5in)

이상인 적색문자로 표시하여야 하며 문자를 제외한 면적이 이상이어야 한, 135 (21in2)

다 이 표시는 전기적인 내부조명이 있거나 또는 전기적이 아닌 방법에 의한 발광성이.

있어야 하며 초기 광도가, 1.27cd/m2 이상이어야 한다 전기적이 아(400 microlambert) .

닌 방법에 의한 발광성이 있는 표시는 배경과 문자색을 반대로 할 수 있다.

조종사석을 제외한 승객정원이 인 이하인 비행기는 항 항 및 항에서 정(2) 9 25.811(d)(1) , (2) (3)

하는 표시를 높이 이상의 백색바탕에 높이 이상인 적색문자로 표시5cm(2in) 2.5cm(1in)

하여야 한다 이 표시는 전기적인 내부조명이 있거나 또는 전기적이 아닌 방법에 의한.

발광성이 있어야 하며 초기 광도가, 0.509cd/m2 이상이어야 한다 전기(160microlambert) .

적이 아닌 방법에 의한 발광성이 있는 표시는 배경과 문자색을 반대로 할 수 있다.

객실 내에는 일반적인 조명이 제공되어야 하고 조명의 밝기는 주 승객통로의 중심선과 주(c) ,

통로간의 교차점에서 좌석팔걸이 높이로 간격으로 측정할 때 평균 조도는102cm(40in)

룩스 이상이어야 하며 각각의 측정값은 룩스 이0.54 (0.05Foot Candle) , 0.11 (0.01 Foot Candle)

상이어야 한다 주 승객통로는 기체의 가장 앞부분에 있는 승객용 비상탈출구 또는 탑승. (

자 좌석 부터 가장 뒤쪽의 승객용 비상탈출구 또는 탑승자 좌석 까지의 기체 길이방향 통) ( )

로를 말한다.

승객용 비상탈출구에 도달하기 위한 주 통로와 탈출구 사이의 통로바닥에는 조명이 있어(d)

야 하며 조명의 광도는 승객 탈출경로의 중심선을 따라 바닥과 평행하게 이내의, 15cm(6in)

높이로 측정하였을 때 룩스 이상이어야 한다, 0.21 (0.02 Foot Candle) .

객실통로 바닥으로부터 이상 높이의 모든 조명원을 전부 인식할 수 없는 경우에(e) 1.2m(4ft)

도 승객의 비상탈출을 안내하기 위해 바닥에 인접한 비상탈출 경로 표시를 해야 한다, .

바닥에 인접한 비상탈출 경로표시는 밤에 캄캄할 때 승객이 다음 항 및 항과 같이(1) (2)


승객이 좌석을 떠난 후 가장 가까운 탈출구 또는 좌석 전방 및 후방 탈출구까지의 비상탈(1)

출 경로를 객실 통로 바닥을 따라 육안으로 확인할 수 있을 것.

객실바닥으로부터 이하의 높이에 있는 표시 및 시각적 특징만을 참조함으로써(2) 1.2m(4ft) ,

비상탈출경로에 의해 각 탈출구를 용이하게 확인할 수 있을 것.

한 개의 보조수단 만을 지원하며 비행기의 주 비상 조명계통과는 독립적이고 보조수단이(f) ,

작동될 때 자동적으로 작동하도록 설비된 부계통 항의 기준에 따라 구비되는 부계통 을((h) )

제외한 다른 비상 조명계통은 다음의 및 와 같이 설계하여야 한다(1), (2) (3) .

조명은 조종 승무원실과 정규 객실승무원 좌석에 쉽게 도달할 수 있는 객실 내의 장소에(1)

서 수동으로 작동할 수 있어야 한다.

비상조명 조작 장치가 준비 되지 않은 상태에서 비행기에 전원을 공급할 때 점(2) “ (Armed)” ,

등하는 운항승무원 경고등이 있어야 한다.

조종실 조작장치에는 켬 끔 및 준비 위치가 있고 조종실에서 준(3) " (On)" " (Off)" “ (Armed)” , “


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1593

비 위치로 놓거나 또는 조종실이나 객실승무원석에서 상태로 놓은 경우 비행기의” “On" ,

통상 전력공급이 중단 충돌착륙으로 기체 일부분이 옆으로 절단되고 분리되어 전력공급이(

중단된 경우는 제외 된 때에는 점등되어 켜져 있어야 한다 조작 장치에는 조작 장치가) .

준비 또는 켬 위치에 있을 때 부주의하게 변경되지 않는 보호 장치가 있어야 한다“ ” “ ” , .

다음과 같은 외부 비상조명장치가 있어야 한다(g) .

주익 위에 있는 비상탈출구의 조명은 다음과 같아야 한다(1) .

대피자가 객실 밖으로 첫발을 내디딘다고 생각되는 장소 면적이(i) , 0.18 (2ft 2 인 구역의 조)

도는 룩스 이상일 것 이 때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다0.32 (0.03 Foot Candle) . .

(ii) 항에서 정한 탈출경로 중 출구로부터 가장 멀리 떨어진 지점으로부터 미끄럼 방25.810(c)

지 부분을 따라 위치까지 광도를 측정했을 때 형식 날개 비상구의 경우에는30% , A

이상 기타 형식의 날개 비상구의 경우에는 이상의 폭에 걸107cm(42inch) , 61cm(24inch)

쳐 룩스 이상의 조도가 나와야 한다 이때 조도는 투사광에 수직으로0.53 (0.05 ft candle) .

측정한다.

비행기가 착륙장치를 내린 상태에서 대피자가 설정된 탈출경로를 사용하여 최초로 지면(iii)

에 닿을 것으로 예상되는 지표면의 조도는 룩스 이상일 것 이0.32 (0.03 Foot candle) .

때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다.

(2) 항의 기준에 의해 탑승자가 지면으로 내리는 것을 돕기 위한 보조 장치가 요구되25.810(a)

지 않는 주익 위에 있지 않은 비상탈출구의 조명은 비행기가 착륙장치를 내린 상태에서

대피자가 최초로 객실 외부의 지면에 닿을 것으로 예상되는 지표면에서의 조도가 룩0.32

스 이상이되도록 해야 한다 이때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다(0.03 Foot candle) . .

( 탑승자가 지면에 내리는 것을 돕는 항 및 항에서 규정하는 보조장치는 보h) 25.810(a) 25.810(d)

조장치의 작동을 비행기에서 볼 수 있도록 조명이 구비되어 있어야 한다.

외부 비상조명으로 보조장치를 비추는 경우 비행기의 착륙장치가 한 개 또는 그 이상이(1)

파손된 자세로 대피자가 설정된 탈출경로를 사용하여 최초로 지면에 닿을 것으로 예상되

는 보조수단의 지면쪽 끝에서 조도는 룩스 이상일 것 이 때 조도0.32 (0.03 Foot candle) .

는 투사광에 수직으로 측정한다.

한 개의 보조수단 만을 지원하며 비행기의 주 비상 조명계통과는 독립적이고 보조수단이(2)

완전히 펼쳐진 때 자동적으로 작동하는 비상조명 부계통은 다음 항 및 항과 같아야(i) (ii)

한다.

적재 장소에 의해 부정적인 영향을 받지 않아야 한다(i) .

비행기의 착륙장치가 한 개 또는 그 이상이 파손된 자세로 대피자가 설정된 탈출경로를(ii)

사용하여 최초로 지면에 닿을 것으로 예상되는 보조수단의 지면쪽 끝에서 조도는 룩0.32

스 이상일 것 이 때 조도는 투사광에 수직으로 측정한다(0.03 Foot candle) . .

각 비상조명장치의 동력공급은 비상착륙 후 최악의 환경조건에서 요구되는 조명도를 분(i) 10

이상 제공하여야 한다.

비상조명계통의 동력공급원으로 축전지를 사용하는 경우 비행기의 주 전원계통으로 충전해(j)

도 좋다 단 충전회로는 회로의 결함으로 인해 부주의한 방전이 발생하지 않도록 설계되. ,

어야 한다.

축전지 전선 연결장치 전구 및 스위치 등을 포함한 비상조명계통의 구성부품은(k) , , , 25.561(b)

항에서 규정하는 관성력을 받은 후에도 정상적으로 작동하여야 한다.

비상 조명계통은 충돌착륙으로 기체 일부분이 옆으로 절단되고 분리된 후에도 다음의(l) (1)

항 항에 적합하도록 설계된 것이어야 한다(3) .～


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1594

본 절에서 규정하는 모든 전기적인 비상조명은 작동되지 않는 것이 이하일 것 분리(1) 25% . (

로 인한 직접 파손 포함)

항에서 규정하는 비상탈출구 표시에 전기적인 조명이 사용되는 경우 절단에(2) 25.811(d)(2)

의해서 직접 손상된 것 외에는 작동 상태로 남아 있을 것.

절단에 의해서 직접 손상한 것을 제외하고 비행기 각 측면에는 외부 비상용 등화 한 개(3)

이상이 작동하고 있을 것.

비상탈출구 접근25.813

각각의 요구되는 비상탈출구는 승객이 접근할 수 있어야 하고 효과적인 탈출수단을 제공할 수

있는 곳에 위치하여야 한다 비상탈출구의 배치는 가능한 균등해야 하며 승객의 분포를 고려.

해야 하지만 객실 양쪽에 있는 탈출구의 크기나 위치가 대칭일 필요는 없다 비행기에 기체하, .

부 탈출구나 꼬리부분 탈출구가 없고 기체 양쪽에 오직 하나씩의 객실높이 탈출구만 있다면,

다른 위치가 승객에게 보다 효과적인 탈출수단을 제공할 수 있는 경우 외에는 탈출구가 객실,

뒤쪽으로 치우쳐 있어야 한다 승객과 화물을 동시에 수송하는 형태의 비행기를 제외하고 양. ,

쪽 측면에 객실높이 탈출구가 하나 이상씩인 비행기는 객실의 앞 뒤 양끝에 최소한 하나의 탈,

출구를 배치하여야 한다 또한 다음 항에서 항까지의 기준을 만족하여야 한다. (a) (f) .

각각의 승객좌석과 가장 가까운 주요 통로로부터 형식 형식 형식 형식 혹은 형(a) A, B, C, I

식 비상탈출구까지 유도하는 통로가 있어야 한다 형식 또는 형식 비상탈출구까지II . A B

유도하는 통로는 장애물이 없어야 하며 폭은 이상이어야 한다 각 승객의 좌, 91cm(36in) .

석으로부터 형식 형식 혹은 형식 비상탈출구까지 유도하는 통로는 장애물이 없어C, I II

야 하며 폭은 이상이어야 한다 주 통로가 한 개뿐이라면 각 형식 형식, 51cm(20in) . , A, B

탈출구는 승객이 주 통로를 따라서 앞과 뒤 양쪽에서 탈출구까지 올 수 있도록 배치하여

야 한다 두개 이상의 주 통로가 있는 경우에는 주 통로들 사이에는 폭 이상. , 51cm(20in)

인 장애물이 없는 연결통로가 있어야 한다 또 다음과 같은 것이 있어야 한다. .

(1) 가장 가까운 주 통로와 형식 또는 형식 탈출구 사이의 통로로 직접 유도하는 연결통로A B

가장 가까운 주 통로와 형식 형식 또는 형식 탈출구 사이의 통로 근처로 즉시 유(2) I, II III

도하는 연결통로 단 두개의 형식 탈출구가 승객열 세 개 이내에 인접해 있을 때는. , III ,

가장 가까운 주 통로로부터 탈출구 사이의 통로 근처로 유도하는 한 개의 연결통로를 사

용할 수 있다.

승무원이 승객탈출을 돕기 위한 다음과 같은 적절한 공간이 있어야 한다(b) .

승객을 돕기 위해 설정된 공간은 객실바닥에 승무원이 선채로 대피자들을 돕기에 충분한(1)

사각형의 공간이어야 하며 승객을 돕는 공간으로 인하여 탈출구에서 요구되는 장애물 없,

는 통로의 폭이 감소되지 않아야 한다.

항에서 규정하는 승객이 탈출구로부터 지면으로 내리는 보조수단 여부에 상관없(2) 25.810(a)

이 형식 또는 형식 탈출구 양쪽에는 승무원이 승객을 돕기 위한 보조 공간이 있어, A B

야 한다.

각각의 형식 형식 형식 비상탈출구가 설치된 석 이상의 비행기에는 항(3) C, I, II 80 25.810(a)

에서 규정하는 승객이 탈출구로부터 지면으로 내리는 보조수단에 관계없이 승무원이 승

객을 돕기 위한 보조 공간이 승객통로 한쪽에 제공되어야 한다.

항에서 규정하는 승객이 탈출구로부터 지면으로 내리는 보조수단이 요구되어지(4) 25.810(a)

는 경우 각각의 형식 형식 형식 비상탈출구에는 승무원이 승객을 돕기 위한 보C, I, II

조 공간이 승객통로 한쪽에 제공되어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1595

항의 규정에 따라 석의 추가 좌석인가를 위하여 설치한 항공기 꼬리 부(5) 25.807(d)(3)(ii) 25

분의 출구의 경우 항에서 요구하는 보조수단이 필요하다면 승무원이 승객을 돕, 25.810(a)

기 위한 보조공간이 있어야 한다.

각각의 보조공간에는 다음과 같은 조건에서 승무원의 위치를 지지해 주기 위한 하나 이(6)

상의 손잡이가 장착되어야 한다.

보조수단을 수동으로 작동 시 해당되는 경우(i) ( )

승객들의 탈출 중 승객지원 시(ii)

형식 또는 형식 탈출구에는 다음과 같은 것이 있어야 한다(c) III IV .

가장 가까운 통로로부터 각 탈출구까지 접근로가 있어야 한다 또한 승객정원이 인승(1) . , 60

이상인 비행기의 형식 탈출구에는 다음 항 항과 같은 접근로가 있어야 한다III (i) , (ii) .

다음 항과 같은 접근로가 없다면 열 이하의 좌석을 포함한 통로의 출구 쪽에 좌석에(i) (ii) , 2 ,

인접한 폭 이상인 장애물이 없는 통로로서 접근할 수 있어야 한다 또는 열25cm(10in) . 3

좌석을 가진 경우에는 폭이 이상이어야 한다 통로의 폭은 출구에 인접한 좌51cm(20in) .

석으로부터 가장 불리한 위치에 있는 물체와의 거리를 측정하여야 한다 요구되는 통로.

의 중심선은 탈출구의 중심선과 이상의 차이가 있지 않아야 한다12cm(5in) .

좌석 열 사이에서는 폭이 또는 인 하나의 통로를 탈출구 근처의(ii) , 25cm(10in) 51cm(20in)

장애물이 없는 공간으로 유도하는 폭 이상인 두 개의 통로로 대신할 수 있다15cm(6in) .

통로의 폭은 출구에 인접한 좌석으로부터 가장 불리한 위치에 있는 물체와의 거리를 측

정하여야 한다 탈출구 주위 공간 바닥부터 천장까지 또는 측면 적재칸 밑면까지 기. , ( ),

내에서 가장 좁은 좌석의 폭 보다는 넓은 탈출구 안쪽부분 통로 앞쪽과 뒤쪽의 모서리,

부분에는 장애물이 없어야 한다 탈출구 출구는 앞쪽과 뒤쪽에 장애물이 없는 공간이.

반드시 있어야 한다.

접근로 외에 추가 요구조건(2)

승객 정원이 인 이상인 비행기는 탈출구를 열 때 장애물이 없어야 하며 탈출구로부터(i) 20 , ,

기내에서 가장 좁은 좌석의 폭 보다는 넓은 거리를 기준으로 좌석 침대 또는 다른 돌, , ,

기물 가장 불리한 위치에 있는 좌석 등받이 포함 때문에 방해가 되지 않아야 한다( ) .

승객 정원이 인 이하인 비행기는 탈출구 효율성을 유지할 수 있는 보상요소가 있다(ii) 19 ,

면 이 영역에 적은 장애물이 허용된다, .

승객 정원에 상관없이 형식 비상탈출구에는 다음과 같은 게시물이 있어야 한다(3) III .

탈출구 가까운 곳에 있는 좌석에 앉아서 탈출구로 향하는 통로를 보고있는 승객이 읽을(i)

수 있을 것

탈출구 손잡이 사용법을 포함한 탈출구를 여는 적절한 방법을 정확히 기술하거나 설명(ii)

한 것

(iii) 탈출구가 착탈식 뚜껑인 경우에는 뚜껑의 중량과 장탈 후 위치할 적절한 장소를 명시할 것

객실 내 승객좌석에서 어떤 비상탈출구에 가기 위해 객실사이 통로를 통과해야 하는 경우(d)

에는 그 통로에 장애물이 없어야 한다 하지만 통과가 자유로운 경우에는 커튼을 사용할. ,

수 있다.

항공기 이륙과 착륙 시 승객이 앉을 수 있는 승객 좌석과 승객용 비상탈출구 사이에 탈출(e)

경로 객실 복도 연결통로 통로 포함 를 가로지르는 문을 설치하지 않아야 한다( , , ) .

조종실 좌석을 제외한 항공기 이륙과 착륙 시 승무원이 앉을 수 있는 승무원 좌석에서 비(f)

상탈출구로 통하기 위하여 문을 통과해야 한다면 해당 문은 열린 상태로 고정하는 수단이

있어야 한다 고정 수단은 문이 주위구조와 관련된 항에서 규정하는 극한 관성력. 25.561(b)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1596

을 받을 때 가해지는 하중을 견딜 수 있어야 한다.

통로 폭25.815

승객 좌석사이의 승객용 통로 폭은 다음 표의 값 이상이어야 한다.

승객 정원수

승객용 통로 폭의 최소값

바닥에서 64cm

미만인 곳(25in)

바닥에서 64cm

이상인 곳(25in)

인 이하10 30cm(12in)※ 38cm(15in)

인에서 인까지11 19 30cm(12in) 51cm(20in)

인 이상20 38cm(15in) 51cm(20in)

국토교통부장관이 요구하는 시험에 의해 입증된 경우에는 규정보다 좁은 것이 허※

용되지만 그 값은 이상이어야 한다, 23cm(9in) .

열의 최대좌석수25.817 1

승객용 통로가 한 개밖에 없는 비행기는 통로 양쪽 옆의 좌석이 각각 세 개를 초과할 수 없다.

객실바닥 아래 서비스실 조리실을 포함25.819 ( )

활주 또는 비행 중에는 사용하고 이착륙 중에는 사용하지 않는 서비스실이 기내의 객실바닥 아

래에 있는 비행기는 다음사항이 적용된다.

각 객실바닥 아래 서비스실에는 사용자가 통상적인 조명상태 또는 비상조명상태에서 객실(a)

부분으로 신속하게 탈출하기 위한 비상 탈출경로가 양쪽 끝에 한 개씩 또는 충분히 떨어진(

두 개 있어야 한다 탈출경로는 기력을 잃은 사람의 탈출에 적합하여야 한다 탈출경로) . .

사용을 동력장치에 의존하지 않아야 한다 탈출경로는 화재 기계적 혹은 구조적인 손상. , ,

사람이 위에 서 있거나 기대고 있기 때문에 폐쇄될 가능성을 최소화하도록 설계하여야 한

다 비행기 주 전원계통 또는 주 조명계통이 고장난 경우 객실바닥 아래 서비스실에는 자.

동적으로 비상조명이 제공되어야 한다.

조종실과 객실바닥 아래 서비스실 사이에는 양방향 음성통신 수단이 있어야 한다(b) .

통상 및 비상상태에서 조종실이나 객실바닥 높이인 비상 탈출구에 있는 승무원이 객실바닥(c)

아래 서비스실 사용자에게 비상사태를 경보하고 서비스 실 사용자가 이를 들을 수 있는 음

성 비상경보장치가 있어야 한다.

좌석벨트를 착용하여야 하는 상황에서 객실바닥 아래 서비스실 사용자가 이를 용이하게(d)

감지할 수 있는 방법이 있어야 한다.

비행기에 공공 안내장치가 있는 경우에는 객실바닥 아래 서비스실에 스피커가 있어야 한(e)

다.

객실바닥 아래 서비스실에 탑승이 허용되는 사람을 위한 좌석에 앉았을 때 최대비행하중(f) ,

을 견딜 수 있는 항의 기준에 적합한 좌석이 있어야 한다 이 좌석은 앞쪽 또는25.785(d) .

뒤쪽을 향하여야 한다.

사람이나 물품을 운반하기 위해서 객실바닥 아래 서비스실과 객실 사이에 장치한 동력식(g)

승강장치는 다음 항에서 항까지의 기준에 적합하여야 한다(1) (3) .

비상정지버튼을 제외한 승강장치 바깥에 있는 승강기 조종스위치는 승강장치 문이나 다음(1)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1597

항에 따라 요구되는 뚜껑이 열려있는 경우에 승강장치가 작동하지 않도록 설계하여야(3)

한다.

조작 즉시 승강장치를 정지시키는 비상정비 버튼을 승강장치 내부와 아래 위 각 입구에(2) ,

설치하여야 한다.

승강장치가 어떠한 위치에 있더라도 사람이 승강장치에서 탈출할 수 있도록 내부 및 외부(3)

에서 도구 없이 열 수 있는 뚜껑이 있어야 한다.

화장실 문25.820 -모든 화장실 문은 화장실 내에 사람이 갇히지 않도록 설계되어야 한다 잠금장치가 설치되어.있는 경우 특별한 공구의 도움 없이도 화장실 밖에서 잠금을 풀 수 있어야 한다.

환기계통 및 난방계통

환기계통25.831

객실 및 승무원실은 환기하여야 하며 승무원실은 승무원이 과도의 고통 또는 피로를 느끼(a)

는 것 없이 그 임무를 수행할 수 있도록 충분한 양 승무원 인당[ 1 0.283 /min(10ft 3 이/min)

상의 신선한 공기를 공급해서 환기하여야 한다.

승무원실 및 객실의 환기용 공기에는 유해한 또는 위험한 농도의 가스증기가 존재하지 않(b)

아야 한다 이 요건에 적합하기 위해서 다음 기준을 적용한다. .

일산화탄소의 농도는 용적에서 이상으로 되면 위험한 농도로 간주된다 소정의(1) 1/20,000 .

일산화탄소 탐지법을 이용해서 시험해도 좋다.

비행 중 탄산 의 농도는 승객 또는 승무원이 거주하는 객실에서 용적 해면상당량 의(2) Gas ( )

를 초과하지 않음을 증명하여야 한다0.5% .

환기계통 난방계통 여압계통 또는 기타의 계통 및 장치가 예상되는 고장 또는 기능불량이(c) , ,

일어났을 경우에 있어서 항에서 규정하는 조건을 만족시키는 것이 가능하도록 설치해(b)

두어야 한다.

(d) 승무원실에 위험한 양의 연기가 축적될 염려가 있는 경우에는 먼저 완전히 여압하고 그 후

안전한계 이하로 감압하지 않아도 되는 연기를 기체 밖으로 방출하는 것이 가능해야 한다.

하기 항의 기준에 의한 경우를 제외하고 다른 공간 및 장소에 공급되는 환기용 공기의 양(e) (f)

및 온도에 관한 것이란 별도로 다음의 공간 및 장소에 있는 자가 그 공간 및 장소에 공급

되는 환기용 공기의 양 및 그 온도를 제어하는 것이 가능한 장치를 설계하여야 한다.

승무원실(1)

승무원실 이외의 승무원용의 공간 및 장소 단 승무원용의 공간 및 장소가 모든 작동조건(2) . ,

에서 다른 공간 및 장소와 공기의 교환에 의해 환기되는 경우를 제외

이하의 모든 조건이 만족되는 경우는 다른 공간에 공급되는 환기용 공기의 양 및 그 온도(f)

에 관한 것이란 별도로 승무원이 승무원실에 공급되는 환기용 공기의 양 및 그 온도를 제

어하는 것이 가능한 장치는 필요하지 않다.

승무원실 및 객실의 용적의 합계가(1) 22.6 (800 ft 3 이하의 경우)

승무원실 및 객실을 흐르는 공기의 출입구 및 통로가 온도의 변동을 이내로 되(2) 2.8 (5 )

도록 배치되고 양실 내의 승무원에게 적당히 환기가 되고 있는 경우,

온도 및 환기의 제어장치는 승무원이 움직이는 위치에 있는 경우(3)

임의로 주어진 온도에서 노출된 시간은 예상하지 못한 고장이 발생한 상태에서 다음의 그(g)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1598

래프를 초과하지 않음을 입증하여야 한다.

객실의 오존농도25.832

비행중의 객실의 오존농도가 다음의 값을 넘지 않는 것이 증명되어야 한다(a) .

기압고도(1) 9,750m(32,000ft) 이상의 비행에 있어서는 비행 중 어떠한 때에도 해면상 기준으

로 환산해서 용적의 만분율0.25 ppm(100 )

기압고도 이상의 비행에 있어서는 시간의 시간평균으로 해면상으로 환(2) 8,230m(27,000ft) 3

산해서 용적의 만분율0.1 ppm(100 )

이 항에 있어서 해면상 환산이란 수은주의 상태를 말한다(b) 25 , 760mm .

비행기의 운용수준 및 성능한계에 근거한 해석 또는 시험에 의해 다음의 가 항 또는 나(c) “ ” “ ”

항에 적합하다는 것이 증명하여야 한다.

상기 항의 한계를 넘는 객실 오존농도로 되는 고도까지 비행기가 운용되지 않을 것(1) (a) .

오존제어장치를 포함 비행기의 환기장치가 상기 항의 한계 이하로 객실 내의 오존 농(2) (a)

도를 유지할 것.

난방계통25.833

연소가열기는 승인된 것이어야 한다

여압계통

여압실25.841

여압실 및 비행 중 사람이 사용하는 부분은 정상운용상태의 비행기 최대운용고도에서 객실(a)

여압고도가 이하로 되도록 설비하여야 한다2,400 m(8,000 ft) .

이상의 고도에서의 운용에 대해서 증명을 얻으려고 하는 비행기에 있(1) 7,600 m(25,000 ft)

어서는 여압계통의 예상되는 고장 또는 기능불량이 일어난 경우에 있어서 4,500 m(15,000

이하의 객실여압고도를 유지할 수 있어야 한다ft) .

비행기는 여압계통의 고장 또는 기능불량으로 인한 감압 후 다음을 초과하는 객실여압고(2)

도에 승객들이 노출되지 않아야 한다.

분이상의 이상의 고도(i) 2 7,600 m(25,000 ft)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.1599

모든 기간 중(ii) 12,100 m(40,000 ft)

동체구조 엔진 및 계통의 고장에 따른 객실 감압을 충분히 고려하여야 한다(3) , .

여압실에는 객실여압을 제어하기 위하여 적어도 다음의 제어장치 및 지시기를 장착하여야(b)

한다.

압축기가 발생하는 것이 가능한 최대유량의 경우에 정 의 압력차를 미리 결정된 값에(1) (+)

자동적으로 제한하는 두 개의 감압밸브 이들의 감압밸브의 각각의 능력은 하나라도 고장.

나면 압력차가 상당한 정도의 상승을 초래하는 것이 아니어야 한다 또한 압력차는 외기.

압보다 객실의 압력이 높은 때에 정 으로 한다(+) .

비행기 구조를 파손하는 부 의 압력차로 되는 것을 자동적으로 막는 두 개의 안전밸브(2) (-)

또는 그것과 동등의 것 단 그 기능불량을 방지하는 것이 가능한 설계의 경우에는 한( ). ,

개의 안전밸브만을 설비하여도 된다.

압력차를 급격히 영까지 감소시키는 장치(3)

소요 실내의 압력 및 환기율을 유지하는 것이 가능하도록 흡입공기량 혹은 배출 공기량(4)

또는 그 양자를 제어하기 위한 자동 또는 수동 조정기

(5) 조종사 또는 기관사에게 압력차 실내압력고도 및 실내 압력고도의 변화율을 지시하는 계기,

압력차 및 실내압력고도가 안전한계치 또는 미리 정해둔 값을 넘는 경우에 조종사 또는(6)

기관사에게 그것을 알리는 경보지시기 적절한 경계표시를 부착한 객실 압력차 지시계는.

압력차에 대해서 경보지시기로 간주한다 객실압력고도가 이상으로 된 때. 3,000m(10,000ft)

에는 승무원에게 경보를 주는 청각 또는 시각에 의한 신호 객실고도 지시장치의 타에 장(

착한 는 실내 압력고도에 대해서 경보지시기로 간주한다) .

비행기 구조가 최대 감압밸브 위치까지의 압력차와 착륙하중과의 조합에 대해서 설계되어(7)

있지 않은 경우에는 그것을 조종사 또는 기관사에게 경고하는 게시판

항 항 및 항에서 규정하는 장비가 필요로 하는 압력감지기 및 압력감(8) (b)(5) , (b)(6) 25.1447(c)

지계통의 배치 또는 설계는 객실 및 승무원실 이층 및 객실 아래의 조리실을 포함 어느( )

것인가 하나에 있어서 실내압력의 손실이 생긴 경우에 있어서도 필요한 산소공급장치가

자동적으로 탑승자의 앞에 출현하는 장치가 감압에 의해서 위험이 현저히 증대하는 시간

적 지체없이 작동하도록 한 것이어야 한다.

여압실의 시험25.843

강도시험 출입구 문 창 및 모든 밸브를 포함한 모든 여압실은 항에서 규정하는(a) : , 25.365(d)

압력차에 대해서 압력용기로서의 시험을 하여야 한다.

기능시험 다음의 항부터 항까지에서 규정하는 기능시험을 행하여야 한다(b) : (1) (4) .

조절밸브의 부작동의 경우를 고려해서 감압밸브 및 안전밸브 그리고 비상방출 밸브의 기(1)

능 및 능력의 시험

증명을 얻으려고 하는 최고고도까지의 각 고도에 있어서 일어나는 압력 온도 및 습도의(2) ,

모든 조건하에서 여압계통의 모든 부분이 올바르게 작동하는 것을 증명하는 시험

비행기의 정상적 상승 및 강하 그리고 단계적 상승 및 강하에 있어서 압력공급장치 압력(3) ,

유량조절기 지시기와 경보장치기능을 증명하기 위한 비행시험의 경우 상승률 및 강하율,

은 증명을 얻으려고 하는 최고도까지의 각 고도에 있어서 비행기의 운용한계 내에서 얻

어진 최대상승율 및 최대강하율로 하여야 한다.

상기 항에서 규정하는 비행시험을 행한 후에도 모든 출입구 문 및 비상탈출구가 지장(4) (3)

없이 개폐할 수 있는 것을 증명하기 위한 시험


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15100

화재방지

소화기25.851

휴대용 소화기(a)

객실에는 사용에 편리한 위치에 적어도 다음 수량의 휴대용 소화기가 구비되어야 한다(1) .

휴대용 소화기의 최소 수량

승객수 소화기 수량

인7 30∼ 1

인31 60∼ 2

인61 200∼ 3

인201 300∼ 4

인301 400∼ 5

인401 500∼ 6

인501 600∼ 7

인601 700∼ 8

승무원실에는 사용에 편리한 위치에 적어도 한대의 소화기가 구비되어 있어야 한다(2) .

급 또는 급의 화물 또는 수하물실 그리고 비행 중 승무원 출입이 가능한 모든 급 화(3) A B E

물실에는 용이하게 이용 가능한 휴대용 소화기를 구비하여야 한다.

객실 상부 또는 하부에 위치한 각 취사실에는 사용에 편리한 위치에 적어도 한대의 소화(4)

기가 구비되어 있어야 한다.

휴대용 소화기는 승인된 것이어야 한다(5) .

승객 인 비행기의 객실에는 적어도 한대 승객 인 이상인 비행기의 객실에는(6) 31 60 , 61∼

적어도 대의 소화기 소화제로서 또는 이와 동등한 것 가 구비되어야 한다2 ( Halon 1211 ) .

소화제의 종류는 소화기를 사용하려고 하는 곳에서 발생 가능한 화재의 종류에 대해서

적당한 것이어야 한다.

(7) 각 소화기에 요구되는 소화제의 양은 가능한 화재의 종류에 대해서 적당한 것이어야 한다.

객실에서 사용하려고 하는 소화기는 위험한 유독가스의 농도를 최소로 하도록 설계된 것(8)

이어야 한다.

고정소화장치 고정소화장치를 필요로 하는 곳에서는 다음의 기준을 적용한다(b) : .

소화장치는 다음의 항 및 항에 적합하도록 장착하여야 한다(1) (i) (ii) .

객실에 침투할 것으로 예상되는 소화제는 인체에 해를 미치지 않는 것일 것(i) .

소화제를 발사한 경우에 구조물에 손상을 주는 것이 없는 것(ii) .

소화장치는 장소의 용적 및 환기율을 고려해서 그 장소에서 발생할 수 있는 모든 종류의(2)

화재에 대항할 수 있을 만한 충분한 능력을 가진 것이어야 한다.

구획의 내부25.853

각각의 승무원 및 객실을 위한 구획은 다음과 같은 기준이 적용된다.

비행기의 승객수용능력에 관계없이 승무원 및 객실의 각 공간에 이용되는 재료 재료의 끝(a) (

마무리 또는 장식면을 포함 는) 부록 의 요건 또는 이와 동등한 시험요건을 만족하F part I

는 것이어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15101

예비(b)

비행기의 승객수용능력에 관계없이 좌석 쿠션 운항승무원용 좌석 쿠션을 제외 은 항의(c) ( ) (a)

기준에 적합함과 동시에 기술기준 부록 의 또는 이와 동등한 시험요건에Part 25 F Part II

적합하여야 한다.

하기 항의 설비를 제외하고 인 이상을 수용하는(d) (e) , 20 다음과 같은 비행기의 내부는 항(a)

의 인화성 요건을 만족함과 동시에 기술기준 부록 의 및 의 시험요건Part 25 F Part IV V

에 적합하여야 한다.

조명렌즈와 창을 제외한 내부천정과 벽 판넬(1)

객실안전을 향상시키는데 필요한 투명 판넬 이외의 칸막이(2)

수납식 카트와 표준 컨테이너의 노출된 표면을 포함한 조리실 구조물 및 모든 컨테이너(3)

또는 수납식 카트가 모두 수납되지 않은 경우 생기는 벽면의 공간

좌석 밑의 잡지와 지도 같은 소형 물품들을 저장하는 부분 이외의 대형 캐비닛 및 객실(4)

수납공간

항의 요건에서 제외된 조종실 조리실 화장실 승무원 휴게실 캐비닛 및 수납공간 등의(e) (d) , , , ,

구획 내부는 비상 착륙 조건 시 닫혀있을 수 있는 문 또는 이와 동등한 방법으로 객실에서

격리되어 있어야 한다.

(f) 화장실에서는 금연이며 만약 승무원 또는, 승객을 위해 할애된 특정 구역에서의 흡연이 허

락된 경우라면 적당한 수량의 밀폐식 장탈 가능한 재떨이를 흡연구역으로 지정된 모든 좌석

에 구비하여야 한다.

비행기의 특정 구역이 흡연구역으로 지정된 것과는 상관없이 화장실에는 화장실문의 입구(g)

또는 입구와 가까운 곳에 밀폐식 장탈 가능한 재떨이를 눈에 잘 띄게 설치하여야 한다 단.

재떨이가 각 화장실의 객실 방향으로부터 쉽게 보일 경우 하나 이상의 화장실 문에 하나

의 재떨이만을 설치할 수 있다.

가연성 쓰레기 처분용 용기는 최소한 화염에 저항하는 재료로 구성되고 밀폐되어야 하며(h)

일반적인 사용 중 발생할 수 있는 화재를 억제할 수 있어야 한다 운용 중 예상되는 마모. ,

부적절한 배치 및 환기 상태 등의 모든 조건에서 그러한 화재를 억제할 수 있는 용기의

성능을 시험에 의해 입증하여야 한다.

화장실 화재방지25.854

승객 인 이상의 비행기는 다음과 같이 설계하여야 한다20 .

각 화장실은 연기감지 시스템 또는 이와 동등한 조종실에 경고등 장치 또는 승무원에 즉시(a) (

감지될 수 있는 객실에 경고등 또는 경고음 장치를 장착 하여야 한다) .

화장실안에 설치된 수건 종이 또는 쓰레기를 위한 용기에 대하여 고정용 소화장치를 장착(b) ,

하여야 한다 소화기는 그러한 용기 안에서 화재가 발생한 경우 자동적으로 방출될 수 있.

도록 설계되어야 한다.

화물실25.855

각각의 화물실에는 다음의 규정을 적용한다.

화물실은 항의 요건에 적합한 것이어야 한다(a) 25.857 .

항에서 규정하는 급에서 급까지의 화물실은 보호막 이 있어야 하며 보호막은(b) 25.857 B E (liner) ,

비행기의 구조로부터 분리 부착되어 있을 수 있다 되어야 한다( ) .

및 등급 화물실의 천정과 측면 보호막 판은 부록 의 또는 이와 동등한(c) C D (liner) F Part III


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15102

방법에 의해서 시험을 하여야 한다.

화물실을 구성하는데 사용되는 모든 다른 재료들은 부록 의 또는 이와 동등한 방(d) F Part I

법에 의해서 시험을 하여야 한다.

조종계통 배관 장비품 부속기기 등으로 그 손상 또는 파괴가 비행기의 안전한 운항에 영(e) , , ,

향을 미치는 요소가 화물실에 설치되어 있지 않아야 한다 이들이 다음 기준에 적합하도록.

보호되어 있는 경우에는 예외로 한다.

화물실 내에서 적재물의 움직임에 의해 손상을 받지 않을 것(1)

이들이 파손 또는 파괴되어도 화재가 발생할 위험이 없을 것(2)

화물실은 화물에 의해 화재방지기능이 손상되지 않도록 설비되어야 한다(f) .

화물실내의 열원은 화물에 점화되는 일이 없도록 차단하고 격리하여야 한다(g) .

다음 항부터 항까지의 사항이 항의 기준에 적합한 것을 증명하기 위해서 비행(h) (1) (3) 25.857

시험을 행하여야 한다.

화물실로의 접근성이 용이할 것(1) .

승무원 또는 승객이 사용하는 장소에 위험한 양의 연기 또는 소화제의 침투가 없을 것(2) .

급 화물실에서 소화제가 소산될 것(3) C .

이들 시험 중 어느 한 화물실에 화재가 발생한 경우 소화 중 또는 소화 후 화물실내의 연(i)

기탐지기 또는 화재탐지기가 부적절하게 작동하지 않는다는 것을 증명하여야 한다 단 객. ,

실의 소화장치가 동시에 작동하도록 설계되어 있는 경우 이 기준은 적용되지 않는다.

화물실 전력 배선 연결 시스템의 구성품은 항의 요구조건을 만족하여야 한다(j) 25.1721 .

단열 및 방음 재료25.856

동체에 장치된 단열 방음 재료는 부록 의 의 화염 전파시험기준 또는 기타 승인된(a) / F Part VI

대등한 요구조건에 적합하여야 한다 이 요구조건은 부록 의 에 정의된 소형 부품. F Part I

에는 적용되지 않는다.

(b) 인 이상의 승객 수용 능력을 가진 비행기의 경우 비행기 동체의 하부에 설치된 동체20 , ( 에 재

료를 체결하는 수단을 포함한 단열 방음 재료는 부록 의 의 화염 전파저항) / F Part VII 시험

기준 또는 기타 승인된 대등한 시험 요구조건을 만족하여야 한다 이 요구조건은 감항. 당국이

화재 관통 저항성과 관련이 없다고 판단한 단열 방음 설치에는 적용되지 않는다/ .

화물실의 분류25.857

급 화물실 급 화물실이란 다음의 항 및 항의 조건에 적합한 것을 말한다(a) A : A (1) (2) .

(1) 그 장소에 화재가 발생한 경우에 승무원이 좌석에 앉은 상태로 용이하게 발견할 수 있을 것.

비행 중 화물실의 모든 장소에 용이하게 도달할 수가 있을 것(2) .

급 화물실 급 화물실이란 다음의 항부터 항까지의 조건에 적합한 화물실을 말한(b) B : B (1) (4)

다.

비행 중 승무원이 휴대용 소화기를 가지고 화물실의 모든 장소에 도달해서 소화작업이 행(1)

해질 수 있는 충분한 통로를 가질 것.

실내의 통로에서 작업 중 위험한 양의 연기 화재 또는 소화제가 승무원 또는 승객이 사(2) ,

용하는 통로에 침입하지 않을 것.

조종사 또는 기관사에게 화재의 발생을 경고하기 위해서 각각 별개 계통의 승인된 연기탐(3)

지기 또는 화재탐지기가 장착되어 있을 것.

예비(4)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15103

급 화물실 급 화물실이란 급 화물실 또는 급 화물실의 요건에 적합하지는 않지만(c) C : C A B

다음 항부터 항까지의 조건에 합치한 화물실을 말한다(1) (5) .

조종사 또는 기관사에게 화재의 발생을 경고하기 위해서 각 별개 계통의 승인된 연기탐지(1)

기 또는 화재탐지기가 장착되어 있을 것.

조종실로부터 조작이 가능한 승인된 고정소화장치 또는 화재진압계통이 장착되어 있을(2)

것.

위험한 양의 연기 화재 또는 소화제가 승무원 또는 승객이 사용하는 곳에 침입하는 것이(3) ,

없도록 설비되어 있을 것.

소화제가 급 화물실에서 발생하는 어떠한 화재도 억제할 수 있도록 각 실내에서 환기(4) C

및 통풍의 조작이 가능하도록 설비되어 있을 것.

예비(5)

예비(6)

예비(d)

급 화물실 급 화물실이란 화물의 운반에만 공급되는 비행기의 화물실이며 다음의(e) E : E (1)

항부터 항까지의 조건에 적합한 화물실을 말한다(5) .

예비(1)

조종사 또는 기관사에게 화재의 발생을 경고하기 위해서 각각 별개 계통의 승인된 연기탐(2)

지기 또는 화재탐지기가 장착되어 있을 것.

당해 화물실내에의 또는 당해 화물실내에서의 환기용 기류를 차단하기 위한 설비를 장착(3)

하고 있을 것 또한 이 장치의 조작장치는 승무원실내에서 승무원이 용이하게 조작 가능. ,

한 위치에 설치되어 있을 것.

위험한 양의 연기 화염 또는 유해 가스를 조종실로부터 방출하는 장치가 구비되어 있어(4) ,

야 한다.

요구되는 승무원 비상탈출구들은 어떠한 화물적재조건 하에서도 접근할 수 있어야 한다(5) .

화물실의 연기 또는 화재검출계통25.858

화물실에 연기 또는 화재검출설비의 증명이 요구되는 경우에는 당해 설비를 가진 각 화물실은

다음의 항부터 항까지의 기준에 적합한 것이어야 한다(a) (d) .

검출계통은 화재의 발생 후 분 이내에 승무원에게 시각에 의한 지시를 주는 것이어야 한(a) 1

다.

검출계통은 비행기의 구조적 안전성이 저하하는 온도보다 충분히 낮은 온도에서 화재를 검(b)

출하는 것이 가능한 것이어야 한다.

승무원이 비행 중 각 화재검출회로의 기능을 점검하는 방법이 있어야 한다(c) .

검출계통의 유효성은 모든 승인된 운용형태 및 운용상태에 대해서 증명되어야 한다(d) .

연소가열기의 화재방지25.859

연소가열기의 방화구역 다음 연소가열기의 방화구역은 항부터 까지 그리고(a) : 25.1181 25.1191

항부터 까지에 해당하는 기준에 의해 방화설비를 해 두어야 한다25.1195 25.1203 .

가열기의 주변구역에서 다음의 항 또는 항의 위험성이 있는 가연성 유체계통부품 가(1) (i) (ii) (

열기용 연료계통은 제외 을 포함한 구역)

가열기가 기능불량으로 될 때 손상될 염려가 있는 것(i) .

누설될 때 가연성 유체 또는 증기가 가열기 있는 곳까지 흘러 들어갈 염려가 있는 것(ii) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15104

가열기의 주변구역에서 누설될 때 연료 또는 가연성증기가 구역 내에 침입할 염려가 있는(2)

피팅을 가진 가열기용 연료계통을 포함한 구역

환기용 공기통로 중 연소실 주변의 부분 단 승무원실내 또는 객실내의 환기용 공기통로(3) , ,

에는 소화장치를 설치할 필요가 없다.

환기용 공기도관 방화구역을 지나는 환기용 공기도관은 제 종 내화성 재료로 제작한 것(b) : 1

이어야 하며 다음 기준을 적용한다.

가열기 후류의 환기용 공기도관은 가열기내에서 발생한 어떠한 화재도 도관 내에서 외부(1)

로 나오지 않도록 하는데 충분한 거리가 되도록 제 종 내화성구조의 재료로 하여야 한다1 .

단 제 종 내화성재료의 밸브 또는 기타 동등의 효과가 있는 장치를 이용해서 격리 가능, 1

한 경우 이 제한은 없다.

환기용 공기도관 중 가연성 유체계통이 위치하는 구역을 지나는 부분은 가연성 유체계통(2)

의 어느 부분이 기능불량으로 되어도 가연성 유체 또는 가연성 증기가 환기용 공기에 들

어가는 것이 없도록 하든가 또는 그와 같은 계통에서 격리해 두어야 한다.

연소용 공기도관 연소용 공기도관은 역화 또는 역화가 전파해도 손상을 받지 않도록 충(c) :

분한 거리가 되도록 제 종 내화성 구조의 재료로 하여야 하며 다음 기준을 적용한다1 .

연소용 공기도관은 환기용 공기와 통하지 않아야 한다 단 역화 또는 역화에 의한 화재가(1) . ,

가열기 또는 그 부속부품의 기능불량 또는 역류상태를 포함한 어떠한 운용상태에 있어서

도 환기용 공기에 들어가지 않는 것이 증명되는 경우 이 제한은 없다.

연소용 공기도관은 제거하지 않고 가두어 두면 가열기를 파괴시키는 역화를 급속히 제거(2)

하는 것을 방해하는 것이 아니어야 한다.

(d) 가열기 조작장치 일반 가열기 조작장치의 각 부품 조작계통의 배관 또는 안전조작장치( ) : ,

위쪽의 중앙부에 물 또는 얼음이 위험한 만큼 축적되는 것을 방지하는 장치가 있어야 한다.

가열기 안전조작장치 각 연소가열기에는 다음의 안전조작장치를 장착하여야 한다(e) : .

다음에 게재한 상태로 된 경우에 연소가열기에서 떨어진 곳에서 당해 연소가열기의 점화(1)

및 연료공급을 자동적으로 차단하고 그 위치에 유지하는 장치를 설치하여야 한다 이 장, .

치는 공기온도 공기유량 및 연료유량의 정규 연속제어기와 독립한 것이어야 한다, .

열교환기의 온도가 안전한계를 넘은 경우(i)

환기용 공기온도가 안전한계를 넘은 경우(ii)

연소용 공기유량이 안전운용에 부적당하게 된 경우(iii)

환기용 공기유량이 안전운용에 부적당하게 된 경우(iv)

(2) 각 가열기에 설치된 상기 항의 기준에 적합한 장치는 다음 기준에 적합한 것이어야 한(1) 다.

비행기 안전운항의 필수 열량을 공급하는 다른 가열기를 위한 부품과 독립한 것이어야(i)

한다.

승무원이 재 시동할 때까지 가열기를 폐지의 위치에 유지하여야 한다(ii) .

비행기의 안전운항에 필요 불가결한 열량을 방출하는 가열기가 상기 항에서 규정하(3) (e)(1)

는 자동장치의 작동에 의해 차단된 경우에 그것을 승무원에게 지시하는 경보장치를 설치

하여야 한다.

공기흡입구 연소용 및 환기용 공기흡입구는 다음의 항 또는 항의 조건하에서 어떠(f) : (1) (2)

한 운용상태에 있어서도 가연성 유체 또는 가연성 증기가 가열기계통에 들어가는 것이 없

도록 배치하여야 한다.

가열기 계통의 정상 작동 중(1)

가열기 계통 이외의 부품의 기능불량의 결과(2)


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가열기의 배기계통 가열기의 배기계통은 항 및 항의 기준에 적합한 것이어(g) : 25.1121 25.1125

야 한다 또 가열기의 배기계통의 설계에는 다음 사태의 발생을 막기 위해서 연소생성물을.

안전하게 기체 외부로 배출할 수 있는 설비가 되어야 한다.

배기계통에서 그 주변의 장소로 연료가 누설하는 것(1) .

배기계통 주변의 장비품 또는 구조로 배기가스가 닿는 것(2) .

가연성 유체계통을 가진 곳에 배기계통이 배치되어 있는 경우에 배기계통에 의해 가연성(3)

유체가 인화하는 것.

제거하지 않고 밀폐해 두는 경우 가열기를 파괴시키는 역화의 급속한 차단이 배기계통에(4)

의해 방해되는 것.

(h) 가열기의 연료계통 가열기의 연료계통은 가열기의 안전조작에 영향을 미치는 동력장치 연:

료계통의 모든 기준에 적합한 것이어야 한다 환기용 기류 중에 있는 가열기 연료계통의 각.

부품은 그 부품에서 누설하는 연료가 환기용 기류에 들어가지 않도록 차단장치를 해야 한다.

연료의 배출장치 연료실 또는 열교환기 내에 연료가 축적된 경우 그것을 안전하게 배출하(i) :

기 위한 장치를 구비하여야 한다 단 다음 기준을 적용하여야 한다. , .

고온에서 작동하는 배출장치의 각 부는 가열기의 배기계통과 같은 방법으로 보호하여야(1)

한다.

배출장치는 어떠한 운용상태에 있어서도 위험할 만큼의 얼음이 축적되지 않도록 보호하여(2)

야 한다.

가연성 유체의 화재방지25.863

가연성 유체계통에서 누설에 의해 가연성의 유체 또는 증기가 유입될 염려가 있는 구역에(a)

는 이들 유체 또는 증기의 인화 염려 및 인화한 경우에 일어나는 위험을 최소로 하기 위

한 설비를 구비하여야 한다.

상기 항에 대한 적합성은 계산 또는 시험을 통해 증명하여야 한다 이때 다음의 각 항을(b) (a) .

고려하여야 한다.

누설원 경로 및 누설을 검출하는 수단(1) ,

가연성 또는 흡수성 물체의 영향을 고려한 가연성 유체의 특성(2)

전기계통의 결함장비품의 과열 및 방화장치의 결함을 포함하여 예상되는 발화원(3)

유체흐름 차단 장비품의 작동정지 제 종 내화성 재료에서의 봉입 또는 소화제의 사용 등(4) , 1 ,

화재를 제어하거나 소화하는데 이용 가능한 장치

비행의 안전 임계 부품의 화재 및 열에 견디는 성능(5)

(c) 유체의 화재를 방지 또는 대체하는데 승무원의 행동이 필요한 경우 장비품의 작동정치 또는(

소화기의 작동 중 승무원에 경보를 주기 위하여 빠르게 작동하는 장치를 구비하여야 한다) .

가연성 유체계통에서의 누설에 의해 가연성의 유체 또는 증기가 유입할 염려가 있는 구역(d)

을 명시하고 결정해 두어야 한다, .

조종계통 엔진마운트 및 기타 비행구조부재의 화재방지25.865 ,

지정된 방화구역 또는 방화구역에 있어서 화재의 영향을 받는 그 인접구역에 있는 필수 조종계

통 엔진마운트 및 기타 구조부재는 제 종 내화성 재료에서 구성되는가 또는 화재의 영향에 견, 1

뎌내도록 보호되어야 한다.

화재방지 기타 구성부품25.867 :


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15106

나셀 중심성의 나셀 직경 내에서의 후방표면은 최소한 제 종 내화성재료로 되어야 한다(a) 2 .

상기 항의 기준은 지정 방화구역 또는 나셀의 엔진실의 열 불 또는 불꽃에 의해 쉽게(b) (a) ,

영향을 받지 않는 후방표면에는 적용하지 않는다.

화재 보호 계통25.869 :

전기계통 구성품(a) :

(1) 전기계통의 구성품은 항 및 항의 화재 및 연기 보호 규정에 적합하여야 한다25.831(c) 25.863 .

비상 절차 시 사용되는 화재 위험 구역에 설치된 장치는 내화성이 있는 것이어야 한다(2) .

전설연결시스템 구성품은 항의 요구조건을 만족하여야 한다(3) (EWIS) 25.1713 .

가연성 유체 배관으로부터 격리되어 있을 것(i)

일반적인 케이블 절연체에 추가적으로 전기적 절연 가요관 또는 동등한 장치로 감싸져(ii) ,

야 한다.

기체의 임의의 지역에 장착된 전기선 및 전기 케이블의 절연물은 부록 의 적절한(4) F, Part I

기준에 따라 시험할 때 자기 소화성이 있어야 한다.

가연성 증기나 유체를 포함하고 있을 수 있는 펌프의 방출부 쪽에 장착되어 있으며 화재(b) ,

위험구역에 위치하고 있는 각각의 진공 공기계통의 도관 및 연결부위는 의 규정에25.1183

적합하여야 한다 화재위험구역에 위치하고 있는 그 이외의 진공 공기 계통의 구성품은 적.

어도 내화성이 있어야 한다.

산소 장비 및 배관은 다음에 적합하여야 한다(c) .

화재위험구역 내에 위치해서는 아니 된다(1) .

화재위험구역에서 발생하거나 방출되는 열로부터 보호되어야 한다(2) .

정상적인 운용 중 또는 임의의 계통의 고장이나 기능 불량으로 인하여 생길 수 있는 윤활(3)

유 유체 또는 증기 축적물에 산소로 인하여 발화되지 않도록 장착되어야 한다, .

기타요건

수평위치25.871

지상에 있어서 비행기가 수평위치에 있는 때를 결정하는 수단을 설계하여야 한다.

프로펠러 근방의 보강25.875

프로펠러 익단에 가까운 비행기의 각 부분은 프로펠러에서 생기는 진동 및 프로펠러에서(a)

떨어지는 얼음 충돌에 충분히 견디는 강도와 강성을 가져야 한다.

발생된 가장 심한 얼음의 충격을 견딜 수 있는 것이 증명되지 않는 한 프로펠러 익단에 가(b)

까운 장소에 창을 배치하지 않아야 한다.

전기적 본딩 및 정전기 보호25.899

정전기에 대비한 전기적 본딩 및 정전기 보호는 다음의 현상을 유발할 있는 정전기 전하의(a)

축적이 최소화되도록 설계하여야 한다.

전기적 쇼크로 인한 인적 상해(1)

가연성 증기의 발화(2)

(3) 장착된 전기장치나 전자장치에 대한 간섭

이 절의 항에 대한 적합성은 다음과 같은 방법으로 입증할 수 있다(b) (a) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15107

기체구조물과의 적정한 전기적 본딩(1)

비행기 사람 또는 장착된 전기 및 전자시스템에 위험을 주지 않도록 정전기 전하를 방출(2) ,

시킬 수 있는 기타의 인정 가능한 수단을 구비

동력장치Subpart E -

일반

장착25.901

이 에서의 동력장치에는 다음 구성품들을 포함한다(a) Subpart .

추진에 필요한 구성품(1) ,

주요 추진장치의 제어에 영향을 미치는 구성품 또는(2) ,

일상적인 검사 또는 창정비 시점까지 주요 추진장치의 안전성에 영향을 미치는 구성품(3) .

동력장치(b)

동력장치는 다음의 규정에 적합하도록 장착하여야 한다(1) .

기술기준 의 항에서 규정한 장착 지침(i) Part 33 33.5

이 기술기준에서 적용되는 기준(ii)

장착 구성품은 일상적인 검사 또는 창정비 시점까지 계속적인 안전 작동이 보장되도록 구(2)

성하고 배열하여 장착해야 한다.

필요한 검사 또는 정비를 위해 접근이 가능하도록 장착하여야 한다(3) .

주요 장착 구성품은 비행기의 다른 부품들과 전기적으로 연결되어야 한다(4) .

동력장치와 보조동력장치 장착에서는 비행기의 안전운항을 위태롭게 하는 단독 결함이나(c)

고장 또는 복합 결함의 가능성이 없음을 입증하여야 한다 단 결함 가능성이 극히 적을, . ,

경우 구조 요소물의 결함은 고려하지 않아도 좋다, .

보조동력장치의 장착은 이 의 해당 기준에 적합하여야 한다(d) Subpart .

엔진25.903

엔진의 형식증명(a)

모든 엔진은 형식증명이 있어야 하며 기술기준 에서 규정한 요구조건에 적합하여(1) , Part 33

야 한다.

각 터빈 엔진은 다음 중 하나에 적합하여야 한다(2) .

기술기준 의 및 항의 규정에 관한 내용 중 국토교통부장관이 필(i) Part 33 33.76, 33.77 33.78

요하다고 판단하여 제정한 특수요건

예비(ii)

예비(iii)

유사한 장착위치에서 외부 물질 유입으로 인하여 불안전한 상태를 초래하였던 적이 없(iv)

음을 입증하여야 한다.

엔진의 격리 동력장치들은 엔진에 영향을 미치는 계통이나 엔진의 결함 또는 고장상태에(b) :

서도 다음과 같은 상태를 유발하지 않으면서 작동이 가능하도록 배열하고 서로 격리되어

있어야 한다.

다른 엔진의 계속적인 안전운전 방해(1)

계속적인 안전운전을 위한 승무원의 긴급한 조작 요구(2)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15108

엔진 회전의 제어 비행 중에 엔진들의 회전을 개별적으로 정지시키는 수단이 있어야 한(c) :

다 단 터빈 엔진에 있어서는 엔진회전이 계속되면 비행기의 안전이 위태롭게 될 수 있. ,

는 경우에만 회전정지 장치를 장착한다 화염에 노출될 수 있는 방화벽 옆에 위치한 엔진.

에 장착되는 정지장치 및 재시동 장치의 구성품은 최소한 내화성이 있어야 한다 유압식.

프로펠러 페더링 장치를 이러한 목적에 사용하는 경우 페더링 유관은 페더링 작동 중에,

예상되는 운용조건에서 최소한 내화성이 있는 것이어야 한다.

터빈 엔진 장착 터빈 엔진 장착에 대한 요구조건은 다음과 같다(d) : .

(1) 엔진 로터가 파손되거나 엔진내부에서 발생한 화재가 엔진 덮개를 통과하여 진전되는 경우

에 대비하여 비행기의 피해를 최소화 할 수 있도록 설계상의 예방책을 강구하여야 한다.

동력장치 계통과 엔진 조종장치 시스템 계기 등은 터빈로터의 구조에 불리한 영향을 미(2) , ,

치는 운용한계가 가동 중에 초과되지 않도록 설계되어야 한다.

재시동 특성(e)

비행 중에 어느 엔진이라도 재시동할 수 있는 수단이 갖추어져 있어야 한다(1) .

비행 중 엔진 재시동을 위한 고도 속도 영역선도가 설정되어야 하며 각 엔진은 해당 영(2) - ,

역선도에서 재시동 능력을 갖추어야 한다.

터빈 엔진을 장착한 비행기에서 비행 중에 모든 엔진이 정지되었을 때 최소 풍차상태(3) ,

속도에서 엔진 점화에 필요한 전력을 충분히 공급하지 못하는 경우에는 비(Windmilling)

행 중 엔진 점화와 재시동을 위해 엔진 구동식 발전기 계통과 독립된 별도의 전원장치를

구비하여야 한다.

보조동력장치 모든 보조동력장치는 승인이 된 것이거나 사용 용도에 해당하는 등급에 따(f) :

른 요구조건 적합한 것이어야 한다.

자동이륙추력 제어계통25.904

이륙 중에 어떤 엔진이 정지하였을 때 작동하는 다른 엔진의 동력 또는 추력을 자동으로 조정,

하는 엔진동력 제어계통의 장착에 대해 승인을 받고자하는 형식증명 신청자는 이 장의 부록 I

에서 규정하는 요구조건을 충족해야 한다.

프로펠러25.905

모든 프로펠러는 형식증명이 있어야 한다(a) .

엔진 출력과 프로펠러 축의 회전속도는 프로펠러의 인증한계를 초과할 수 없다(b) .

프로펠러블레이드 피치 조정계통을 구성하는 각 부품은 기술기준 의 항의 요구(c) part 35 35.42

조건에 적합하여야 한다.

프로펠러블레이드가 파손되거나 허브의 결함으로 이탈하는 경우 비행기에 대한 위험을 최(d)

소화하기 위한 설계상의 예방책이 강구되어 있어야 한다 이때 고려해야 할 위험 상황에는.

파손되거나 이탈한 블레이드가 충돌할 때와 불균형으로 인해 구조 및 치명적인 계통이 손

상되는 경우를 포함시켜야 한다.

프로펠러의 진동25.907

실제로 측정하거나 유사한 장착 상태에서 측정한 값과 비교하여 모든 정상운용 상태에서(a)

프로펠러블레이드의 진동으로 생기는 응력의 크기를 결정하여야 한다.

(b) 이때 정한 진동응력의 크기는 안전한 계속 운전을 위해 입증된 한도를 초과하지 않아야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15109

프로펠러 여유간격25.925

보다 작은 간격으로도 안전하다고 입증되지 않는 한 프로펠러의 여유간격들은 비행기의 중량,

이 최대이고 중량중심의 위치와 프로펠러피치의 위치가 가장 불리한 상태일 때 다음 값들 보다

작지 않아야 한다.

지면과의 여유간격 착륙장치가 정적으로 수축된 상태에서의 수평 이륙 자세와 주행 자세(a) :

중에서 가장 작은 지면과의 여유 간격은 전륜식 비행기는 후륜식 비행기는17.78 cm(7 in),

이상이어야 한다 또한 수평이륙 자세에서 임계 타이어가 완전히 파열되고22.86 cm(9 in) . ,

착륙장치 스트러트가 지면에 닿은 경우에도 프로펠러와 지면사이에 충분한 간격이 유지되

어야 한다.

수면과의 여유간격 보다 작은 간격으로도 항에 대한 적합성이 입증되지 않는 한(b) : 25.239(a) ,

프로펠러와 수면 사이에는 최소한 이상의 여유간격이 있어야 한다45.72 cmn) .

기체구조와의 여유간격(c)

프로펠러블레이드의 끝부분과 비행기 구조 사이에는 최소한 인치 의 여유간격이(1) 1 (2.54cm)

있어야 하며 유해한 진동을 예방하기 위해 필요한 만큼의 간격이 추가되어야 한다.

프로펠러블레이드 또는 커프 와 비행기에 고정되어 있는 부품 사이에 축방향으로 최(2) (Cuff)

소한 인치 이상의 여유간격이 있어야 한다0.5 (1.27cm) .

프로펠러의 기타 회전 부위 또는 스피너와 비행기에 고정되어 있는 부품 사이에 여유간격(3)

이 있어야 한다.

프로펠러 제빙25.929

결빙이 예상되는 곳에서 사용하고자 하는 비행기에는 결빙이 되면 엔진을 위험한 상태에(a)

빠뜨릴 수 있는 보기나 프로펠러에 결빙이 일어나지 않게 하거나 결빙을 제거하는 수단이

갖추어져 있어야 한다.

프로펠러의 제빙에 가연성 유체를 사용하는 경우 항부터 항까지와 항(b) 25.1181 25.1185 25.1189

의 기준을 적용 받는다.

역추력장치25.933

터보제트 역추력장치(a)

지상에서만 작동하도록 되어있는 역추력장치를 비행 중에 작동시키는 경우 엔진이 비행(1)

아이들 추력 이상으로 작동하지 않도록 설계하여야 한다 또한 다음 사항들을 시험(Idle) .

이나 분석 또는 두 가지 방법 모두를 사용하여 입증하여야 한다.

작동이 되는 역추력장치는 정방향 추력 위치로 회복될 수 있어야 한다(i) .

역추력장치가 어느 위치에 있더라도 계속적인 안전비행과 착륙을 할 수 있어야 한다(ii) .

비행 중에 사용하도록 되어있는 역추력장치의 경우 지상에서의 작동을 포함하여 예상되(2) ,

는 비행기의 모든 운용상태에서 역추력장치의 정상적인 사용이나 결함 가능한 복합적인(

결함을 포함한 으로 인하여 비행기가 불안전한 상태가 되지 않도록 설계하여야 한다 결) .

함 가능성이 극히 적을 경우 구조 요소물의 결함은 고려하지 않아도 좋다, .

역추력장치가 고장나는 경우 엔진추력이 비행아이들 추력 이상으로 올라가지 못하도(3) (Idle)

록 조치하는 수단이 있어야 한다 단 운용 중에 예상되는 가장 위험한 역추력 조건에서. ,

도 공기역학적인 수단만으로 방향조종성을 유지할 수 있는 정방향 추력보다 더 큰 추력

을 낼 수 있는 경우는 예외로 한다.

프로펠러 역추력장치(b)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15110

지상에서만 작동하도록 되어있는 역추력장치는 예상되는 모든 운용조건에서 원하지 않는(1) ,

역추력을 유발시키는 결함 복합결함 포함 또는 고장이 발생하지 않도록 설계하여야 한다( ) .

가능성이 극히 적을 경우 구조 요소물의 결함은 고려하지 않아도 좋다, .

프로펠러블레이드를 저피치 비행위치에서부터 저피치 정상비행일 때의 피치보다 훨씬 작(2)

은 피치까지 변화시키는 프로펠러 시스템에 대해서는 결함분석이나 시험 또는 두 가지,

방법 모두를 통하여 요구사항에 대한 적합성은 입증할 수 있다 분석에 있어서는 프로펠.

러 및 관련 장착 부분품에 대한 미연방항공규정 에 대한 적합성을 입증하기(FAR §35.21)

위해 작성한 분석자료를 포함시키거나 첨부할 수 있다.

터보제트엔진 역추력장치 시험25.934

터보제트엔진에 장착하는 역추력장치는 기술기준 의 항의 요구조건을 충족해야 한Part 33 33.97 다.

터보프로펠러 항력제한 장치25.937

터보프로펠러로 추진되는 비행기의 프로펠러 항력제한 장치는 정상 또는 비상 작동시 결함이나

고장이 발생하더라도 항에 따라 설계한 비행기의 프로펠러 항력을 초과하지 않도록 설계25.937

하여야 한다 발생 가능성이 극히 적을 경우 항력제한 장치의 구조 요소물에 대한 결함은 고. ,

려하지 않아도 좋다.

터빈엔진의 작동 특성25.939

터빈엔진의 작동 특성은 비행기 및 엔진의 운용한계 범위에서 정상 및 비상 작동 중 유해(a)

한 특성 실속 서지 또는 엔진정지 등 이 위험할 정도로 나타나지 않음을 비행시험을 통해( , )

파악하고 입증하여야 한다.

예비(b)

터빈엔진의 공기 흡입장치는 정상 운전 중에 공기 흐름을 왜곡시켜 엔진에 유해한 진동을(c)

발생하지 않아야 한다.

공기흡입구 엔진 및 배기구의 적합성25.941 ,

가변식 흡입구 또는 배기 장치를 채용하는 비행기는 다음 항목들을 충족해야 한다.

공기흡입구 엔진 추력증강장치가 있는 경우 이것을 포함하여 및 배기구로 구성되는 일체(a) , ( )

의 시스템은 모든 영역의 엔진회전속도와 추력 엔진 공기흡입구와 배기구 형상 등을 포함,

한 승인된 모든 운용 조건에서 적절하게 작동함을 입증하여야 한다.

이러한 장치의 작동 발생 가능한 고장의 경우를 포함한 으로 발생하는 비행기의 공기역학(b) ( )

적 제어에 대한 동역학적 효과로 인해 비행기의 운용한계나 구조적인 한계를 벗어나지 않

도록 하기 위한 조종사의 특별한 조종기술 경각심 또는 조종강도를 요구하는 상황이 유, ,

발되지 않아야 한다.

(c) 상기 항에 대한 적합성 입증에서 요구되는 조종사 조종력의 강도는 항과(b) 25.143(e) 25.143(f)

항에 제시된 조건에서 항에 제시된 조종력 한계를 초과하지 않아야 한다25.143(d) .

감속25.943

비행기가 항에서 규정하는 비행 영역선도 내에서 감속할 때 엔진이나 비행 중 사용하도25.333 ,

록 승인된 보조동력장치 또는 이와 관련된 모든 계통과 구성품에는 위험한 고장이 생기지 않,

아야 한다 이것은 감속하는데 예상되는 최장 시간동안에 걸쳐 입증되어야 한다. .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15111

추력 또는 동력 증강장치25.945

일반 모든 유체 분사장치는 엔진의 의도된 운영조건 하에서 적절한 기능을 발휘할 수 있(a) :

도록 설정된 유체의 분사율과 압력으로 유체를 공급할 수 있어야 한다 결빙될 수 있는 유.

체의 경우 유체의 결빙으로 인하여 비행기를 손상시키거나 비행기의 성능에 악영향을 미,

치지 않도록 설계되어야 한다.

유체탱크 모든 증강장치의 유체탱크는 다음 요구사항에 적합하여야 한다(b) : .

운용 중 예상되는 진동 관성력 유체 및 구조적인 하중을 파괴 없이 견딜 수 있어야 한(1) , ,

다.

비행기 내부에 장착되는 탱크는 누유 또는 파괴 없이 최대 작동압력의 배에 해당하는(2) 1.5

내부 압력을 견딜 수 있어야 한다.

환기구가 있는 경우 환기는 모든 정상비행조건에서 효과적으로 이루어져야 한다(3) , .

예비(4)

유체탱크는 탱크 용량의 이상의 팽창 공간이 있어야 한다 비행기의 정상 지상 자세(5) 2% .

에서 유체의 공급 시 유체가 이 팽창 공간에 부주의하게 채워지는 것이 불가능해야 한다.

다음 항 또는 항에 해당하는 경우 증강장치 배출구는 항의 기준에 따라 설계(c) (1) (2) , 25.1455

하고 위치시켜야 한다.

증강장치의 유체가 결빙될 수 있는 경우(1)

비행중 또는 지상 운용 중 유체가 배출될 수 있는 경우(2)

각 엔진에 사용하는 추력증강 장치용 유체 탱크의 가용 용량은 추력증강 용액을 사용하는(d)

비행기가 승인된 절차에 따라 운용하는데 있어 충분한 용량이 되어야 한다 용액 소모량.

은 요구되는 엔진 출력에 맞추어 승인된 최대 소모율을 근거로 산정하여야 하며, 산정 시

온도에 따른 엔진 성능의 영향과 요구되는 용액의 량을 변경시킬 수 있는 기타 여타의 요

소들을 고려해야 한다.

본 절은 연료 분사장치에는 적용하지 않는다(e) .

연료계통

일반25.951

연료계통은 인증된 모든 기동과 엔진과 보조동력장치의 사용이 허용되는 조건을 포함한 모(a)

든 예상 운용조건에서 엔진 및 보조동력장치의 적절한 기능을 위해 설정된 유량 및 압력

으로 연료흐름이 이루어지도록 구성하고 배치하여야 한다.

모든 연료계통은 내부에 들어간 공기가 다음과 같은 상태를 유발하지 않도록 배치하여야(b)

한다.

왕복엔진의 초 이상의 출력 중단(1) 20

터빈엔진의 운전정지(2)

터빈 엔진의 각 연료 시스템은 초기에 에서 포화상태에 이른 연료에 리터당(c) 26.7 (80 )

의 비율로 물을 넣고 운용 중에 예상되는 최악의 결빙조건에서 냉각시0.198cc(0.75cc/gal)

킨 연료를 사용하더라도 정상적인 유량 및 압력을 보이며 지속적으로 작동할 수 있어야

한다.

터빈 엔진을 장착한 비행기의 연료 시스템은 기술기준 에 따른 연료배출과 관련한(d) Part 34

요구조건을 충족해야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15112

연료시스템의 분석 및 시험25.952

연료시스템 기능의 적절성은 예상되는 모든 운용조건에서 국토교통부장관이 필요하다고 보(a)

는 시험과 분석을 통하여 입증되어야 한다 필요한 경우 비행기의 연료시스템이나 또는. ,

연료시스템의 작동 특성을 재현하는 시험장치를 사용하여 시험을 수행하여야 한다.

열교환기에서 연료를 이용하는 경우 이 열교환기의 개연성 있는 결함으로 인해 위험한 상(b) ,

태가 발생하지 않아야 한다.

연료 시스템의 독립성25.953

모든 연료 시스템은 다음과 같은 방법으로 항의 요구조건을 충족해야 한다25.903(b) .

각 엔진에 대한 연료공급 시스템으로 서로 독립된 부분을 통해 다른 엔진에도 연료를 공급(a)

할 수 있는 시스템

인정할 수 있는 다른 방법(b)

연료시스템의 낙뢰 방호25.954

연료시스템은 다음과 같은 낙뢰에도 기화된 연료가 점화되지 않도록 설계하고 배치하여야 한

다.

낙뢰 부착 가능성이 높은 부분에 낙뢰가 직접 부착되는 경우(a)

경사낙뢰의 부착 가능성이 높은 부분에 경사낙뢰가 부착되는 경우(b)

연료배출구에 코로나와 유광이 형성되는 경우(c)

연료흐름25.955

각 연료 시스템은 최소한 의도한 작동상태와 기동에 필요한 연료량의 를 공급하여야(a) 100%

한다 이에 대한 적합성은 다음과 같이 입증하여야 한다. .

연료는 엔진 형식증명서에 규정된 한계 이내의 압력으로 각 엔진에 공급되어야 한다(1) .

탱크 내부의 연료량은 항의 요구조건인 사용할 수 없는 잔류량과 이절의 적합성을(2) 25.959

입증하기 위해 필요한 양의 합계를 초과하지 않아야 한다.

각 주연료펌프는 이절의 적합성을 입증하기 위한 모든 작동조건과 비행자세에서 필요에(3)

따라 사용되어야 하며 각 주연료펌프를 대신할 수 있는 적절한 비상펌프들이 구비되어,

있어야 한다.

연료유량계가 있는 경우 유량계를 폐쇄한 상태에서 연료가 유량계 또는 바이패스 경로를(4) ,

통해 공급될 수 있어야 한다.

하나의 엔진에 조 이상의 연료탱크로부터 연료를 공급할 수 있는 경우 연료 시스템은 다(b) 2 ,

음 사항을 충족해야 한다.

왕복 엔진 엔진 결함의 원인이 해당 엔진으로 연료를 공급하는 탱크의 연료 고갈 때문(1) :

임이 분명한 경우 사용 가능한 연료가 있는 다른 탱크로 스위치를 전환한 후 초 이내, 20

에 최대압력의 연료가 엔진에 공급되어야 한다.

터빈 엔진 연료탱크를 수동으로 적절히 전환할 수 있는 장치에 추가하여 정상작동 중에(2) : ,

각 엔진으로 연료를 공급하는 탱크의 사용 가능한 연료가 고갈되었을 때 비행 승무원이

별도의 주의를 기울이지 않아도 연료 공급이 끊기지 않도록 하고 통상 이 엔진에만 연료,

를 공급하도록 되어 있는 다른 탱크에는 가용한 연료가 남아있도록 설계해야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15113

연결된 탱크 사이의 연료흐름25.957

비행 중에 한 탱크로부터 다른 탱크로 연료 이송이 가능한 경우 연료탱크 배출구와 연료이송,

시스템은 과다한 충진으로 인한 구조적인 손상이 발생하지 않도록 설계하여야 한다.

사용 불가능한 연료의 공급25.959

각 연료탱크와 연료시스템 구성품 내부의 사용 불가능한 연료량은 해당 탱크로부터의 연료공급

을 포함하는 모든 운용 및 비행기의 기동에 대한 최악의 연료공급 조건에서 엔진정지의 최초

징후가 발생하는 연료량보다 적지 않도록 설정되어야 한다 이때 연료시스템 구성품의 결함은.

고려하지 않아도 좋다.

고온에서의 연료시스템 작동25.961

연료시스템은 높은 대기온도에서도 충족스럽게 작동하여야 한다 이것은 예상되는 모든 운(a) .

용상태에서 연료 증발로 인한 기포가 발생하는 것을 방지하기 위해 연료시스템이 탱크 출

구로부터 각 엔진까지 연료를 가압하는 것을 실연함으로써 입증하거나 또는 형식증명 신,

청자가 선정한 임의의 비행장 고도부터 항에 따른 운용한계로 설정된 최대 고도까25.1527

지 상승해 가면서 입증하여야 한다 상승 시험을 선택한 경우 다음과 같은 조건으로 상. ,

승 시험을 수행하는 동안 기포발생의 인한 연료막힘 징후나 다른 고장이 없어(vapor lock)

야 한다.

왕복엔진을 장착한 비행기 모든 엔진을 연속최대출력으로 운전하여야 한다 단 임계고(1) : . ,

도이하 고도부터 임계고도까지는 이륙 출력을 사용한다 이륙출력으로 작동305m(1,000ft) .

하는 시간은 이륙제한시간 이상이어야 한다.

터빈 엔진을 장착한 비행기 이륙경로를 입증하기 위해 선정한 시간 동안은 이륙출력으(2) :

로 운전하고 이후의 상승에서는 연속최대출력으로 운전하여야 한다, .

비행기의 중량은 연료탱크를 가득 채우고 최소한의 승무원 그리고 비행기 중심위치를 허(3) ,

용한계 이내로 유지하기 위해 필요한 밸러스트를 장착한 중량이어야 한다.

상승속도는 다음을 초과하지 않아야 한다(4) .

왕복엔진을 장착한 비행기 비행기의 상태가 다음과 같을 때 이륙부터 최대운용고도까(i) : ,

지의 상승을 위해 설정된 최대속도

착륙장치를 접은 상태(A)

날개플랩은 가장 적절한 위치(B)

카울플랩 또는 엔진을 냉각하는 공기의 공급을 제어하는 다른 장치 은 고온의 대기(C) ( )

상태에서 적절히 냉각할 수 있는 위치

엔진은 연속최대출력의 한계 내에서 작동(D)

최대이륙중량(E)

(ii) 터빈 엔진을 장착한 비행기 이륙부터 최대운용고도까지의 상승을 위해 설정된 최대속: 도

연료의 온도는 이상이어야 한다(5) 43.3 (110 ) .

상기 항에 따른 시험은 실제 비행 중에 수행하거나 또는 거의 비행상태와 같도록 모사한(b) (a) ,

지상시험으로도 수행할 수 있다 이 시험을 적절히 진행할 수 없을 정도로 낮은 기온에서.

비행시험을 수행하는 경우 차가운 공기에 노출되는 연료탱크의 표면 연료 배관 및 다른, ,

연료 시스템의 구성품 등은 높은 대기온도에서의 비행을 모사할 수 있도록 가급적 단열처

리를 하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15114

연료탱크의 일반적인 요구조건25.963

각 연료탱크는 운용 중에 받을 수 있는 진동 관성력 유체 및 구조적인 하중에 결함 없이(a) , ,

견딜 수 있어야 한다.

유연성이 있는 연료탱크 라이너는 승인을 받은 것을 사용하거나 사용에 적합함을 입증해야(b)

한다.

통합 연료탱크는 내부검사 및 수리가 용이해야 한다(c) .

동체 외곽에 위치한 연료탱크는 항에 따른 비상착륙으로 인한 관성력을 받는 경우에(d) 25.561

도 파손되지 않고 연료를 보존할 수 있어야 한다 또한 이러한 연료탱크들은 탱크가 노. ,

출되어 지면과의 접촉이 발생할 수 없는 보호 위치에 두어야 한다.

연료탱크의 점검창 덮개는 위험한 양의 연료 손실이 발생하지 않도록 다음 기준에 적합하(e)

여야 한다.

경험 또는 분석에 의해 충격 가능성이 있다고 추정되는 곳에 위치한 모든 덮개는 타이어(1)

조각 낮은 에너지의 엔진 파편이나 발생할 수 있는 기타 파편 등에 의해 관통되거나 변,

형될 가능성이 최소화 되었다는 것을 분석이나 시험을 통해 입증하여야 한다.

모든 덮개는 기술기준 에 정의된 바와 같이 내화성이어야 한다(2) Part 1 .

가압 연료탱크의 경우 탱크 내부와 외부 사이에 과도한 차압이 형성되지 않도록 페일세이(f)

프 형상의 수단을 갖추어야 한다(Fail-Safe) .

연료탱크 시험25.965

비행기에 장착한 연료탱크는 다음 항과 항의 상태에서 발생하는 이상의 임계압력에서(a) (1) (2)

결함이나 누설 없이 견딜 수 있음을 시험으로 입증하여야 한다 또한 다음 항와 항의. , (3) (4)

상태에서 발생하는 이상의 임계압력을 받는 탱크표면이 다음 압력들을 견딜 수 있다는 것

을 분석이나 시험으로 입증하여야 한다.

내부압력(1) 0.25kg/cm2(3.5 lb/in2)

램 효과로 탱크 내부에 생성되는 최대공기압력의(2) 125%

연료를 가득 채운 비행기의 최대제한가속과 연료의 편중으로 발생하는 유체압력(3)

비행기의 롤기동과 연료하중의 가장 불리한 조합으로 발생하는 유체압력(4)

보강이 되어있지 않거나 지지구조가 없는 큰 평판으로 제작되어 결함이 생기거나 변형될(b)

경우 연료 누설을 유발할 수 있는 금속제 탱크는 다음 시험이나 이와 동등한 시험에서 연

료의 누설이나 탱크 벽의 과도한 변형이 발생하지 않아야 한다.

전체 연료탱크와 지지부를 실제 장착상태를 모사하여 장착하고 진동시험을 수행한다(1) .

연료탱크를 물 또는 적당한 시험 유체로 용량의 를 채우고 이상의 진(2) 2/3 0.08cm(1/32in)

폭 실제 진폭이 입증되지 않은 경우 으로 시간의 진동시험을 수행한다 단 시험시간에( ) 25 . ,

대해서는 다음 라항에 규정된 예외사항을 적용할 수 있다' ' .

시험 진동수는 다음과 같다(3) .

(i) 엔진의 정상 작동 회전수 범위에서 발생하는 진동수가 임계값이 아닐 경우 시험진동수, 는 분

당 사이클로 한다2000 .

엔진의 정상 작동 회전수 범위 내의 어느 회전수에서 발생하는 하나의 진동수가 임계값(ii)

인 경우 이 진동수를 시험진동수로 하여야 한다, .

엔진의 정상 작동 회전수 범위 내의 어느 회전수들에서 발생하는 하나 이상의 진동수가(iii)

임계값인 경우 가장 큰 값을 시험진동수로 한다, .

상기 의 와 항의 시험진동수를 선택하는 경우 상기 의 항의 진동수로 시간(4) (3) (ii) (iii) , (3) (i) 25


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15115

수행하는 진동사이클과 동일하도록 시험시간을 조절하여야 한다.

진동시험을 하는 동안 연료탱크는 임계축의 수평면을 기준으로 아래위 씩 전체(5) , 15° ( 30°),

분당 비율의 완전한 사이클로 시간 동안 진동을 가하여야 한다 진동에 대한16 20 25 .～

임계축이 하나 이상인 경우 연료탱크는 각 임계축에 대하여 시간 분씩 진동을 가하, 12 30

여야 한다.

유사한 비금속제 탱크를 유사한 형식으로 장착하여 충족할 만한 운용 경험이 있다는 것이(c)

입증되지 않는 한 비금속제 탱크는 상기 항에 따라 온도가 인 연료를, (b)(5) 43.3 (110 )

사용한 시험을 통과해야 한다 이 시험에서는 비행기에 장착한 상태를 모사하기 위해 대표.

적인 탱크 표본을 지지구조에 장착한다.

가압 연료탱크의 경우 지상 또는 비행 중에 발생할 수 있는 최대압력에 견딜 수 있음을(d) ,

시험이나 분석으로 입증하여야 한다.

연료탱크 장착25.967

각 연료탱크는 지지되지 않은 탱크 표면에 탱크하중 탱크 내부연료의 중량으로 인한 하중(a) ( )

이 집중되지 않도록 지지되어야 하며 다음 사항을 따라야 한다, .

마찰손상을 방지하기 위한 패드를 필요에 따라 탱크와 지지부 사이에 넣는다(1) .

패드는 비흡수성이거나 유체흡수를 방지하기 위한 처리를 한 것이어야 한다(2) .

유연성 탱크라이너를 사용한 경우 라이너가 유체의 하중을 지탱할 필요가 없도록 지지되(3) ,

어야 한다.

유연성 탱크라이너를 장착하는 기체 내부면은 라이너의 마모를 발생시킬 수 있는 돌출부(4)

가 없이 평탄하여야 한다 단 다음과 같은 경우에는 이를 적용하지 않을 수 있다. , .

돌출부를 접하는 라이너 부위를 보호하는 장치가 있는 경우(i)

라이너 자체 구조로 보호되는 경우(ii)

탱크외부 공간은 소량의 누설로 인한 연료 증기가 누적되지 않도록 환기를 시켜야 한다(b) .

탱크가 밀폐된 공간에 있는 경우 환기장치는 고도 변화로 따른 과다한 압력을 방지하기에,

충분히 큰 배출구로 제한할 수 있다.

모든 탱크의 위치는 항의 요구조건에 적합하여야 한다(c) 25.1185(a) .

엔진의 주배기구 바로 뒤에 있는 엔진 나셀면은 통합 탱크의 벽면으로 사용할 수 없다(d) .

모든 연료탱크는 연료와 연료가스를 차단하는 설비를 사용하여 사람이 사용하는 공간과 격(e)

리되어야 한다.

연료탱크 팽창 공간25.969

모든 연료탱크에는 탱크 용량의 이상의 팽창공간을 두어야 한다 비행기가 정상적인 지상2% .

자세에 있는 경우에는 부주의한 경우에도 연료탱크의 팽창공간에는 연료가 공급되지 않아야 한

다 가압식 연료공급 시스템의 경우 항에 대한 적합성을 입증한 방법으로 이 항목에. , 25.979(b)

대한 적합성을 입증할 수 있다.

연료탱크 고이개25.971 (sump)

각 연료탱크에는 비행기가 정상적인 자세로 지상에 있을 때 탱크 용적의 또는(a) 0.1% 0.24ℓ

이상의 용량을 가진 고이개가 있어야 한다 단 운용 중에 축적되는 수분의 양(1/16gal) . ,

이 고이개의 용량을 초과하지 않음을 보장하는 운용한계가 설정된 경우는 예외로 한다.

각 연료탱크에 있는 위험한 분량의 수분은 탱크 내의 어느 곳에 있든지 비행기가 지상에(b)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15116

정상적인 자세로 있는 상태에서 고이개로 배수되어야 한다.

연료탱크의 고이개에는 다음과 같이 접근하기 쉬운 배출구가 있어야 한다(c) .

지상에서 고이개를 완전히 배출할 수 있어야 함(1) .

비행기의 각 부분에서 확실하게 배출할 수 있어야 함(2) .

닫힘 위치에서 확실하게 잠기는 수동 장치 또는 자동 장치가 있어야 함(3) .

연료탱크의 연료주입구25.973

연료탱크의 연료주입구는 연료탱크를 제외한 비행기의 다른 부분으로 연료가 유입되는 것을 방

지할 수 있어야 한다.

예비(a)

상당한 분량의 연료가 남아 있을 수 있는 연료주입구의 오목한 부분에는 연료를 완전히 빼(b)

낼 수 있는 배출구가 있어야 한다.

주입구의 덮개에는 연료 밀폐재가 있어야 한다(c) .

(d) 모든 연료주입구에는 비행기를 지상의 연료공급 장비와 전기적으로 본딩시킬 수 있는 수

단이 구비되어 있어야 한다.

연료탱크의 환기구 및 기화기의 기포 환기구25.975

연료탱크의 환기구 각 연료탱크는 모든 정상 비행상태에서 효과적인 환기를 위해 팽창공(a) :

간의 최상부에서 환기가 이루어지도록 해야 하며 다음 사항을 따라야 한다.

각 환기구는 오물 또는 결빙현상으로 막히지 않도록 배치하여야 한다(1) .

정상운용 중에 사이폰 현상이 발생하지 않도록 환기구를 배치하여야 한다(2) .

환기용량 및 환기압력의 수준은 다음과 같은 상태에서 탱크 내외부의 허용 차압을 유지하(3)

는 것이어야 한다.

정상적인 비행 운용 상태(i)

최대 상승 및 하강 비행(ii)

연료 급유 및 배출 적용되는 경우(iii) ( )

출구가 서로 연결되어 있는 연료탱크들의 공기 공간은 서로 연결되어 있어야 한다(4) .

비행기가 지상에 있거나 수평비행 자세일 때 모든 환기용 배관에는 수분이 축적될 수 있(5) ,

는 공간이 없어야 한다 단 이러한 목적의 배출 설비가 있는 경우에는 이 제한사항을 적. ,

용하지 않는다.

환기구 또는 배출장치의 출구는 다음과 같은 장소에 배치하지 않아야 한다(6) .

환기구 출구에서 연료가 배출될 경우 화재 위험이 있는 곳(i) ,

배출된 기화가스가 객실 또는 승무원실로 유입될 수 있는 곳(ii)

기화기의 기포 환기구 기포 제거용 연결부를 장치한 기화기에는 기포를 연료탱크로 돌려(b) :

보내는 환기관이 있어야 하며 다음 사항을 따라야 한다.

각 환기 장치에는 결빙으로 막히지 않도록 하는 장치가 있어야 한다(1) .

연료탱크가 조 이상이고 정해진 순서대로 탱크들을 사용해야 하는 경우 각 기포 환기용(2) 2 ,

배관은 이륙과 착륙시 사용하는 연료탱크에 연결되어야 한다.

연료탱크 배출구25.977

연료탱크의 배출구 또는 승압펌프에는 다음 기준에 적합한 연료여과기가 있어야 한다(a) .

왕복엔진을 장착한 비행기의 여과기필터 그물망의 크기는(1) 4 7 mesh/cm (8 16～～


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15117

이어야 한다mesh/in) .

터빈엔진을 장착한 비행기의 여과기는 연료 흐름을 방해하거나 연료 시스템의 구성품을(2)

손상시킬 수 있는 모든 이물질을 통과시키지 않아야 한다.

예비(b)

(c) 연료탱크 출구 여과기의 여과유효면적은 연료탱크 배출구 배관 단면의 배 이상이어야 한다5 .

여과기의 지름은 연료탱크 배출구 지름보다 커야 한다(d) .

손가락형 여과기는 검사 및 세척이 용이하여야 한다(e) .

가압식 급유 시스템25.979

가압식 급유 시스템에는 다음사항들을 적용한다.

가압식 급유 시스템의 매니폴드 연결부에는 연료유입밸브에 결함이 발생하는 경우에도 시(a) ,

스템으로부터 위험한 분량의 연료가 유출되는 것을 방지하기 위한 장치가 있어야 한다.

각 탱크의 연료량이 해당 탱크에 대해 승인된 최대 용량을 초과하지 않도록 방지하는 자동(b)

차단장치가 있어야 한다 이 장치는 다음 내용에 적합하여야 한다. .

급유하기 전에 차단장치의 적절한 작동여부를 점검할 수 있어야 한다(1) .

각 급유구에는 해당 탱크에 대해 승인된 최대 용량에서 연료흐름을 멈추는 차단장치에 대(2)

한 결함을 나타내는 지시기가 있어야 한다.

위의 항에서 규정하는 자동 차단장치에 결함이 생겨도 연료시스템이 손상되지 않도록(c) (b)

예방하는 수단이 있어야 한다.

비행기의 가압식 급유시스템 연료탱크 및 연료탱크의 환기시스템은 제외 은 급유 중에 발(d) ( )

생할 수 있는 서지를 포함한 최대압력으로 인한 하중의 배인 극한하중에 견딜 수 있어야2

한다 서지 압력의 최대 수치는 의도적으로 또는 부주의로 잠글 수 있는 탱크 밸브들을 조.

합하여 결정해야 한다.

비행기의 연료배출 시스템 연료탱크 및 연료탱크의 환기시스템은 제외 은 급유 연결부의(e) ( )

최대 배출허용 압력 정압 또는 부압 으로 인한 하중의 배인 극한하중에 견딜 수 있어야( ) 2

한다.

연료 탱크 발화방지25.981

(a) 연료 또는 증기의 발화로 인하여 파국적인 고장 을 유발할 수 있는 연료(catastrophic failure)

탱크 또는 연료탱크 시스템의 해당 부분에 점화원이 존재하지 않아야 한다 이는 다음과 같.

이 입증하여야 한다.

연료탱크 내부에서 연료의 최저 자연발화 예측온도 미만으로 안전 여유를 가지는 최고 온(1)

도를 결정해야 한다.

연료의 발화 가능성이 있는 연료탱크 내부 해당 위치의 온도가 이 절의 항에 따라(2) (a)(1)

결정된 온도를 초과하지 않음을 실증하여야 한다 이는 구성품의 작동 고장 또는 오작동. ,

으로 인하여 연료탱크 내부의 온도를 증가시킬 수 있는 모든 가능한 작동 고장 및 오작,

동 조건에서 확인하여야 한다.

단일고장 극히 희박 한 것으로 입증되지 않은 잠재적인(3) (single failure), (extremely remote)

고장에 결합된 단일고장 그리고 극히 불가능 한 것으로 입증되지, (extremely improbable)

않은 고장의 모든 결합으로 인하여 점화원이 발생하지 않음을 실증하여야 한다 이와 같.

은 실증에는 제작 시의 차이 노화 마모 부식 및 발생할 수 있는 손상의 영향을 고려하, , ,

여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15118

(b) 이 절의 항과 항에 제시된 사항을 제외하고 비행기 연료탱크의 기단 평균 가연성(b)(2) (c) ,

노출 은 이 기준의 부록 에 정의된 바와 같(FAFE, Fleet Average Flammability Exposure) N

은 가연성 노출 평가시간 또는 평가하고자(FEET, Flammability Exposure Evaluation Time)

하는 당해 비행기 모델의 날개 내부 연료탱크에 해당되는 시간 중에서 큰 값의 를 초과3%

하지 않아야 한다 전통적인 비가열성 알루미늄 날개가 아닌 경우 동등한 전통적인 비가열. ,

성 알루미늄 날개 연료탱크로 가정하여 분석을 수행하여야 한다.

연료 탱크 설비는 다음 중 하나를 포함하여야 한다(c) .

기단 평균 가연성 노출 은 이 기준의 부록 에 따라 결정된다 이에 대한 평가는(1) (FAFE) N .

연료탱크 가연성 평가방법 사용자 매뉴얼 에 제시된 방법(DOT/FAA/ AR-05/8, 2008.05)

과 절차에 따라 수행하여야 한다.

(2) 비행기에서 주 연료탱크로 사용되지 않는 연료탱크는 연료탱크의 일부분이 동체 형상 내부

에 위치하는 경우 이 기준의 부록 의 가연성 노출 판단기준 을 만족하여야 한다, M (criteria) .

이 항에서 사용하는 용어의 정의는 다음과 같다(3) .

동등한 전통적인 비가열성 알루미늄 날개 탱크(i) (Equivalent Conventional Unheated

는 항공역학적인 성능 구조적인 성능 연료탱크의 용량 및 형상Aluminum Wing Tank) , ,

이 해당 날개의 설계와 동등한 아음속 비행기의 비가열성 세미 모노코크 알루미늄 날개

내부에 있는 통합형 연료탱크를 말한다.

(ii) 기단 평균 가연성 노출(Fleet Average Flammability Exposure)은 이 기준의 부록 에 정의N

되어 있고 항속거리 범위에서 운항하는 비행기 형식의 기단 에 대하여 각 연료탱크, (fleet)

잔여공간 에 가연성이 있는 시간의 백분율을 말한다(ullage) .

(iii) 주 연료탱크 는 한 대 또는 그 이상의 엔진에 연료를 직접 공급하고 각(Main Fuel Tank) ,

비행 동안에 연속적으로 필요한 연료를 저장하는 탱크를 말한다.

발화에 의한 손상이 계속적인 안전한 비행과 착륙을 방해하지 않도록 해당 연료탱크 내부(c)

에서 연료증기의 발화 영향을 경감시키기 위한 수단을 구비한 연료탱크에 대해서는 이 절

의 항을 적용하지 않는다(b) .

이 절의 항에 의거한 연료탱크 시스템 내부에 점화원의 발생을 방지하고 항의 요건(d) (a) , (b)

에 따라 허용된 탱크의 가연성 노출이 증가하는 것을 방지하고 항 또는 항에 따라, (a) (c)

구비된 수단의 성능 및 신뢰성 저하를 방지하기 위하여 상세설계 형상통제 제한사항

검사 또는 기타의 관련 절(CDCCL, Critical Design Configuration Control Limitations), ,

차를 수립하여야 한다 이와 같은 상세설계 형상통제 제한사항 검사 그리고 절차는. , ,

항에서 요구하는 감항성유지지침서의 감항성 한계 부분에 포함하여야 한다 사전에25.1529 .

조치할 수 있는 정비 수리 또는 개조를 통하여 상세설계 형상통제 제한사항 전선의 분리, (

한계를 식별하기 위한 색상 표기법 등 을 보완하여 대체할 수 있는 비행기의 해당 부분에)

는 설계의 치명적인 특징을 식별하기 위한 시각적인 수단을 구비하여야 한다 이와 같은.

시각적인 수단은 상세설계 형상통제 제한사항 에서 식별할 수 있어야 한다(CDCCL) .

연료시스템 구성품

연료펌프25.991

주펌프 적절한 엔진 작동 또는 의 연료시스템 요구조건 하기 항은 제외 을 충(a) : subpart E ( (b) )

족하기 위해 필요한 연료펌프가 주펌프이다 엔진의 일부로 승인된 분사식 펌프 분사가. (

기화기내에서 이루어지지 않을 때 연료의 분사를 위해 적정한 유량 및 압력을 공급하는,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15119

펌프 이외의 모든 주펌프에는 연료펌프 행정체적용량을 우회시킬 수 있는 장치가 있어야)

한다.

비상용 펌프 엔진의 일부로 승인된 분사식 펌프 이외의 주펌프에 결함이 발생하는 즉시(b) :

각 엔진에 연료를 공급하는 비상용 펌프 또는 다른 주펌프가 있어야 한다.

연료 시스템 배관 및 피팅25.993

모든 연료배관은 과다하게 진동하지 않고 연료압력과 가속비행에서 발생하는 하중에 견딜(a)

수 있도록 장착되고 지지되어야 한다.

상대적인 움직임이 발생할 수 있는 비행기의 구성품들을 연결하는 연료배관은 유연성이 있(b)

어야 한다.

압력을 받거나 축방향 하중을 받을 수 있는 연료배관에 있어 유연성이 필요한 연결부위에(c)

는 유연성 호스를 사용하여야 한다.

유연성 호스는 승인을 받은 것이거나 해당 용도에 적합함이 입증되어야 한다(d) .

고온에 노출되면 나쁜 영향을 받는 유연성 호스는 엔진 작동 중이거나 정지 후에 과도한(e)

온도가 발생하는 곳에 사용할 수 없다.

동체 내의 각 연료배관은 누설이 없이 적당한 변형 및 신축이 되도록 설계하고 장착하여야(f)

한다.

연료 시스템 구성품25.994

엔진 나셀이나 동체 내부에 있는 연료시스템의 구성품은 포장 활주로에 착륙장치를 내리지 않

은 채 착륙 동체착륙 할 때 화재를 유발시킬 수 있는 용량의 연료를 유출하는 손상을 입지 않( ) ,

도록 보호되어야 한다.

연료밸브25.995

모든 연료밸브는 차단장치에 대한 항의 요구조건과 다음의 요구조건을 충족해야 한다25.1189 .

예비(a)

밸브의 작동 또는 가속비행으로 인해 발생하는 하중이 밸브에 연결된 배관에 전달되지 않(b)

도록 연료밸브를 지지하여야 한다.

연료 여과기 또는 필터25.997

연료탱크 출구와 연료 계량장치의 입구 사이 또는 엔진으로 구동되는 왕복형 펌프의 입구 사이

에 중에서 연료탱크의 출구와 더 가까운 곳에 연료여과기 또는 필터를 설치하여야 한다 이러.

한 연료 여과기 또는 필터는 다음 사항들을 충족해야 한다.

배출 및 세척을 위해 접근이 용이하여야 하며 쉽게 장탈할 수 있는 여과망이나 부품으로(a) ,

구성되어야 한다.

침전물 회수장치와 배출구가 있어야 한다 단 배출 목적을 위해 여과기 또는 필터가 쉽게(b) . ,

장탈되는 경우에는 배출구를 설치하지 않아도 좋다.

자체 중량이 연결 배관 또는 여과기나 필터 자체의 입출구 연결부위에 의해 지지되지 않도(c)

록 장착하여야 한다 단 모든 하중 조건에서 배관이나 연결부위에 적절한 여유 강도가. ,

있는 경우는 예외로 한다.

기술기준 에 적합한 엔진을 위해 설정된 것보다 심하게 오염된 입자 크기 및 밀도(d) Part 33 (

기준 연료를 사용하더라도 해당 엔진에 대한 설정된 운용한계 측면에서 연료시스템의 기) ,


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능이 저하되지 않도록 보장할 수 있는 용량을 갖추어야 한다.

연료시스템 배출구25.999

(a) 연료시스템의 배출은 연료 여과기 및 연료탱크 고이개의 배출구를 사용하여 수행하여야 한다.

위의 항에서 규정하는 배출구는 다음 기준에 적합하여야 한다(b) (a) .

비행기 모든 부분의 연료를 완전하게 배출할 수 있어야 한다(1) .

닫힘 위치에서는 수동 또는 자동으로 확실히 잠기는 수단이 있어야 한다(2) .

배출밸브는 다음 사항들을 충족해야 한다(3) .

접근이 용이하며 쉽게 열리고 닫혀야 한다(i) .

착륙장치를 내리지 않은 채 착륙 동체 착륙 하는 경우에도 연료 유출이 발생하지 않도록(ii) ( )

배치하거나 보호해야 한다.

연료사출장치25.1001

비행기가 최대 이륙중량으로 항 및 항의 상승성능 요구조건에 적합함을 입(a) 25.119 25.121(d)

증한 경우 이외에는 연료사출장치를 갖추어야 한다 이 사출장치는 기술기준 에. subpart C

서 적용되는 이륙 접근 착륙 상승 성능요구조건의 적합성을 입증하기 위해 사용한 것과, ,

동일한 비행기 형상 속도 출력 및 추력으로 출발 비행장에서 이륙 이륙포기 및 착륙으로, , ,

구성되는 분간의 비행에 필요한 실제 또는 계산된 연료를 제외한 모든 연료를 사출해야15

한다.

연료사출장치는 항에서 규정하는 중량에서 시작 후 분내에 비행기가 항 및(b) (a) 15 25.119

항의 상승성능 요구조건을 충족할 수 있도록 충분한 연료를 사출시킬 수 있어야25.121(d)

한다 이때 연료는 항에 따른 비행시험 중에 허용되는 가장 불리한 조건 중량을 고려하. , (c) (

지 않은 에서 사출되는 것으로 가정한다) .

최대이륙중량으로 플랩 및 착륙장치를 접은 상태에서 다음 비행조건에서 연료사출을 시작(c)

하여 실증해 보여야 한다.

(1) 1.4 VS1 속도로 추력이 없는 상태에서의 활공비행

임계엔진을 작동하지 않고 나머지 엔진들은 연속최대출력으로 작동하는 임의 엔진 부작동(2)

조건에서 최대상승속도로 상승

속도에서의 수평비행 위의 및 항의 조건에서 시험한 결과 이 시험조건이(3) 1.4 VS1 . (1) (2)

임계적일 수 있는 경우 수행한다.

위의 항에 따른 비행시험에서 다음 내용을 입증하여야 한다(d) (c) .

연료사출 시스템 자체 및 시스템 작동은 화재 위험이 없어야 한다(1) .

사출된 연료는 비행기의 어떠한 부분에도 묻지 않아야 한다(2) .

연료 또는 연료증기가 비행기의 어떠한 부분에도 유입되지 않아야 한다(3) .

사출 시스템의 작동은 비행기의 조종성에 나쁜 영향을 주지 않아야 한다(4) .

왕복엔진을 장착한 비행기에는 최대연속출력의 로 분간 비행할 수 있는 분량 수준을(e) 75% 45

넘어 이륙 및 착륙에 사용하는 연료가 사출되는 것을 방지하는 장치가 있어야 한다 단. ,

주사출제어장치와는 독립된 보조사출 제어장치가 있는 경우에는 보조사출 제어장치를 사,

용하여 나머지 연료를 사출하도록 시스템을 설계할 수 있다.

터빈엔진을 장착한 비행기에는 해면고도에서 까지 상승한 후 최대 순항속도(f) 3,030m(10,000ft)

로 분간 비행할 수 있는 분량 수준을 넘어 이륙 및 착륙에 사용하는 연료가 사출되는45

것을 방지하는 장치가 있어야 한다 단 주사출제어장치와는 독립된 보조사출 제어장치가. ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15121

있는 경우에는 보조사출 제어장치를 사용하여 나머지 연료를 사출하도록 시스템을 설계할,

수 있다.

연료사출 밸브는 사출장치 작동 중에 조종승무원이 언제든지 닫을 수 있도록 설계하여야(g)

한다.

주익 주위의 공기흐름을 변화시키는 장치 플랩 슬롯 및 슬랫 포함 를 사용하는 것이 연료(h) ( , )

사출에 부정적인 영향을 주지 않음을 입증한 경우 외에는 공기흐름을 변화시키는 장치를,

사용하는 동안의 연료사출에 대하여 승무원에게 경고하는 설명판이 사출제어장치 부근에

있어야 한다.

연료사출장치는 통상적으로 발생할 수 있는 시스템의 단일 고장으로 인해 비대칭적인 연료(i)

사출 또는 연료사출 불가능 사태를 유발하여 비행기가 위험한 상태에 빠지지 않도록 설계

하여야 한다.

윤활유 계통

일반25.1011

각 엔진에는 안전한 연속운전을 위해 온도를 초과하지 않는 적절한 분량의 오일을 엔진에(a)

공급할 수 있는 독립된 오일 시스템이 있어야 한다.

사용 가능한 오일의 양은 임계 운용상태에서 비행기의 지속적인 운항을 위해 필요한 양과(b)

동일한 조건에서 승인된 엔진의 최대 허용 오일 소모량에 시스템내의 순환을 보증하기 위

해 적절한 여유 분을 더한 것보다 적지 않아야 한다 피스톤 엔진을 장착한 비행기에 요.

구되는 오일의 양을 계산하기 위해서는 비행기 항속거리의 합리적인 분석 대신 다음과 같,

은 연료 오일 비율을 사용할 수 있다/ .

예비 오일시스템 또는 오일 이송시스템을 장착하지 않은 비행기는 의 연료 오일 체적(1) 30:1 /

비율

예비 오일시스템 또는 오일 이송시스템을 장착한 비행기는 의 연료 오일 체적비율(2) 40:1 /

엔진의 실제 오일 소모율에 관한 자료로서 입증한 경우 항과 항에서 규정하는 것(c) , (b)(1) (2)

보다 높은 연료 오일 비율을 사용할 수 있다/ .

오일 탱크25.1013

장착 모든 오일탱크의 장착은 항의 요구조건에 적합하여야 한다(a) : 25.967 .

팽창 공간 오일탱크에는 다음과 같은 팽창공간이 있어야 한다(b) : .

피스톤엔진에 사용하는 각 오일탱크는 탱크용량의 또는 중 큰 값 이상인(1) 10% 1.9 (0.5gal)ℓ

팽창공간이 있어야 하며 터빈 엔진에 사용하는 각 오일탱크는 탱크용량의 이상인 팽, 10%

창공간이 있어야 한다.

어떤 엔진에도 직접 연결되어 있지 않은 예비 오일탱크에는 탱크용량의 이상인 팽창(2) 2%

공간이 있어야 한다.

비행기의 정상적인 지상자세에서 부주의로 인해 오일탱크의 팽창공간을 오일로 채울 수(3)

없어야 한다.

주입구 연결부 상당한 분량의 오일이 남아있을 수 있는 오목한 오일탱크 주입구 연결부(c) :

에는 비행기의 어떤 부분에도 흐르지 않게 배출하는 배출구가 있어야 한다 또한 각 오. ,

일탱크 주입구 덮개에는 오일차폐용 밀폐재가 있어야 한다.

환기구 오일탱크에는 다음과 같은 환기구가 있어야 한다(d) : .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15122

각 오일탱크에는 모든 정상적인 비행상태에서 효과적인 환기가 되게끔 팽창공간의 상부에(1)

환기구가 있어야 한다.

오일탱크의 환기구는 결빙 및 배관 폐쇄를 일으키는 응축수증기가 어떤 부분에도 누적되(2)

지 않도록 배치하여야 한다.

배출구 시스템 내부의 오일 흐름을 방해할 수 있는 이물질이 탱크 자체 또는 탱크 출구(e) :

로 유입되는 것을 방지하는 수단이 있어야 한다 오일탱크 배출구는 모든 작동 온도에서.

안전한 값 이하로 오일 흐름을 감소시킬 수 있는 여과망 또는 방호물 에워싸지 않아야 한

다 오일 시스템 오일탱크 지지부 포함 의 외부가 내화성이 없는 경우 터빈엔진에 사용하. ( )

는 각 오일탱크의 출구에는 차단밸브가 있어야 한다.

유연성이 있는 오일탱크 라이너 모든 유연성이 있는 오일탱크 라이너는 승인을 받은 것(f) :

이거나 사용에 적합함이 입증되어야 한다.

오일탱크 시험25.1015

모든 오일탱크는 다음 사항에 적합하도록 설계하고 장착하여야 한다.

오일탱크는 운용 중에 받을 수 있는 진동 관성력 유체 및 구조적인 하중에 결함 없이 견(a) , ,

딜 수 있어야 한다.

다음 와 항을 제외한 나머지 사항은 항의 기준에 적합하여야 한다(b) (1) (2) 25.965 .

시험 압력(1)

터빈 엔진에 사용하는 가압식 탱크는 항에서 규정하는 압력대신 탱크의 최대 운(i) 25.965(a)

용압력에 0.35kg/cm2 를 더한 값보다 큰 시험압력을 사용하여야 한다(5 psi) .

기타의 모든 탱크는 항에서 규정하는 압력대신(ii) 25.965(a) 0.35kg/cm2 이상인 시험(5 psi)

압력을 사용하여야 한다.

시험유체는 항에서 규정하는 유체대신 인 오일을 사용하여야 한다(2) 25.965(c) 121 (250 ) .

오일배관 및 피팅25.1017

모든 오일배관은 항의 요구조건에 적합하여야 하며 또한 화재구역으로 선정된 곳에(a) 25.993 ,

위치하는 오일배관 및 피팅은 항의 요구조건에 적합하여야 한다25.1183 .

브리더 배관은 다음과 같이 배치하여야 한다(b) .

응축된 수증기의 결빙 및 배관폐쇄가 어떤 부분에서도 누적되지 않아야 한다(1) .

브리더에서 방출되는 것은 거품이 형성되는 경우에도 화재위험이 없어야 하며 방출되는(2) ,

오일이 승무원의 조종석 전면창을 덮치지 않아야 한다.

브리더는 엔진의 흡기 시스템으로 방출되지 않아야 한다(3) .

오일여과기 또는 필터25.1019

터빈 엔진에는 엔진 전체의 오일흐름이 있는 곳에 오일 여과기 또는 필터를 장착하여야 한(a)

다 이러한 여과기나 필터는 다음 기준에 적합하여야 한다. .

각 오일 여과기나 필터는 이것들이 완전히 폐쇄되더라도 시스템의 나머지 부분에 오일이(1)

정상적인 비율로 흐르도록 우회경로를 구성하여 장착하여야 한다.

오일여과기나 필터는 오일이 기술기준 에 적합한 엔진을 위해 설정된 것보다 큰(2) Part 33

정도까지 오염 입자 크기 및 밀도 기준 되더라도 엔진을 위해 설정된 운용한계 측면에서( ) ,

엔진 오일 시스템의 기능이 저하되지 않음을 보증할 수 있는 용량을 확보해야 한다.

오일탱크 출구에 장착된 오일여과기 또는 필터 외에는 항에 따라 설정된 용량에 도달(3) (2)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15123

하기 전에 오염을 지시할 수 있는 지시기가 있어야 한다.

여과기 또는 필터의 바이패스는 걸러진 오염물질이 바이패스 경로에 있지 않음을 확신할(4)

수 있는 적절한 위치를 선정함으로서 걸러진 오염물질의 재 유입이 최소화 되도록 구성,

하고 장착하여야 한다.

오일탱크의 출구에 장착한 경우를 제외한 바이패스가 없는 오일여과기 또는 필터는(5) ,

항에서 규정하는 경보장치에 연결하는 수단이 있어야 한다25.1305(c)(7) .

피스톤 엔진에 사용하는 각 오일 여과기나 필터는 이것들이 완전히 폐쇄되더라도 시스템의(b)

나머지 부분에 오일이 정상적인 비율로 흐르도록 구성하고 장착하여야 한다.

오일 시스템 배출구25.1021

오일 시스템의 안전한 배출을 위한 배출구가 있어야 하며 각 배출구는 다음 기준에 적합하여,

야 한다.

접근이 용이하여야 한다(a) .

닫힘 위치에서는 수동 또는 자동으로 확실히 잠기는 수단이 있어야 한다(b) .

오일 방열기25.1023

모든 오일 방열기는 운용 중에 받을 수 있는 진동 관성력 및 오일압력 하중에도 결함 없(a) ,

이 견딜 수 있어야 한다.

화재가 발생했을 때 엔진 나셀의 정상적으로 개방된 부분을 통한 화염이 직접 냉각기에(b) ,

영향을 미치지 않는 곳에 오일 방열기의 공기도관이 위치하여야 한다.

오일 밸브25.1025

모든 오일차단밸브는 항의 요구조건에 적합하여야 한다(a) 25.1189 .

오일 차단 밸브를 닫는 장치가 프로펠러의 페더링을 방해하지 않아야 한다(b) .

모든 오일 밸브는 열림 또는 닫힘 위치를 지시하는 적절한 장치나 완전히 멈추는 장치가(c) ' ' ' '

있어야 하며 밸브의 작동 또는 가속비행 상태 때문에 발생한 하중이 밸브에 연결된 배관,

에 전달되지 않도록 밸브를 지지하여야 한다.

프로펠러 페더링시스템25.1027

프로펠러 페더링 시스템이 엔진 오일을 이용하는 경우 오일탱크가 아닌 윤활계통 일부의(a) ,

결함으로 오일 공급이 중단되더라도 페더링에 필요한 분량의 오일이 탱크 내에 잔류하는

수단이 있어야 한다.

오일탱크에 남은 오일은 페더링 작동을 수행하기 위한 충분한 분량으로 페더링 펌프만이(b)

사용할 수 있어야 한다.

탱크에 남은 오일로 시스템이 페더링을 수행할 수 있다는 것을 입증하여야 한다 이 시험(c) .

은 지상에서 작동중인 엔진의 윤활을 위한 보조 오일 공급장치를 사용하여 수행할 수도

있다.

프로펠러 페더링 시스템의 안전한 작동에 영향을 주는 침전물 또는 기타 이물질을 방지하(d)

기 위한 설비가 있어야 한다.

냉각


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15124

일반25.1041

동력장치 또는 보조동력장치의 냉각장치는 동력장치의 구성픔 엔진 액체 보조동력장치의 구성, ,

품들 및 그 액체들의 온도를 지상조건 수상조건 비행 조건 및 정상적으로 엔진이나 보조동력, ,

장치의 운전을 정지한 상태에서 이러한 구성품들과 액체들에 대해 설정한 온도범위 내에서 유

지할 수 있어야 한다.

냉각시험25.1043

일반 지상운용 수상운용 및 비행시에 처할 수 있는 가장 위험한 상태에서 시험을 수행하(a) : ,

여 항의 기준에 대한 적합성이 입증되어야 한다 이 시험에 대하여 다음 사항들을25.1041 .

적용한다.

최고대기온도와 차이가 있는 상태에서 시험을 행한 경우 측정된 동력장치의 온도는 항(1) (c)

과 항에서 규정하는 방법에 따라 수정해야 한다(d) .

상기 항에 의하여 수정된 온도는 규정된 한계온도를 초과하지 않아야 된다(2) (1) .

왕복엔진의 경우 시험에 사용되는 연료는 해당 엔진에 대해 승인된 최저등급이어야 하고(3) ,

그 혼합비는 냉각시험이 행해지는 비행단계에서 통상적으로 사용하는 것이어야 한다 냉.

각시험 절차는 항에 규정되어 있다25.1045 .

최고대기온도 최고대기온도는 해면상에서 이상으로 설정한다 해면으로부터(b) : 37.8 (100 ) .

의 대기온도 저하율은 에 도달하기까지는 당 당 이-56.5 (-69.7 ) 1000m 6.5 (1,000ft 3.6 )

고 그 이상의 고도에서의 대기온도는 로 일정하다 단 방한장치를, -56.5 (-69.7 ) . , 설치한

경우 신청자는 해면상에서 보다 작은 최고대기온도를 선택할 수 있37.8 (100 ) 다.

수정계수 실린더 배럴 제외 이 항목에서 보다 합리적으로 교정을 하지 않는 한 한계(c) ( ) : ,　

온도가 설정된 엔진의 액체와 엔진구성품 실린더 배럴 제외 의 온도는 냉각시험 중 최고온( )

도로 기록되는 엔진구성품 또는 엔진의 액체를 처음 발견하였을 때의 최고대기온도와 대

기온도의 차를 더해서 교정한다.

실린더 배럴 온도의 교정을 위한 수정계수 이 항목에서 보다 합리적으로 교정을 하지 않(d) :

는 한 실린더 배럴의 온도는 냉각시험 중 최고온도로 기록되는 실린더 배럴을 처음 발견,

하였을 때의 최고대기온도와 대기온도의 차에 을 곱한 온도를 더해서 교정한다0.7 .

냉각시험 절차25.1045

각 성능 기준에 해당되는 이륙 상승 정상운항 그리고 착륙 등의 각 비행단계에 대하여(a) , ,

항의 요구사항이 충족되었음을 입증해야 한다 냉각시험은 각 비행 단계 중의 냉각25.1041 .

과 관련하여 최악의 비행기 운용상태와 환경에서 행해져야 한다 냉각시험중의 온도의 변.

화가 분당 이내일 때를 안정된 것으로 한다1.1 (2 ) ‘ ’ .

시험을 위하여 각 비행단계로 들어갈 때에는 온도가 안정되어야 한다 단 일반운용시 각(b) . ,

비행단계로 들어가는 상태에서 해당 구성품 및 엔진액체의 온도가 안정되지 않는 경우는

제외한다 이러한 경우 각 비행단계에 들어가기 전에 해당 시험단계에 들어가는 상태의 전.(

체 운용을 수행하여 시험 시작시에 일반운용 온도에 도달하도록 하여야한다 이륙 냉각시.)

험은 지상공회전을 통하여 동력장치의 구성품 및 엔진액체의 온도가 안정된 이후에 수행

되어야 한다.

각 비행단계에 대한 냉각시험은 다음 사항이 충족될 때까지 계속되어야 한다(c) .

해당 구성품 및 엔진액체의 온도가 안정되어야 한다(1) ,

해당 비행단계가 완료되거나(2)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15125

운용한계에 도달해야 한다(3) .

왕복엔진 추진 비행기의 경우 냉각시험을 위한 이륙단계는 다음과 같이 가정한다 즉 비(d) , . ,

행기가 이륙표면으로부터 고도에 도달한 경우나 이륙으로부터 정상운항 상500m(1,500ft)

태로의 전이를 완료하고 항의 기준을 충족하는 속력에 도달하였을 경우 이들 고도25.121(c)

중 높은 고도에 도달하였을 때를 이륙단계가 완료된 것으로 한다 해당 비행기는 다음 상.

태에 있어야한다.

착륙장치는 접은 상태이어야 한다(1) .

날개플랩은 최적의 위치에 있어야한다(2) .

카울플랩 또는 엔진냉각을 조절하는 다른 장치 은 고온의 대기상태에서 적절한 냉각을 행(3) ( )

할 수 있는 위치에 있어야한다.

임계엔진이 작동하지 않고 해당 프로펠러가 정지상태에 있어야 한다(4) .

나머지 엔진은 해당 비행고도에서 가능한 연속최대출력으로 운용되어야 한다(5) .

수상기 및 수륙양용기의 경우 스텝 속력보다 노트 빠른 속력으로 분 동안 순풍(e) , (Step) 5 10

속을 수상 활주하는 상태에서 냉각 성능이 입증되어야 한다.

흡기계통

흡기25.1091

각 엔진 및 보조동력장치에 사용하는 흡기계통은 다음 기준에 적합하도록 공기를 공급하여(a)

야 한다.

증명이 신청된 운용 조건에서 엔진 및 보조동력장치에 필요한 공기를 공급하여야한다(1) .

흡기밸브의 위치와 상관없이 적절한 연료량 조절과 혼합기의 분배가 이루어질 수 있도록(2)

공기를 공급하여야 한다.

왕복엔진은 비 얼음 또는 기타 외부물질의 유입을 방지하는 대체적인 공기 공급원을 갖추(b) ,

어야 한다.

카울링 안에서 흡기구가 열리지 않아야 된다 단 다음의 경우는 예외로 한다(c) . , .

해당 카울링 내부가 내화 다이어프램에 의해 동력장치의 보기로부터 격리되어 있는 경우(1)

왕복엔진의 경우 역화 화염의 발생을 방지할 수 있는 방법이 강구된 경우(2) ,

터빈엔진 또는 보조동력장치를 장착한 비행기는 다음 사항을 충족해야 한다(d) .

배출구 환기구 또는 그 밖의 가연성 유체계통의 구성품으로부터 위험한 양의 연료가 누(1) ,

출되거나 넘쳐서 엔진 또는 보조동력장치의 흡기계통으로 유입되는 것을 방지하기 위한

수단을 갖추어야 한다.

활주로 유도로 또는 기타 공항 지역에 존재하는 물 또는 진흙이 위험할 정도로 엔진 또(2) ,

는 보조동력장치의 흡기구로 유입되는 것이 방지되도록 설계하여야 한다 또한 흡기구는. ,

이륙 착륙 그리고 활주 중에 외부 물질의 유입이 최소화되도록 배치하고 보호해야 한다, .

엔진 흡기계통을 구성하는 부품 또는 구성품이 흡기구로부터 유입된 외부물질에 의해 손상(e)

될 수 있는 경우 흡기계통의 설계로 인해 부품 또는 구성품에 유해한 손상을 주지 않고,

기술기준 의 항 항 및 항에 의한 외부물질 유입시험을 통과할part 33 33.76 , 33.77 33.78(a)(1)

수 있는지 시험 또는 적절한 해석을 통하여 입증해야 한다.

흡기계통의 결빙방지25.1093

왕복엔진 왕복엔진의 흡기계통에 결빙이 되지 않도록 방지하거나 결빙을 제거할 수 있는(a) :


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15126

수단을 갖추어야 한다 이러한 행위가 다른 방법에 의해 이루어지지 않는 경우 고고도용. ,

엔진을 장착한 비행기에 대해 의 온도에서 육안으로 보이는 수분이 없는 공기-1 (30 )

중에서 다음 사항들을 입증해야 한다.

예열기를 갖춘 기존 형식의 벤츄리 기화기를 사용할 때 연속최대출력의 에서 온도를(1) 60%

상승시킬 수 있어야 하거나67 (120 ) ,

예열기를 갖추고 결빙확률이 감소된 형태의 기화기를 사용하는 경우 연속최대출력의(2) ,

에서 온도를 상승시킬 수 있어야 한다60% 55 (100 ) .

터빈엔진(b)

터빈엔진은 엔진 흡기계통 구성품 또는 동체 구성품 상에 얼음을 축적시키지 않으면서(1) ,

전 출력범위 아이들 운전을 포함 에 걸쳐서 작동할 수 있어야 한다 이러한 얼음의 축적은( ) .

엔진의 운용에 나쁜 영향을 미치거나 다음 상황에서 출력 또는 추력의 심각한 손실을 유

발 할 수 있다.

부록 에 규정된 착빙 상태(i) C

해당 비행기에 대하여 설정된 한계 내에서의 강설 상태(ii)

터빈엔진은 온도가 이상 이하이고 공기 당 평균 유효반지름이(2) -9 (15 ) -1 (30 ) 1m3 20

보다 큰 수증기가 이상 포함된 대기 중에서 이륙출력 또는 이륙추력으로 순간적으0.3gμ

로 작동한 후 임계상태에서 엔진에 대한 악영향이 없이 결빙 방지를 위한 공기를 유출시

키면서 지상에서 분 동안 아이들 운전을 할 수 있어야 한다 분 동안의 아이들 운전30 . 30

중에 엔진의 출력 또는 추력의 적절하게 설정하기 위하여 국토교통부장관이 승인한 방법

에 따라 정기적으로 출력 또는 추력을 상승시킬 수 있다.

과급기가 있는 왕복엔진 기화기에 유입되는 공기를 압축시키기 위한 과급기를 갖춘 엔진(c) :

에서는 과급으로 인해 해당 고도 또는 운용 조건에서 자동적으로 온도상승 효과를 이용할

수 있을 경우 과급에 의해 발생하는 공기온도 상승효과를 항의 기준에 대한 적합성을(a)

증명하는데 이용할 수 있다.

기화기 공기예열기의 설계25.1101

기화기 공기 예열기는 다음 기준에 적합하도록 설계하고 구성되어야 한다.

엔진을 차가운 공기 중에서 운용할 때 예열기의 환기가 잘 이루어져야 한다(a) .

예열기를 둘러싼 배기매니폴드 부품에 대한 검사가 용이해야 한다(b) .

예열기 자체에서 가장 취약한 부품에 대한 검사가 용이해야 한다(c) .

흡기계통의 도관 및 공기관 계통25.1103

엔진과급기 제 단과 보조동력장치 압축기 전방의 흡기계통 도관에는 비행기가 지상에 있을(a) 1

때 연료와 수분이 위험한 수준까지 축적되지 않도록 배출하는 장치가 있어야 한다 화재위.

험이 있는 위치에서는 배출이 이루어지지 않아야 한다.

각 흡기계통의 도관은 다음사항들을 충족해야 한다(b) .

통상적인 역화로 인해 흡기시스템이 파손되지 않도록 충분히 강해야 한다(1) .

소화장치가 사용되는 화재구역 내의 도관은 내화성을 지녀야 한다 단 보조동력장치의 도(2) . ,

관은 보조동력장치의 화재구역 내에서만 내화성을 지니면 된다.

상호간에 상대적인 운동이 있는 구성품에 연결된 각 도관은 유연성이 있어야 한다(c) .

터빈엔진 및 보조동력장치의 추출공기관 계통은 추출공기 공급원과 공기가 공급되는 장치(d)

사이의 어떠한 위치에서 파손되어도 위험한 상황을 일으키지 않아야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15127

보조동력장치 흡기계통의 도관은 고온의 역류 공기가 보조동력장치의 도관을 뚫고 비행기(e)

의 기타 구성품에 유입되어 발생하는 위험한 상태를 방지하기 위해 상류 쪽으로 충분한

길이에 걸쳐 내화성을 갖추어야 한다 흡기계통 도관의 나머지 부분과 보조동력장치의 공.

기실을 구성하는 재료는 발생할 수 있는 최고 온도 조건에 대해 내화성이 있어야 한다.

각 보조동력장치 흡기계통의 도관은 서지 또는 역류 상태에서 발화할 가능성이 있을 만큼(f)

위험한 량의 가연성 액체를 흡수하거나 내포하지 않는 재료로 만들어야 한다.

흡기계통의 여과망25.1105

흡기계통에 여과망을 사용할 경우 다음 사항을 충족해야 한다.

여과망은 기화기 상류부에 설치되어야 한다(a) .

엔진에 유입되는 공기의 유일한 통로가 되는 흡기계통의 어떠한 부분에도 여과망을 설치하(b)

지 않아야 한다 단 여과망이 예열공기로 제빙되는 경우는 예외로 한다. , .

알코올만으로 여과망을 제빙해서는 안 된다(c) .

연료가 여과망에 침투하는 것이 불가능 해야한다(d) .

중간냉각기 및 후방냉각기25.1107

각 중간냉각기 및 후방냉각기는 운용 중에 받는 어떠한 진동 관성력 그리고 공기압력 하중에, ,

도 견딜 수 있어야 한다.

배기계통

일반25.1121

동력장치 및 보조동력장치를 장착하는데 있어 다음 사항들을 충족해야 한다.

배기계통은 화재 또는 일산화탄소가 승무원실 유입되지 않도록 안전하게 배기가스를 배출(a)

해야 한다 일산화탄소의 존재유무를 확인하기 위한 시험에서 사용하는 일산화탄소 탐지.

방식은 어떠한 것이라도 무방하나 승인을 받아야 한다.

(b) 가연성 액체 또는 가스를 발화시킬 정도로 가열되는 표면을 포함하는 배기계통 부품은 가

연성 액체 또는 가스를 운반하는 시스템으로부터 누출이 일어나서 배기계통 차단재를 포함

한 어떠한 배기계통 부위에 닿아도 화재가 발생하지 않도록 배치하거나 차단되어야 한다.

고온의 배기가스의 열충격을 받거나 배기계통 부품으로부터의 높은 온도가 전달될 수 있는(c)

구성품들은 방화성 재료로 만들어야 한다 모든 배기계통의 구성품은 내화성 재료를 사용.

하여 엔진실 또는 보조동력장치실 외측에 있는 부품들과 차단되어야 한다.

배기가스는 가연성 유체의 환기 또는 배출과 관련하여 화재의 위험이 없도록 배출되어야(d)

한다.

배기가스로 인한 발광으로 야간에 조종사의 시야에 심각한 영향을 주는 위치에서 배출되어(e)

서는 안 된다.

배출계통 구성품에 과열되는 부위가 없도록 환기가 이루어져야 한다(f) .

배기열 차단막은 정상운용 중에 관 바깥쪽에서 침투하는 가연성 액체 또는 가스를 발화시(g)

킬 정도의 온도로 가열되지 않도록 환기 또는 절연되어야 한다.

배기관25.1123

동력장치 및 보조동력장치를 장착하는데 있어 다음 사항들을 충족해야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15128

배기관은 내열성과 내식성이 있어야 하고 운용 온도에서 팽창에 의한 파손을 예방하기 위(a)

한 수단이 마련되어 있어야 한다.

배기관은 운용 중에 받는 어떠한 진동과 관성력에도 견딜 수 있어야 한다(b) .

상대운동이 일어날 가능성이 있는 구성품을 연결하는 배기관은 유연성을 갖추어야 한다(c) .

배기열교환기25.1125

왕복엔진 비행기에 대하여 다음 사항들이 적용된다.

배기열교환기는 운용 중에 받는 어떠한 진동 관성력 및 이 밖의 하중에도 견딜 수 있도록(a) , ,

제작되고 장착되어야한다 이외에 다음 사항들을 충족해야 한다. .

배기열교환기는 고온에서의 연속운용에 적합해야하고 배기가스에 대한 내식성이 있어야(1) ,

한다.

배기열교환기에 대하여 배기 열교환기의 가장 취약한 부분이 점검될 수 있는 방법이 강구(2)

되어야 한다.

배기열교환기에는 배기가스와 접촉하는 부위를 냉각하는 장치가 있어야 한다(3) .

배기열교환기 또는 배기파이프에는 가연성 유체를 운반하는 구성품의 고장이나 파손이 일(4)

어나는 경우 가연성 유체의 발화 가능성을 높일 수 있는 정체지역이나 액체를 가두어 두

는 부분이 없어야 한다.

환기 공기를 가열하기 위하여 배기열교환기를 사용할 경우 다음 사항들을 충족해야 한다(b) .

주배기열교환기와 환기계통의 사이에 보조 배기열교환기가 있어야 한다(1) .

또는 환기공기가 오염되는 것을 방지하는 다른 방법을 사용해야 한다(2) , .

배기구동식 터보과급기25.1127

배기구동식 터보과급기는 승인된 것이거나 해당 용도에 적합함을 입증해야 한다 이 과급(a) .

기는 일상검사와 창정비 사이의 기간동안 안전하게 운용될 수 있도록 장착하고 유지해야

한다 또한 배기관과 터빈 사이의 팽창 및 유연성에 대비한 장치가 마련되어 있어야 한다. , .

터빈을 윤활하고 온도가 중요한 경우 고온의 터빈 부품을 냉각하는 장치가 있어야 한다(b) .

통상적인 터보과급기 제어계통이 고장나는 경우 터빈의 회전 속도가 최대 허용치를 초과(c) ,

하지 않도록 해야 한다 폐기물 출구 작동부품을 제외하고 이 요구조건을 충족하기 위하. ,

여 사용되는 부품은 터보과급기의 통상적인 제어계통과 독립되어 있어야한다.

동력장치 제어 및 보기

동력장치 제어장치 일반25.1141 :

동력장치 제어장치는 항에서부터 항까지의 기준에 따라 배치 정렬 및 설계되어야25.777 25.781 ,

하며 항의 기준에 따라 표시되어야 한다 이외에 다음 사항들에 적합하여야 한다, 25.1555 . .

제어장치는 조종실내에서 이루어지는 승무원의 출입이나 일상적인 움직임으로 인해 우발적(a)

으로 작동되지 않도록 배치되어야 한다.

유연성 제어장치는 승인된 형식의 것을 사용하거나 특정 용도에 대한 적합성이 입증되어야(b)

한다.

제어장치는 파손되거나 과대한 변형 없이 제어하중에 견딜 수 있도록 충분한 강도와 강성(c)

을 지녀야 한다.

제어장치는 계속적인 승무원의 주의 없이도 설정된 위치를 유지할 수 있어야 하고 제어(d)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15129

하중이나 진동에 의해서 제어된 위치가 변경되어서는 안 된다.

화재위험구역 내에 있고 화재 발생 시에도 작동해야 하는 동력 제어장치는 최소한 내화성(e)

을 지녀야 한다.

조종실 내에 장착된 동력장치 밸브의 제어 장치에는 다음과 같은 기능이 구비되어야 한다(f) .

비행 승무원이 밸브의 기능 또는 의도하는 위치를 선택할 수 있어야 한다(1) .

다음의 사항을 비행 승무원에게 지시할 수 있어야 한다(2) .

밸브의 선택된 위치 또는 기능 상태(i)

밸브가 의도된 기능 또는 선택된 위치에 반응하지 않았을 때(ii)

보조동력장치의 제어25.1142

조종실에는 보조동력장치를 시동하고 정지시키고 긴급 정지를 시키기 위한 장치가 갖추어져,

있어야 한다.

엔진 제어장치25.1143

각 엔진별로 출력 또는 추력을 제어하는 장치가 있어야 한다(a) .

출력 또는 추력 제어장치는 다음 기준에 적합하도록 배치되어야 한다(b) .

각 엔진별 분리 조종이 가능해야 한다(1) .

동시에 모든 엔진을 조종할 수 있어야 한다(2) .

출력 또는 추력 제어장치는 엔진의 응답성을 즉각적이고 확실하게 하는 것이어야 한다(c) .

엔진의 일부로서 장착되지 않거나 승인되지 않은 유체분사 연료 이외 시스템과 그 제어장(d) ( )

치에 대해 신청자는 분사유체의 흐름이 적절히 제어된다는 것을 입증해야 한다.

출력 또는 추력 제어장치에 연료 차단장치가 장착된 경우 우발적으로 연료차단 장치가 닫(e)

힘 위치로 작동하는 것을 방지하기 위한 수단이 있어야 한다 이러한 수단은 다음 사항들.

을 충족해야 한다.

아이들 위치에서 확실한 잠금기능 또는 정지기능이 있어야 한다(1) .

차단위치에서 분리되고 분명한 제어 작동을 해야 한다(2) .

점화스위치25.1145

점화스위치는 각 엔진의 각 점화회로별로 제어할 수 있어야 한다(a) .

스위치를 한 곳에 모아두거나 마스터 점화제어장치를 통해 전체 점화를 신속히 차단할 수(b)

있어야 한다.

연속적인 점화가 필요하지 않은 터빈엔진의 점화스위치를 제외한 각 점화스위치 그룹과 마(c)

스터 점화제어장치에는 우발적인 작동을 예방할 수 있는 수단이 마련되어 있어야 한다.

혼합기 제어장치25.1147

혼합기 제어장치를 장착하는 경우 각 엔진은 분리된 제어장치를 갖추어야 한다 제어장치(a) .

들은 다음 사항을 충족하도록 배치해야 한다.

각 엔진에 대한 분리 제어가 가능해야 한다(1) .

전 엔진을 동시에 제어할 수 있어야 한다(2) .

정상적운 운용 위치에 해당하는 중간 위치의 혼합기 제어장치 위치는 촉감 및 시각으로 식(b)

별할 수 있어야 한다.

혼합기 제어장치는 두 명의 조종사 모두가 조작할 수 있는 위치에 두어야 한다 단 제어반(c) . ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15130

을 갖춘 별도의 기관사실이 있는 경우 비행기관사만이 해당 제어장치를 조작할 수 있어야

한다.

프로펠러 회전속도 및 피치 제어장치25.1149

각 프로펠러별로 분리된 회전속도 및 피치 제어장치를 갖추어야 한다(a) .

제어장치는 다음 사항을 충족하도록 배치해야 한다(b) .

각 프로펠러에 대한 분리 제어가 가능해야 한다(1) .

전 프로펠러를 동시에 제어할 수 있어야 한다(2) .

전 프로펠러를 동조시킬 수 있어야 한다(c) .

프로펠러 회전속도 및 피치 제어장치는 조종사의 출력 조절기 우측 아래에 최소한(d)

이상 떨어지게 배치한다2.54cm(1in) .

프로펠러 페더링 제어장치25.1153

각 프로펠러에 대해 분리된 페더링 제어장치를 갖추어야 한다 또한 각 제어장치에는 우발(a) .

적인 작동을 예방할 수 있는 수단이 마련되어 있어야 한다.

프로펠러 피치 또는 회전속도 제어장치의 조작 레버 작동에 의해 페더링이 되는 경우 정상(b)

운용 중에 이 레버가 우발적으로 움직여 페더링 위치가 변경되는 것을 예방할 수 있는 수

단이 마련되어 있어야 한다.

비행구역 아래에서의 역추력 및 프로펠러 피치 설정25.1155

역추력 조작장치 및 프로펠러 피치를 비행구역범위 이하로 설정하는 조작장치에는 우발적인 작

동을 예방할 수 있는 수단이 마련되어 있어야 한다 이러한 수단이란 비행 아이들 위치에 확실.

한 잠금장치 또는 정지장치를 갖추어야 하고 비행구역 범위 터빈 엔진을 비행기에서는 전방추(

력 범위 를 벗어나기 위해서는 승무원이 별도의 분명한 조작을 하도록 해야한다는 것이다) .

기화기 공기온도 제어장치25.1157

각 엔진별로 분리된 기화기 공기온도 제어장치를 장착하여야 한다.

과급기 제어장치25.1159

과급기 제어장치는 두 조종사 모두가 조작할 수 있는 위치에 두거나 제어반을 갖춘 별도의 기

관사실이 있는 경우에는 기관사가 조작할 수 있게 한다.

연료사출계통 제어장치25.1161

연료사출계통 조작장치는 우발적인 작동을 방지하기 위한 보호장치를 갖추어야 한다 이 제어.

장치는 화재진화에 사용하는 소화기 조작장치나 기타 장치 근처에는 배치하지 않아야 한다.

동력장치 보기25.1163

엔진에 장착된 각 보기는 다음 사항들을 충족해야 한다(a) .

해당 엔진에 장착이 승인된 것이어야 한다(1) .

엔진에 설비된 장치를 사용하여 장착되어야 한다(2) .

엔진 오일계통과 보기계통의 오염을 방지할 수 있게 밀폐되어 있어야한다(3) .

아크 또는 스파크를 발생하는 전기장비는 가연성유체 또는 가스와의 접촉이 되지 않도록(b)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15131

장착해야 한다.

결함 발생에 엔진구동식 과급기나 그 밖의 엔진구동식 보기들을 계속 회전할 경우 위험할(c)

경우 엔진의 연속운전에 영향을 주지 않고 이들 장치의 위험한 회전을 방지할 수 있는 수


엔진 점화계통25.1165

각 배터리 점화계통은 배터리가 완전히 방전한 경우에도 엔진의 연속운전이 가능하도록 자(a)

동으로 예비전원으로 사용될 수 있는 발전기를 장착하여야 한다.

배터리 및 발전기의 용량은 엔진 점화계통에 필요한 전기를 동일 전원에서 얻을 수 있고(b)

모든 전기계통에 필요한 최대 전기에너지를 동시에 공급할 수 있는 충분한 양이어야 한다.

엔진의 점화계통 설계는 다음의 상태를 고려하여야 한다(c) .

한 대의 발전기가 작동되지 않는 상태(1)

발전기가 상용 회전속도에서 회전하고 한 대의 배터리가 완전히 방전된 상태(2) ,

한 대의 배터리만 장착한 경우 발전기가 아이들 회전속도로 작동하고 있고 배터리가 완(3)

전히 방전된 상태

방화벽의 엔진 측면에 있는 자석전기접지선 별개의 점화회로용 은 기계적 손상 누전 또는(d) ( ) ,

그 밖의 원인에 의해서 두 개 이상의 접지선이 동시에 고장나지 않도록 장착 및 배치하고

잘 보호되도록 해야 한다.

엔진의 접지선은 다른 엔진의 화재 위험 구역을 통하여 배선해서는 안 된다 단 화재 위험(e) . ,

구역내의 접지선이 내화성 재료인 경우는 예외로 한다.

점화회로는 점화계통의 작동을 보조하고 제어하고 작동상태를 알기 위해 사용하는 회로(f) , ,

또는 기타 다른 모든 전기회로의 전기적으로 독립되어 있어야 한다.

전기계통의 결함에 의해 엔진 점화에 필요한 배터리가 연속 방전을 일으키는 경우 이를 승(g)

무원에게 알려줄 수 있는 방법을 강구해야 한다.

터빈 추진 비행기의 각 엔진 점화계통은 필수 전기 부하를 고려하여야 한다(h) .

보기 기어박스25.1167

엔진의 일부로 승인을 받지 않은 보기 기어박스를 장착한 비행기는 다음 사항들을 충족해야 한

다.

기어박스 트랜스미션 및 축을 장착한 엔진은 기술기준 의 항 및 항에 따(a) , Part 33 33.49 33.87

른 시험을 수행하여야 한다.

보기 기어박스는 기술기준 의 항 항 항에 적합해야 한다(b) Part 33 33.25 33.53 33.91 .

정상운용 상태에서 예상되는 기어박스 트랜스미션 및 축계통의 축맞춤 오류와 비틀림 하(c) ,

중을 분석해야 한다.

동력장치의 방화설비

화재위험구역25.1181

다음과 같은 구역을 화재위험구역이라 한다(a) .

엔진 출력 부분(1)

엔진 보기 부분(2)

왕복 엔진을 제외하고 엔진 출력부분과 엔진 보기 부분이 분리되어 있지 않은 경우 모든(3) ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15132

동력 장치실

보조 동력 장치실(4)

항에 규정하는 연료 연소식 가열기와 기타 연소 장비의 장착(5) 25.859

터빈 엔진의 압축기 및 보기 부분(6)

터빈 엔진에 있어서는 가연성 유체가 통과하는 관 또는 부품을 포함하는 연소실 터빈 및(7) ,

테일파이프 부분

(b) 각 화재위험구역은 및 항에서 항까지의 기준에25.863, 25.865, 25.867, 25.869 25.1185 25.1203

적합하여야 한다.

방화벽 후방 나셀지역과 가연성 유체 배관을 포함하는 엔진포드 부착 구조물25.1182

방화벽 뒤 나셀지역과 가연성 유체 배관을 포함하는 각 엔진포드 부착 구조물의 각 부분은(a)

화재위험구역에 관한 기준을 명시한 항 항 및 항 항25.1103(b) , 25.1165(d) (e) , 25.1183 ,

항 항 항 및 항에서 항까지의 요구사항을 충족해야25.1185(c) , 25.1187 , 25.1189 25.1195 25.1203

한다 단 엔진포드 부착 구조물에는 화재탐지 및 소화방법을 강구할 필요는 없다. , .

상기 항에서 규정하는 구역 중 인입식 착륙장치를 포함한 구역에서는 착륙장치가 올라(b) (a)

간 상태에서만 항의 기준에 적합하다는 것을 증명할 필요가 있다(a) .

가연성 유체를 운반하는 구성품25.1183

하기 항에서 규정하는 것을 제외하고 엔진의 화재 시에 영향을 받는 구역내의 가연성(a) (b)

유체를 운반하는 배관 연결장치 기타 구성품 또는 지정 화재 위험 구역내의 가연성 유체, ,

를 운반 또는 포함하는 구성품 등은 내화성을 지녀야 한다 단 화재에 의해 지정 화재 위. ,

험 구역의 가연성 유체 탱크 및 그 지지구조물의 내화성을 갖추지 않은 부분이 손상되어

도 가연성 유체가 새거나 넘쳐흐르지 않는 경우를 제외하고 지정 화재 위험 구역의 가연

성 유체 탱크 및 그 지지구조물은 내화성 재료로 되던가 또는 내화성 재료로 둘러 쌓여

있는 경우는 제외한다 구성품은 유출된 가연성 유체가 발화해도 보호되도록 차단되거나.

배치되어야 한다 왕복 엔진에 장착되어 있는 미만의 오일 고이개는 내화. 23.7 (25 quart)ℓ

성 재료로 이루어지거나 내화성 재료로 둘러싸이지 않아도 된다.

상기 항의 기준은 다음 사항들에는 적용되지 않는다(b) (a) .

형식 증명된 엔진의 일부로서 승인된 배관 연결장치 및 구성품(1) ,

파손되어도 화재의 위험이 없고 위험을 증대시킬 염려가 없는 환기장치 배출배관 및 연(2) ,

결부품

만약 화재에 노출되거나 손상을 입었을 경우 다음의 상태를 유발할 수 있다면 지정방화구(c)

역 내의 관을 포함한 모든 구성품은 내화성이 있어야 한다.

비행기의 다른 지역으로 화재를 전파하는 상태(1)

장비나 필수적인 운용에 있어서 의도치 않은 작동 또는 운용을 불가능하게 하는 상태(2)

가연성 유체25.1185

항에서 규정하는 통합식 오일 고이개를 제외하고 가연성 유체 또는 가스가 들어(a) 25.1183(a)

가는 계통의 일부를 이루는 탱크 또는 저장통은 지정 화재 위험 구역밖에 두어야 한다.

단 저장된 유체 계통의 설계 탱크에 사용된 재료 차단장치 연결장치 배관 및 조작장치, , , , , ,

에 의해 해당 탱크 또는 저장통이 지정 화재 위험 구역밖에 있는 것과 동등한 수준의 안

전성을 갖는 경우에는 예외이다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15133

탱크 또는 저장통과 지정 화재 위험 구역을 격리하는 방화벽 또는 가리개와의 사이에는 최(b)

소한 이상의 간격을 갖도록 설치하여야 한다1.27cm(0.5in) .

누출될 염려가 있는 가연성 액체계통 근처에 흡수성이 강한 재료를 사용하는 경우 이 재료(c)

는 위험한 양만큼의 액체를 흡수하지 않도록 처리하거나 차단되어야 한다.

화재위험구역의 방출 및 환기25.1187

가연성 액체를 포함하는 부분의 파손 또는 고장으로 발생되는 위험을 최소한으로 억제하기(a)

위하여 지정 화재 위험 구역에 위치한 각 부품은 액체를 완전하게 방출될 수 있어야 한다.

방출방법은 다음 사항들을 충족해야 한다.

방출이 요구되는 상황에서는 확실하게 기능을 수행해야 한다(1) .

방출한 유체가 또 다른 화재 위험을 야기할 우려가 없도록 배치해야 한다(2) .

화재위험구역에는 가연성가스가 축적되지 않도록 환기시켜야 한다(b) .

환기구는 가연성 유체 가스 또는 화염이 다른 구역에서 침투하지 않는 곳에 설치하여야(c) ,

한다.

각 환기장치는 배출한 가스가 또 다른 화재위험을 야기할 우려가 없도록 배치해야 한다(d) .

지정 화재위험구역을 통과하는 최대 공기유량에 기초하여 소화제의 용량 및 방출 율이 정(e)

해져 있는 경우를 제외하고 나셀부분의 엔진 출력부 및 연소가열기 환기 공기관 이외의

모든 지정 화재 위험 구역의 강제통풍 원에는 승무원이 이들을 차단할 수 있는 수단이 강

구되어야 한다.

차단장치25.1189

각 엔진 설비 및 항 및 항에 규정된 화재 위험 구역에는 위험한 양의 연료(a) 25.1181(a)(4) (5) ,

오일 제빙액 및 그 밖의 가연성 유체가 지정 화재 위험 구역내의 유입 유출 또는 통과하, ,

는 것을 차단 또는 방지할 수 있는 방법이 강구되어야 한다 단 다음에 대해서는 차단장. ,

치를 설치할 필요가 없다.

엔진 일부를 이루는 배관 연결장치 및 구성품(1) ,

지정 화재 위험 구역에 있는 오일 탱크를 포함하는 모든 오일 계통의 구성품이 내화성 재(2)

료로 이루어져 있거나 엔진의 화재가 미치지 않는 구역에 배치되어 있는 터빈 엔진의 오

일계통

어느 엔진에 대한 연료차단밸브를 닫아도 다른 엔진의 연료공급에 지장을 초래해서는 안(b)

된다.

(c) 차단장치조작이 프로펠러 페더 조작과 같은 이후의 비상조작에 지장을 초래해서는 안 된다.

가연성 유체 차단장치 및 제어장치는 내화성 재료로 이루어지거나 화재 위험 구역의 화재(d)

가 작동에 영향을 주지 않을 곳에 배치되어 보호되어야 한다.

(e) 차단장치 조작 후 위험한 양의 가연성 유체가 지정 화재 위험 구역에 방출되어서는 안 된다.

차단장치는 부주의에 의해 작동되지 않도록 보호되어야 하고 한번 차단한 것을 비행 중에(f)

승무원이 다시 열 수 있는 수단을 갖추어야 한다.

각 탱크와 엔진간의 차단밸브는 그 조작이 엔진 또는 엔진마운트 구조물 결함에 의해 영향(g)

을 받지 않는 위치에 배치하여야 한다.

압력을 줄일 수 있는 장치가 계통 내에 없는 경우 각 차단 밸브가 과도한 압력을 줄일 수(h) ,

있는 기능을 갖추어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15134

방화벽25.1191

비행 중에 운용되는 각 엔진 보조동력장치 연소가열기 비행 중에 사용되는 기타 연소장(a) , , ,

비품 그리고 터빈 엔진의 연소실 터빈 및 테일파이프는 방화벽 가리개 및 기타 이와 동, ,

등한 방법에 의해서 비행기의 다른 부분으로부터 격리되어야 한다.

방화벽과 가리개는 다음 사항들을 충족해야 한다(b) .

내화성 재료로 이루어져야 한다(1) .

해당 부분에서 비행기의 다른 부분으로 위험한 양의 공기 유체 또는 화염이 통과하지 못(2) ,

하도록 제작되어야 한다.

각 입구는 내화성 재료의 그로멧 부싱 또는 방화벽으로 밀봉되도록 제작되어야 한다(3) , .

부식으로부터 보호되어야 한다(4) .

엔진 보기 다이어프램25.1192

왕복엔진의 경우 엔진 출력부 및 배기계통의 모든 부분은 항의 방화벽 기준에 합치하는25.1191

다이어프램에 의해 엔진 보기로부터 격리되어야 한다.

카울링 및 나셀 외판25.1193

각 카울링은 운용 중에 받는 모든 진동 관성력 및 공기하중에 견디도록 제작되고 지지되(a) ,

어야 한다.

카울링은 항에서 규정하는 배출 및 환기의 요구조건을 충족하여야 한다(b) 25.1187 .

엔진 출력부를 엔진의 보기 부분으로부터 격리하는 다이어프램을 갖는 비행기는 엔진 출력(c)

부에 화재가 발생할 경우 화염에 노출될 우려가 있는 보기부의 카울링은 다음 사항들을

충족해야 한다.

내화성 재료로 구성되어야 한다(1) .

항의 기준을 충족하여야 한다(2) 25.1191 .

배기계통 부근에 근접해 있거나 배기가스 때문에 가열될 우려가 있는 카울링의 각 부분은(d)

내화성 재료로 구성되어야 한다.

각 비행기는 다음 사항들을 충족해야 한다(e) .

화재 위험 구역에서 발생한 화재가 구멍 또는 외판의 연소를 통하여 다른 구역에 들어가(1)

화재를 더욱 증대시키지 않도록 설계하고 제작해야 한다.

비행기가 인입식 착륙장치를 갖춘 경우 착륙장치를 올린 상태에서 항의 기준에 적합(2) (e)(1)

해야 한다.

화재가 엔진의 출력부 또는 보기 부분에서 발생한 경우에 화염에 노출될 우려가 있는 부(3)

분의 외판은 내화성 재료로 제작해야 한다.

소화계통25.1195

각 지정 화재 위험 구역에는 소화계통을 준비해야 한다 단 가연성 유체 또는 가스가 통과(a) . ,

하는 배관 또는 구성품을 포함하는 터빈 엔진의 연소기 터빈 그리고 테일파이프와 같이,

화염을 제어하는 부분은 제외한다.

소화계통 소화제의 양 방출율 및 방출분포상태는 소화를 위해 적절한 것이어야 한다(b) , , . (a)

항에서 규정한 각 지정 화재 위험 구역의 소화제 방출은 비행중의 극한기류 상태에서 해

당구역의 소화가 가능하고 재발화의 가능성을 최소화 할 수 있는 소화제의 농도를 제공함

을 실제 시험비행 또는 모의 시험비행을 통하여 증명해야 한다 보조동력장치 연소가열기. ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15135

그리고 기타 연소장비품에는 독립적인 일회 방출계통을 사용해도 좋다 다른 지정 화재 위.

험 구역에는 각각 적절한 소화제의 분포가 이루어지도록 회의 방출이 수행되어야 한다2 .

나셀 소화계통은 나셀 내의 각 지정 화재 위험 구역을 동시에 소화할 수 있어야 한다(c) .

소화제25.1197

소화제는 다음 사항들을 충족해야 한다(a) .

소화계통에 의해 보호된 구역에서는 유체나 그 밖의 가연성 물체의 연소로 발생되는 불을(1)

소화할 수 있어야 한다.

저장된 곳에서 통상적으로 예상되는 온도범위에서 열적 안정성이 있어야한다(2) .

유독한 소화제를 사용하는 경우 소화계통의 결함 유무에 관계없이 비행기의 정상 운용 중(b) (

유출이 발생하였을 때 또는 지상이나 비행중 소화제를 방출하였을 때 유독한 유체 또는)

가스가 승객실이나 승무원실에 침투되는 것을 방지하기 위한 방법을 강구해야 한다 더욱.

이 기준에 적합함을 시험에 의해 증명해야 한다 단 다음에 언급하는 항을 충족하. , (1), (2)

는 이산화탄소 동체 부분 소화 계통은 예외이다.

이하의 이산화탄소가 설정된 화재제어 절차에 의해서 동체에 방출되는 경우(1) 2.26kg(5lb) .

또는,

각 승무원을 위한 방호 호흡장비가 갖추어진 경우(2) .

소화제 용기25.1199

소화제 용기는 과대한 내부압력에 의해 용기가 파손되지 않도록 압력을 경감시킬 수 있는(a)

장치를 갖추어야 한다.

압력을 경감시킬 수 있는 장치와 연결된 배출관의 끝부분은 이로부터 소화제가 방출될 때(b)

비행기를 손상하지 않는 위치에 배치되어야 한다 각 배관은 얼음이나 이물질에 의해 막히.

는 것을 방지하도록 배치되고 보호되어야 한다.

각 소화제의 용기에는 소화제가 방출되어 있는 상태를 나타내거나 용기내의 소화제 압력이(c)

소화를 위해 필요한 값 미만인 것을 나타낼 수 있는 수단이 강구되어야 한다.

예상된 운용상태에서 용기 내의 압력이 다음의 상태가 되지 않도록 각 소화제 용기의 온(d)

도가 유지되어야 한다.

적당한 방출율을 위해 필요한 압력이하의 상태 또는(1) . ,

조기 방출을 야기할 수 있는 높은 압력 상태(2) .

기폭제가 든 캡슐이 소화제의 방출을 위해 사용될 경우 각 용기는 이의 온도조건에 의해(e)

캡슐이 위험한 상태로 되지 않도록 장착되어야 한다.

소화계통 재료25.1201

소화계통에 사용하는 재료는 소화제와 위험한 화학반응을 일으키는 것이어서는 안 된다(a) .

엔진실 내에 있는 각 계통 구성품은 내화성 재료로 구성되어야 한다(b) .

화재탐지계통25.1203

각 지정 화재 위험 구역 및 터빈 엔진설비의 연소실 터빈 및 테일파이프에는 신속히 작동(a) ,

하는 승인된 화재 또는 과열 탐지기를 갖추어야 한다 이들의 수량 및 위치는 해당 구역의.

화재를 신속히 탐지할 수 있도록 설정되어야 한다.

각 화재탐지계통은 다음 기준에 적합하게 제작되고 장착되어야 한다(b) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15136

운용 중에 받는 진동 관성력 그리고 기타 하중에 견딜 수 있어야 한다(1) , .

지정 화재 위험 구역내의 센서 또는 이와 관련된 배선이 한 곳에서 단선된 경우 이를 승(2)

무원에게 알려주기 위한 수단이 있어야 한다 단 단선된 후에도 해당 계통이 충족할 수. ,

있는 탐지계통으로서 계속하여 작동할 경우에는 예외이다.

지정 화재 위험 구역내의 센서 또는 이와 관련된 배선이 한 곳에서 단락된 경우 이를 승(3)

무원에게 알려주기 위한 수단이 있어야 한다 단 단락된 후에도 해당 계통이 충족할 수. ,

있는 탐지계통으로서 계속하여 작동할 경우에는 예외이다.

화재 또는 과열 탐지기는 오일 물 기타 유체 또는 가스에 의해 영향을 받지 않아야 한다(c) , , .

승무원이 비행 중에 화재 또는 과열 탐지기 전기회로의 기능을 점검할 수 있는 방법이 강(d)

구되어야 한다.

화재 위험 구역 내의 화재 또는 과열탐지기 배선 및 그 밖의 구성품은 내화성 재료로 구성(e)

되어야 한다.

화재 위험 구역의 화재 또는 과열 탐지계통 구성품은 다음에서 규정하는 경우를 제외하고(f)

다른 화재 위험 구역을 통과하여서는 안 된다.

화재탐지계통의 구성품이 통과하는 다른 화재 위험 구역내의 화재에 의해 해당 화재탐지(1)

계통이 잘못된 신호를 보내지 않도록 보호되는 경우

각 구역이 동일한 화재탐지계통 및 소화계통에 의해 동시에 보호되고 있는 경우(2)

각 화재탐지계통은 이를 장착한 상태에서 기술표준규격이 규정한 탐지기의 응답시간에 비(g)

추어 해당하는 탐지기에 승인된 경보시간을 넘지 않도록 제작되어야 한다.

화재위험구역에 설치된 화재감지기 또는 과열감지기의 전선연결시스템 은 항(h) (EWIS) 25.1731

의 요건을 만족하여야 한다.

적합성25.1207

기타 규정된 경우를 제외하고 항에서 항까지의 기준에 대한 적합성 증명은 실제25.1181 25.1203

화재 시험 또는 다음 방법중 하나 이상의 방법에 의해 수행되어야 한다.

유사한 형식의 동력장치에서의 시험(a)

구성품의 시험(b)

유사한 형식의 동력장치를 장착한 비행기의 사용실적(c)

분석(d)

장비Subpart F

일반

기능 및 장착요건25.1301

비행기에 장착하는 장비는 다음 사항들을 충족해야 한다(a) .

소요되는 기능을 발휘하는 동일한 종류 및 설계여야 한다(1) .

제품식별 표시 기능 운용한계 또는 이러한 항목 중 해당 사항의 조합을 나타내는 표찰을(2) , ,

부착하여야 한다.

해당 장비에 대해 규정된 제한사항에 따라 장착하여야 한다(3) .

장착 후 기능이 정상적으로 작동하여야 한다(4) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15137

전선연결시스템 는 본 의 요구조건을 만족하여야 한다(b) (EWIS) Subpart H .

비행 및 항법계기25.1303

다음과 같은 비행 및 항법계기들은 각 조종사들이 잘 볼 수 있도록 장착하여야 한다(a) .

대기온도계 또는 대기온도로 환산해 주는 장치가 된 대기온도계(1)

시 분 초를 표시하는 초침이 붙어 있는 시계 또는 디지털 시계(2) , ,

방향지시계 비안정식 자석 컴퍼스(3) ( )

다음과 같은 비행 및 항법계기를 각 조종석에 장착하여야 한다(b) .

대기속도계 대기속도한계가 고도에 따라 변화하는 경우에는 고도에 따른 의 변화를(1) . VMO

보여주는 최대허용대기속도 조견표를 갖추어야 한다.

고도계 정밀(2) ( )

승강률지시계 수직속도(3) ( )

외활 및 내활을 동시에 지시하는 종합계기 선회경사계 와 조합된 자이로식 선회율지시계(4) ( ) .

단 대형비행기의 경우 의 피치 및 롤의 비행자세에 대해 사용 가능한 제 의 자세지, 360° 3

시계기를 갖춘 외활 및 내활지시계만 장착하여도 되며 이 경우 미연방항공규정(FAR

에 의거 장착하여야 한다§121.305(j)) .

선회 및 피치계기 자이로 안정식(5) ( )

방향지시계 자이로 안정식 자기식 또는 비자기식(6) ( , )

비행계기 및 항법계기는 다음에서 정하는 사항을 충족하여야 한다(c) .

터빈엔진 비행기와(1) VMO/MMO가 0.8VDF/MDF 또는 0.8VD/MD 보다 큰 비행기에는 속도 경

고장치를 장착하여야 한다 이 속도 경고장치는 비행기 속도가. VMO 노트 또는6 M＋ MO＋

노트를 초과할 때마다 다른 용도에 사용되는 음성경고와는 명확히 다른 효과적인 음0.01

성경고가 조종사에게 들릴 수 있어야 한다 이 경고장치의 제작 허용공차의 상한 값은 기.

설정한 경고속도를 초과해서는 안 된다.

상기 항에서 요구하는 속도 지시장치에 의해 조종사에게 지시되는 것이 아닌 한 압축(2) (b)(1)

성 한계를 갖는 비행기의 경우 각 조종석에 마하지시계를 갖추어야 한다.

동력장치계기25.1305

동력장치계기는 다음 사항들을 충족해야 한다.

모든 형태의 엔진을 장착한 비행기의 경우 다음의 사항들을 충족하여야 한다(a) ( ) .

각 엔진마다 하나의 연료압력 경고장치 또는 주 경고 장치로부터 개별 경고장치를 구별하(1)

는 장치가 있는 모든 엔진에 대해 하나의 주 경고장치가 있어야 한다.

각 연료 탱크마다 하나의 연료량계가 있어야 한다(2) .

각 윤활유 탱크마다 하나의 윤활유 량계가 있어야 한다(3) .

각 엔진의 독립된 윤활유 계통마다 하나의 윤활유 압력계기가 있어야 한다(4) .

각 엔진마다 하나의 윤활유 압력 경고장치 또는 모든 엔진에 대해 하나의 주 경고장치가(5)

있어야 한다.

각 엔진마다 한 개씩의 윤활유 온도계가 있어야 한다(6) .

화재 경고장치는 시각 및 청각에 의한 경고를 제공하여야 한다(7) .

각 연료탱크에 대해서 출력 증가액 액량 지시계 운항 중 출력 증가액의 사용법이 적합할(8) (

것 가 있어야 한다) .

왕복엔진 비행기의 경우 항에서 규정하고 있는 동력장치계기 요구조건 외에 다음과 같(b) (a)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15138

은 요건을 충족해야 한다.

각 엔진마다 한 개씩의 기화기 공기 온도계가 있어야 한다(1) .

각 공냉식 엔진마다 한 개씩의 실린더 헤드 온도계가 있어야 한다(2) .

각 엔진마다 흡입다기관 압력계가 있어야 한다(3) .

각 엔진마다 연료가 공급되는 경로상의 압력을 지시하는 연료압력 지시계가 있어야 한다(4) .

고도에 따른 자동 고도 혼합기 제어 장치가 없는 엔진의 경우 각 엔진마다 한 개씩의 연(5)

료유량계 또는 연료혼합계가 있어야 한다.

각 엔진마다 한 개씩의 엔진 회전계가 있어야 한다(6) .

다음과 같은 엔진의 경우 비행 중 조종사에게 엔진 출력의 변동을 알려주는 장치를 갖추(7)

어야 한다.

엔진 출력 측정장치에 의해 작동되는 자동 프로펠러 페더링장치가 있는 엔진(i)

엔진의 총 배기량이 이상인 엔진(ii) 32774 (2000 in3)

각 역피치 프로펠러의 경우 각각의 프로펠러가 역피치 상태로 될 때 이러한 상황을 조종(8)

사에게 알려주는 장치를 갖추어야 한다.

터빈엔진 비행기의 경우 항에서 언급하고 있는 동력장치계기 요구조건 외에 다음과 같(c) (a)

은 요건을 충족해야 한다.

각 엔진마다 한 개씩의 배기 가스 온도계를 갖추어야 한다(1) .

각 엔진마다 한 개씩의 연료 유량계를 갖추어야 한다(2) .

각 엔진마다 한계속도가 설정되어 있는 엔진 로터 속도를 지시하는 엔진 회전계가 갖추어(3)

져 있어야 한다.

(4) 엔진 시동기가 고장난 경우에도 연속 작동이 되도록 설계되지 않았거나 위험을 방지하도

록 설계되지 않은 연속 작동이 가능한 엔진 시동기의 경우 각각의 시동기의 작동 상태를

비행 승무원에게 지시하는 장치를 갖추어야 한다.

각 엔진의 결빙 보호장치의 알려 줄 수 있는 지시기를 갖추어야 한다(5) .

항에서 제시된 오염 량에 도달되기 전에 연료 여과망 또는 연료 여과기의 오염상(6) 25.997(d)

태를 나타내 주는 항에서 규정하는 연료 여과망 또는 연료 여과기 오염 경고장치를25.997

갖추어야 한다.

에서 제시된 오염 량에 도달되기 전에 윤활유 여과망 또는 윤활유 여과기의(7) 25.1019(a)(2)

오염상태를 조종사에게 경고하기 위하여 별도의 우회 유로가 없는 한 에서 규정하25.1019

는 윤활유 여과망 또는 윤활유 여과기 오염 경고장치를 장착해야 한다.

연료장치 구성품에 결빙을 막기 위한 가열장치의 정상작동 여부를 나타내는 지시기를 장(8)

착하여야 한다.

터보제트 비행기의 경우 항 및 항에서 언급하고 있는 동력장치계기 요구조건 외에 다(d) (a) (c)


엔진의 추력 또는 이 추력과 직접적으로 관련이 있는 변수를 조종사에게 나타내는 지시기(1)

를 장착하여야 한다 계기에 표시되는 사항은 엔진의 추력 또는 이 추력과 직접적으로 관.

련이 있는 변수를 직접 측정한 것이어야 한다 이 계기는 추력의 변화가 어떤 엔진의 고.

장으로 인한 것인지 파손 또는 오염 등 어떠한 요인으로 인한 추력의 변화인지를 지시할,


엔진의 역추진장치가 다음과 같은 상태에 있는 경우 조종사에게 이를 지시해줄 수 있는(2)

지시장치를 장착하여야 한다.

엔진의 역추진장치가 선택된 위치에 있지 않은 경우(i)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15139

각각의 엔진에 장착된 역추진 장치의 위치가 역추진 위치에 있는 경우(ii)

엔진 로터 시스템의 불균형 상태를 지시하는 지시기를 장착하여야 한다(3) .

터보프롭 비행기의 경우 항 및 항에서 언급하고 있는 동력장치계기 요구조건 외에 다(e) (a) (c)


각 엔진마다 한 개씩의 토크 지시기를 장착하여야 한다(1) .

각 프로펠러에 대하여 프로펠러 깃의 각도가 비행 저피치보다 낮은 값을 가질 때 조종사(2)

에게 그 각도를 나타내 주는 장치를 장착하여야 한다.

추력 또는 출력을 증대시키기 위하여 연료가 아닌 다른 유체를 탑재한 비행기의 경우 그(f)

해당 장치가 정상적으로 작동하는 것을 조종사에게 나타내 주는 승인된 지시장치를 장착

하여야 한다.

기타 장비25.1307

다음과 같은 기타의 장비를 장착하여야 한다.

예비(a)

두 조 이상의 독립된 전원장치(b) .

이 기준에서 명시하고 있는 전기회로 보호장치(c) .

각 조종석에서 조작 가능하게 설계되어 장착되고 한 계통의 고장이 다른 계통의 기능을(d) ,

방해하지 않는 독립된 두 계통의 송수신장치 신뢰도가 보장될 경우 안테나를 공통으로 사.

용하는 것은 가능하다.

각 조종석에서 조작 가능하게 설계되어 장착되고 한 계통의 고장이 다른 계통의 기능을(e) ,

방해하지 않는 독립된 두 계통의 무선항법장치 신뢰도가 보장될 경우 안테나를 공통으로.

사용하는 것은 가능하다.

장비 및 시스템 요건과 장착25.1309

비행기의 감항기준에 의거 소요 기능이 요구되는 장비 및 시스템 그리고 장비의 장착요건은(a)

예상되는 모든 운용조건하에서 요구되는 기능을 제대로 발휘할 수 있도록 설계하여야 한

다.

비행기의 시스템 및 관련되는 구성품은 다른 시스템과 개별적으로 그리고 연관하여 고려할(b)

때 다음 사항에 적합하도록 설계하여야 한다.

비행기의 안전한 비행과 착륙을 방해하는 임의의 고장상태의 발생이 아주 없어야 한다(1) .

비행기의 성능 또는 조종사가 불리한 운항 상태를 극복하는 능력을 감퇴시키는 임의의 고(2)

장상태의 발생이 없어야 한다.

조종사에게 불안전한 시스템의 작동상태를 경계토록 하여 적절한 시정조치를 취할 수 있도(c)

록 경고장치를 갖추어야 한다 시스템 제어장치 및 관련 감시장치 및 경고장치들은 발생. ,

된 고장에 조종사가 실수로 추가적인 위험을 초래하지 않도록 설계하여야 한다.

상기 항에서 요구하는 사항의 적합성 증명은 분석에 의하여야 하며 필요시 지상시험 비(d) (b) ,

행시험 또는 시뮬레이터 시험에 의하여 실시되어야 한다 분석에 있어서는 다음 사항들이.


외부요인에 의한 기능장애 및 손상을 포함한 예상되는 고장의 형태(1) .

다중 결함 및 탐지 불가능한 고장의 가능성(2) .

비행단계 및 운항조건에 따른 비행기 및 승객의 파급 효과(3) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15140

승무원에게의 경보지시 요구되는 시정조치 사항 그리고 고장 탐지능력 등(4) , .

전기장치 및 전기장비의 설계와 장착에 관하여 항 및 항의 요건을 증명하는 데 있어(e) (a) (b)

임계환경조건을 고려하여야 한다 이 감항기준에서 요구하거나 꼭 사용하도록 하는 전기.

발생장치 분배장치 및 이용 장치는 별도의 환경시험절차를 수반하는 기술표준품의 경우를,

제외하고 예상되는 환경조건에 따라 지속적으로 그리고 안전하게 운용됨을 환경시험 설계,

분석 또는 다른 비행기의 이전의 비교될 만 한 경험자료 등의 방법으로 증명하여야 한다.

정상 작동하고 있는 시스템에 연결되어 있는 부하(1) .

한 조의 동력원 전원 변환기 또는 에너지 저장장치의 고장이후 필수 부하(2) , .

다음 사항의 고장 이후 필수 부하(3) .

쌍발기의 경우 한 개 엔진의 부작동(i) .

발 이상의 다발기의 경우 두 개 엔진의 부작동(ii) 3 .

이 비행기 감항기준에 의거 교류전원이 요구되는 경우 임의의 한 전원장치 분배 장치 또(4) ,

는 이용 시스템의 고장이후 필수 부하.

전선연결시스템 는 항의 요구조건에 따라서 평가되어야 한다(f) (EWIS) 25.1709 .

전원의 용량 및 분배25.1310

형식증명 또는 운항기준에 의거하여 그 기능이 요구되고 이를 위한 전원공급장치가 요구되(a)

는 장착은 해당 전원공급장치에 대한 필수부하 로 간주한다 전원 및 해당“ (essential load)” .

시스템은 가능한 운용조합 및 가능한 시간 동안 다음의 전력이 필요한 부하에 전기를 공급


(1) 정상적으로 기능을 수행하고 있는 시스템에 연결된 해당 시스템의 전기부하

하나의 주 발전기 전기 컨버터 또는 축전기 의 고장(2) (prime mover), (energy storage device)

이후의 필수부하

다음과 같은 고장 이후의 필수 전기부하(3)

쌍발엔진 장착 비행기의 경우 엔진 하나의 고장(i)

엔진을 대 이상 장착한 비행기의 경우 대의 엔진 고장(ii) 3 2

전력공급시스템 전기배분시스템 또는 기타 전기활용시스템 중에 임의의 한 시스템의 고(4) ,

장 또는 오작동 이후 대체 전원이 요구되는 필수부하

이 절의 항 및 항에 대한 적합성을 판단하는데 있어 인가된 운용 형태에서 안전성(b) (a)(2) (3) ,

을 만족하는 모니터링 절차 하에서의 전력부하는 감소된 것으로 간주할 수 있다 엔진을. 3

대 이상 장착한 비행기의 경우 제어 가능한 비행 상태에서 필요하지 않은 전력부하는 대2

엔진 고장 조건을 고려할 필요가 없다.

시스템의 낙뢰방호25.1316

기능의 고장이 비행기의 안전한 비행 및 착륙을 간접적 또는 직접적으로 저해하는 경우(a) ,

이러한 기능을 담당하는 전기 및 전자 시스템은 이 시스템의 운용 및 운용성능이 비행기

가 낙뢰를 맞은 후에도 심각하게 영향을 받지 않도록 설계하고 장착하여야 한다.

기능의 고장이 비행기의 운항성능을 감쇠 시키거나 조종사가 이러한 불리한 운항조건을 대(b)

처하는 데 방해가 되는 경우 이러한 기능을 감당하는 전기 및 전자 시스템은 이러한 기능

의 고장이 비행기가 낙뢰를 맞은 후에도 시기 적절하게 회복될 수 있도록 설계하고 장착

하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15141

상기 항과 항의 요건에 대한 적합성 증명은 심각한 낙뢰 환경 하에서 시험을 통하여(c) (a) (b)

증명하여야 한다 신청자는 다음과 같은 조건에 따라 낙뢰를 받은 후에 비행기의 전기 및.

전자 시스템이 보호됨을 증명하여야 한다.

비행기의 낙뢰 영역을 결정한다(1) .

각 낙뢰 영역에 대하여 외부 낙뢰조건을 설정한다(2) .

시스템 내부의 낙뢰환경을 설정한다(3) .

이 감항기준에서 요구하고 있는 전기 및 전자 시스템을 식별하고 비행기에서의 그 장착위(4)

치를 식별한다.

내부 및 외부 낙뢰환경에 대한 적응성을 설정한다(5) .

보호방책을 설계한다(6) .

설계된 보호방책이 적절함을 증명한다(7) .

고강도 전자기장 으로부터의 보호25.1317 (HIRF)

이 절의 에서 제시하는 경우를 제외하고 고장이 비행기의 지속적인 안전 비행과 착륙을(a) (d)

막는 기능을 수행하는 전기전자시스템은 아래와 같이 되도록 설계하고 장착하여야 한다.

비행기가 부록 의 고강도 전자기장 환경 에 노출되는 동안에 그리고 노출된 후에(1) L (HIRF) I

기능이 심하게 영향을 받지 않아야 한다.

시스템이 비행기가 부록 의 고강도 전자기장 환경 에 노출된 후에 시스템의 다른(2) E (HIRF) I

운용 요건이나 기능 요건과 상충하지 않으면서 시기 적절하게 정상 기능 상태로 자동적으

로 회복되어야 한다.

시스템이 비행기가 부록 과 같은 고강도 전자기장 환경 에 노출되는 동안에 그리(3) L (HIRF) II

고 노출된 후에 기능이 심하게 영향을 받지 않아야 한다.

고장이 비행기의 성능을 현저하게 줄이거나 조종승무원이 혹심한 운항 조건에 대응하는 능(b)

력을 현저하게 감소시키게 되는 각 전기전자시스템은 이러한 기능을 제공하는 장비가 부록

의 고강도 전자기장 시험 수준 또는 에 노출되어도 시스템이 심하게 영향을 받L (HIRF) 1 2

지 않도록 설계하고 장착하여야 한다.

고장이 비행기의 성능을 저하시키거나 비행승무원이 혹심한 운용 조건에 대처하는 능력을(c)

저하시키는 기능을 수행하는 전기전자시스템은 이러한 기능을 제공하는 장비가 부록 의L

고강도 전자기장 시험 수준 에 노출되어도 심하게 영향을 받지 않도록 설계하고 장(HIRF) 3

착하여야 한다.

년 월 일 이전까지는 고장이 비행기의 지속적인 안전 비행과 착륙을 막는 기능을(d) 2012 12 1

수행하는 전기전자 시스템은 아래와 같은 요건을 충족하는 경우 위 의 요건에 부합하지(a)

않고 설계하고 장착하여도 된다.

발행된 에 의거 이전에 고강도 전자기장 에 대한 특수 조건으로 시(1) 2007. 12. 1 §21.16 (HIRF)

스템의 적합성을 입증한 경우.

특수 조건으로 적합성을 입증한 이래로 시스템의 고강도 전자기장 면역 특성이 바뀌(2) (HIRF)

지 않은 경우.

특수 조건에 대해 적합성을 입증하기 위해 이용되는 자료를 제출한 경우(3)

계기장착

배치 및 시계확보25.1321


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15142

각 비행계기 항법계기 및 동력장치 계기는 임의의 조종사가 자기의 좌석에서 비행경로를(a) ,

따라 전방을 주시할 때 정상적인 자세에서 큰 이탈이 없이 그리고 정상 시선으로부터 크

게 이탈하지 않고 사용할 수 있도록 분명하게 보일 수 있어야 한다.

항에서 요구되는 비행계기는 조종사의 전방시계의 수직평면상에 근접하여 계기판(b) 25.1303

상의 중심위치에 밀집시켜 두어야 하며 추가적으로 다음 사항들을 충족해야 한다.

(1) 비행기의 자세를 가장 효과적으로 나타내 주는 계기는 계기판의 중앙상부에 위치해야 한다.

비행기의 속도를 가장 효과적으로 나타내 주는 계기는 중앙상부에 있는 계기의 바로 왼쪽(2)

인근에 위치하여야 한다.

비행기의 고도를 가장 효과적으로 나타내 주는 계기는 중앙상부에 있는 계기의 바로 오른(3)

쪽 인근에 위치하여야 한다.

비행 방향을 가장 효과적으로 나타내 주는 계기는 중앙상부에 있는 계기의 바로 아래 인(4)

근에 위치하여야 한다.

필수 동력장치 계기들은 계기판에 밀집시켜 두어야 하며 부가하여 다음 사항들을 충족해야(c)

한다.

각 엔진에 상응하는 동력장치 계기들의 위치는 각 엔진이 어떤 계기와 상응하는 가를 혼(1)

동하지 않도록 배치하여야 한다.

비행기의 안전운항과 치명적으로 관련이 있는 동력장치 계기는 해당 승무원에게 똑똑히(2)

보일 수 있어야 한다.

계기판의 진동은 모든 계기의 정확성을 손상시키거나 감쇠 시켜서는 안 된다(d) .

계기의 고장상태를 나타내기 위하여 시각 표시를 사용하는 경우 조종석의 예상 조명상태(e)

하에서 보일 수 있어야 한다.

경고등 주의등 및 기타 지시등25.1322 ,

경고등 주의등 및 기타 지시등은 다음 사항들을 충족해야 한다 경고등 주의등 및 기타 지, . ,

시등은 국토교통부에서 승인된 것이 아닌 한 다음 요건들에 적합해야 한다.

즉각적인 시정조치가 요구되는 상황을 알리는 경고등의 경우 적색으로 표시한다(a) .

장차 시정조치를 해야하는 상황을 알리는 주의등은 호박색으로 표시한다(b) .

안전한 운용상태임을 알리는 경우는 녹색으로 표시한다(c) .

(d) 상기 항에서 항까지에 제시한 등화 이외의 등화는 승무원의 판단 착오를 방지하기 위하(a) (c)

여 백색을 포함한 항에서 항까지에 규정된 색과 명백히 다른 색상을 사용하여야 한다(a) (c) .

대기속도 지시 계통25.1323

각 대기속도 지시 계통은 다음 사항들을 충족해야 한다.

각 대기속도 계기류는 승인된 것이어야 하며 대응하는 동압 및 정압을 가할 때 실지 교정(a)

오차를 최소화하여 표준대기하의 해면 기준으로 진 대기속도를 나타낼 수 있도록 보정하

여야 한다.

각 시스템은 비행 중 및 이륙을 위한 지상 가속시 비행기의 계기속도와 교정속도와 같은(b)

시스템 오차를 결정하기 위하여 교정되어야 한다 지상 활주 교정속도는 다음과 같은 조건.

으로 교정하여야 한다.

승인된 고도 및 중량을 고려하여(1) V1의 최소값의 에서0.8 V2의 최대값까지의 속도에서.

플랩 및 엔진출력은(2) V1의 최소치에서 임계엔진이 고장인 경우로 하여 항의 기준에25.111

의거 이륙경로를 설정한 값으로 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15143

대기속도계의 장비오차는 대기속도계 자체의 교정오차를 제외하고 다음과 같은 속도범위에(c)

서 또는 노트 중 큰 값을 초과해서는 안 된다3% 5 .

플랩을 원위치 한 상태에서(1) MO에서 1.23 VSR1 까지.

플랩이 착륙위치에서(2) 1.23 VSRO에서 VEE까지

(d) 1.23 VSR에서 실속경보가 울리는 속도까지 계기속도는 교정속도를 인지하여 동일하게 변하

여야 하고 실속 경보속도 미만의 속도에서 계기속도는 부적절한 방향으로 변하여서는 아

니 된다.

(e) VMO에서 VMO + 2/3(VDF - VMO 까지 계기속도는 교정속도를 인지하여 동일하게 변하여) 야

하고 VDF까지의 더 높은 속도에서 계기속도는 부적절한 방향으로 변하여서는 아니 된다.

이륙 시도 후 정상적인 상승 상태에 이르기까지의 이륙 동안 조종사에게 예상하지 못한 곤(f)

란을 초래할 수 있는 속도를 지시하지 말아야 한다.

속도 지시계통의 지연으로 인한 영향이 중대한 이륙지시속도의 치우침 또는 이륙이나 가(g) ,

속 정지거리에서 중요한 실수를 발생시켜서는 안 된다- .

각 계통은 수분 먼지 기타 이물질의 침투로 기능 불량이나 심각한 오차가 발생되지 않도(h) ,

록 장착되어야 한다.

각 계통은 결빙으로 인한 작동불량을 방지하기 위하여 가열식 피토관 또는 이와 동등한 장(i)

치를 갖추어야 한다.

이중의 대기속도계가 요구되는 경우 각 피토관이 새의 충돌로 인한 손상을 막기 위해 충분(j)

히 유격하여 장착하여야 한다.

정압 계통25.1325

정압 접속부가 있는 계기는 적절한 배관 연결로 외기와 통기되어야 한다(a) .

각 정압구는 정압계통의 성능이 기류의 변화 습기 또는 기타 이물질에 의해 거의 영향을(b) ,

받지 않도록 설계되어야 하며 이에 적절한 위치에 위치하여야 한다 정압계통의 공기압과.

진 대기 정압과의 관계는 비행기가 이 기준의 부록 에 정의되어 있는 연속 및 간헐적인C

최대착빙 조건하에서도 변동되지 않도록 하여야 한다.

정압계통의 설계 및 장착은 다음과 같이 해야 한다(c) .

습기가 밖으로 배출되도록 하고 배관이 기체 부분과 닿지 않도록 하고 배관이 과도하게(1)

꼬이지 않고 과도하게 굽히는 현상이 없어야 한다.

대기로 통하는 정압구를 제외하고는 기밀이 유지되어야 한다 정압계통이 완벽하다는 것(2) .

을 증명하기 위하여 다음과 같은 방법으로 입증하여야 한다.

비 여압식 비행기의 경우 수은주 약 또는 시험시의 비행기 고도보다(i) . 2.54cm(1in)

높은 값의 차압으로 정압계통을 흡입한다 그 이상 흡입하지 않고 분 동303m(1,000ft) . 1

안 있은 후 지시고도 상에 이상의 손실이 없어야 한다30m(100ft) .

여압식 비행기의 경우 비행기가 형식증명 받은 때의 최대 기내 여압차에 상당하는 차압(ii) .

까지 정압계통을 흡입한다 그 이상 흡입하지 않고 분간 있은 후 고도 지시 값의 오차. 1

는 해당 고도의 최대 여압차의 또는 의 압력차 중 큰 값을 초과하지 않아2% 30m(100ft)

야 한다.

각 기압 고도계는 승인된 것이어야 하며 실지 정압이 가해졌을 때 최소 교정오차로 표준(d)

대기상의 기압 고도로 교정하여야 한다.

각 계통은 해면고도 및 표준대기 상태에서 계기보정오차를 제외한 지시압력고도의 오차는(e)

플랩을 펼친 상태의 1.23 VSRO에서부터 플랩을 접은 상태의 1.7 VSR1의 속도범위에서의 적


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15144

절한 비행형태에서 노트 속도 당 을 넘지 말아야 한다100 ±9 m(30 ft) .

고도계 계통에 고도계 지시의 교정장치가 갖추어 질 때는 고장발생시 보조의 고도계 계통(f)

이 없는 한 공기압이 우회할 수 있도록 설계하여 장착하여야 한다 이 각 교정장치는 전원.

상의 고장을 포함하여 예상 가능한 고장의 발생 형태를 조종사에게 알려줄 수 있는 장치

가 구비되어야 한다 이 지시장치는 조종석의 예상 가능한 조명상태에서 효과적으로 지시.


다음의 항에 규정된 경우를 제외하고 정압계통에서 주정압원과 대체 정압원을 동시에(g) (h)

채택할 경우 다음 사항들을 충족해야 한다.

두 정압원을 동시에 선택할 경우 둘 중 하나를 막을 수 있는 장치가 있어야 한다(1) .

양쪽 정압원이 동시에 막혀서는 안 된다(2) .

비여압식 비행기의 경우 두 정압원 중 하나의 정압원을 선택할 경우 선택하지 아니한 다(h)

른 하나의 정압원 개폐에 의해 정압원 계통의 교정치가 변하지 않는다는 것을 입증하면

항은 적용하지 않는다(g)(1) .

정압관 가열 지시장치25.1326 .

비행계기의 정압관에 가열장치가 되 있는 경우 정압관 가열장치가 작동되고 있지 않을 때 이를

조종사에게 나타내 줄 수 있는 지시장치가 되 있어야 한다 이 지시장치는 다음 요건을 충족하.

여야 한다.

이 지시는 비행 승무원에게 선명한 시야로 호박색으로 나타내야 한다(a) .

이 지시는 다음 중 어느 한 경우에도 비행 승무원에게 경계하게 하는 장치를 설계하여야(b)

한다.

정압관 가열장치 스위치가 꺼졌을 경우(1) .

정압관 가열장치 스위치가 켜졌으나 정압관의 가열장치가 작동하지 않는 경우(2) .

자기방향지시계25.1327

각 자기방향지시계는 비행기의 진동 또는 자기장에 의해 정확도가 심각하게 영향을 받아서(a)

는 안 된다.

자기오차가 수정된 자기방향지시계는 수평 비행 시 어떠한 방위에서건 오차가 보다 커(b) 10°

서는 안 된다.

자동 조종장치25.1329

각각의 조종사에게 자동조종장치 및 자동추력제어장치의 자동조종을 빠르게 해지할 수 있(a)

는 기능이 제공되어야 한다 자동조종장치의 빠른 해지를 위한 장치는 두 조종사의 조종간.

또는 이와 동등한 위치에 설치되어야 하며 자동추력제어기능의 빠른 해지를 위한 장치는,

추력제어레버에 설치되어야 한다 자동조종기능 및 자동추력제어기능의 빠른 해지 장치는.

각각의 조종사가 조종간 또는 추력제어레버를 작동하는 중 바로 작동 할 수 있어야 한다.

조종사가 수동으로 자동조종장치 또는 자동추력제어장치를 해지할 수 있는 장치의 고장으(b)

로 인한 영향은 항의 요건에 따라 평가되어야 한다25.1309 .

비행유도시스템의 작동 모드 또는 센서의 선택으로 인하여 비행기의 비행경로 상의 천이(c) ,

현상에 대한 반응이 본 절의 에서 정해진 경미한 천이현상보다 크지 말아야 한다(n)(1) .

정상 상태에서 모든 비행유도시스템의 자동제어 기능 해지에 의하여 발생되는 비행기의(d)

비행경로 상의 천이 응답은 경미한 천이현상보다 크지 않아야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15145

비정상 상황에서 모든 비행유도시스템의 자동제어 기능의 해지에 의하여 발생되는 비행기(e)

의 비행경로 상의 천이 응답은 항에 규정되어 있는 현저한 천이현상(n)(2) (Significant

보다 크지 않아야 한다transient) .

헤딩선택 수직속도 등과 같은 각각의 비행기 움직임에 대한 기능 또는 방향에 대한 명령(f) ,

제어 장치는 평이하게 지시되고 서로 근접하게 위치하여 부적절한 사용 또는 혼동이 없도

록 하여야 한다.

비행유도시스템을 사용하기에 적절한 모든 비행 조건에서 비행유도시스템은 비행기에 위험(g)

한 부하를 유발시키지 않아야 하며 비행경로 상에서 위험할 정도의 이탈을 발생시키지 않

아야한다 이때 본 사항은 무결함 운용 및 작동되지 않을 시 조종사가 적당한 시간 내에. ,

개선조치를 취한다고 가정하고 적용한다.

비행유도시스을 사용하고 있을 때 비행기 정상 비행선도의 속도범위에 따른 적절한 허용(h) ,

범위 초과를 방지하기 위한 수단이 적용되어야 한다 만약 비행기가 본 속도 범위를 초과.

하였다면 안전하지 못한 속도로 유도하거나 제어하는 비행유도시스템의 사용을 방지하는

수단이 적용되어야한다.

비행유도시스템의 기능 제어 지시 경고는 비행유도시스템 운용 및 조종사의 행동양식을(i) , , ,

고려하여 조종사의 실수 또는 혼동을 최소화할 수 있도록 설계되어야 한다 비행유도시스.

템에는 모든 준비 모드 모드의 변경 모드의 전환 등을 포함하는 현재 설정되어 있(Arm) , ,

는 모드를 지시하는 수단이 제공되어야한다 이때 모드 선택 스위치는 본 지시 수단으로. ,

인정되지 않는다 비행유도시스템의 제어장치 및 지시기는 그룹화되고 논리적이며 일관된. ,

방법으로 장착되어야한다 이때 비행유도시스템의 지시는 모든 예상 가능한 등화 조건에서.

각각의 조종사가 볼 수 있어야 한다.

자동비행장치의 해지 후 시각적 청각적 경고가 각각의 조종사에게 적절한 시간 내에 제공(j) ,

되어야하며 본 경고는 조종실의 다른 모든 경고와 구별될 수 있어야 한다.

자동추력제어장치의 해지 후 각각의 조종사에게 주의 가 제시되어야 한다(k) (Caution) .

자동조종장치는 조종사가 비행조종계통에 오버라이드 를 위한 힘을 가하는 경우(l) (override)

잠재적인 위험을 발생시키지 않아야 한다.

자동추력제어장치 작동 중 자동추력제어장치는 과도한 힘이 요구되지 않고 조종사가 추력(m)

제어 레버를 움직일 수 있어야한다 자동추력제어장치는 조종사가 추력제어 레버에 오버라.

이드를 위한 힘을 가하는 경우 잠재적인 위험을 발생시키지 않아야 한다.

천이현상은 비행기의 제어 또는 비행경로에 있어서 조종사의 입력값이나 환경 조건과 일(n)

치하지 않는 반응을 나타내는 비안정성을 말하며 본 장에서 다음과 같이 정의한다.

경미한 천이현상은 안전 여유를 급격히 저하시키지 않고 조종사의 능력 내에서 조치가 취(1)

해질 수 있는 경우를 말한다 경미한 천이현상으로 인하여 조종사의 업무 부담이 미미하.

게 증가할 수 있으며 승객 또는 객실 승무원의 물리적 안락성이 저해될 수 있다, .

심각한 수준의 천이현상은 안전 여유를 급격하게 저하시킬 수 있으며 조종사의 업무부담(2) ,

을 증가시키고 안락성 저해를 발생시킨다 또한 승객이나 객실 승무원에게 물리적 고통을.

야기하여 부상을 입힐 수 도 있다 심각한 수준의 천이현상은 정상 비행 상태로의 회복이.

나 정상비행 상태의 유지를 위하여 다음과 같은 상태를 발생시켜서는 안된다.

조종사의 특별한 기술 주의력 체력(i) , , .

항의 요건에 규정된 사항보다 큰 조종사의 조종력(ii) 25.143(c) .

안전벨트를 착용하거나 착용하지 않은 탑승자에게 추가적인 위험을 불러올 수 있는 비(iii)

행기의 가속 또는 자세.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15146

동력공급을 요하는 계기25.1331

항에서 요구하는 계기 중 동력의 공급을 요하는 계기는 다음 사항들을 충족해야(a) 25.1303(b)

한다.

각 계기에는 계기의 성능유지에 필요한 적절한 동력공급이 이루어지지 않을 경우에 조종(1) (

사가 계기의 지시 값을 읽을 수 있도록 시각적 장치를 계기의 구성요소로서 설치하여야)

한다 동력의 량은 동력이 계기로 공급되는 선단에서 측정하여야 한다 동력원으로서. . 전

기를 이용하는 계기의 경우 전압이 승인된 한계치 내에 있을 경우 적합한 것으로 본다.

각 계기는 동력원이 고장이 난 경우 다른 동력원이 공급되어야 한다 이 변환은 자동 또(2) .

는 수동에 의해 이루어 져야 한다.

항법 자료를 나타내는 계기가 계기의 외부의 공급원으로부터 비행정보를 접수하는 경우(3)

이 외부 정보의 결함으로 계기 상에 나타난 내용이 신뢰성이 없을 경우 조종사에게 계기

상에 나타난 정보가 믿을 수 없다는 것을 알려주는 시각적인 경고장치를 갖추어야 한다.

여기서 말하는 계기란 하나의 장치에 물리적으로 부착된 것 그리고 둘 이상의 분리된 장(b) ' '

치 또는 구성품간에 상호 접속된 것을 말한다 예를 들면 원격 지시용 자이로 방향지시계.(

의 자기감지 요소 자이로 증폭기 및 상호 연결된 지시계 등, , )

계기 시스템25.1333

항의 조종사석에 장착된 계기들을 구성하는 시스템은 다음 사항들을 충족해야 한25.1303(b) 다.

정조종사석에 필수적 을로 요구되는 계기들은 다른 운항승무원의 계기작동시스템 이나 다(a)

른 장비들과는 독립적으로 구성된 시스템을 갖추어야 한다.

장비 시스템 및 이들의 장착은 비행기의 자세 방향 속도 및 고도 등 계기 상으로 나타나(b) , , ,

는 비행안전 필수정보의 표시내용이 비행기의 단일고장 또는 극히 예상할 수 없는 복합

고장이 발생한 뒤에 다른 승무원들의 추가적인 조작이 없어도 조종사들에게 지속적으로

표시될 수 있도록 설계하여야 한다.

필수 계기의 작동계통에는 추가적으로 장착한 계기 시스템 또는 장비가 극히 예상할 수(c) ,

없는 임의의 고장 발생 시 필수 계기가 정상적인 작동이 지속될 수 있도록 장치하지 않은

한 추가적인 계기 시스템 또는 장비가 연결하여서는 안 된다, .

비행 지시 시스템25.1335

비행 지시 시스템이 장착된 경우 승무원에게 현재의 운항의 형태를 알려주는 장치를 갖추어야

한다.

동력장치계기25.1337

동력장치계기 및 계기 배관은 다음 사항들을 충족해야 한다(a) .

각 동력장치 및 보조동력장치 계기는 항 및 항의 요건을 충족하여야 한다(1) 25.993 25.1183 .

가연성 유체를 가압된 상태로 흐르게 하는 각 배관은 다음 요건을 충족하여야 한다(2) .

배관이 손상될 시 과도한 유체의 유출을 막기 위하여 유체의 압력원에 제한적인 구멍이(i)

나 다른 안전장치를 갖추어야 한다.

유체의 유출이 위험을 초래하지 않도록 배치되고 장착하여야 한다(ii) .

가연성 유체를 이용하는 각 동력장치 및 보조동력장치 계기는 유체의 유출이 위험을 초래(3)

하지 않도록 배치하고 장착하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15147

연료량 지시계 비행 중 각 연료탱크에 있는 사용 가능한 연료의 량을 승무원들에게 리터(b) :

또는 갤런 단위로 또는 이에 상응하는 유량 단위로 알려주는 장치를 갖추어야 한다 이외.

에 다음 사항들을 충족해야 한다.

각 연료지시계는 탱크 내 잔류 연료량이 항에서 규정한 사용불능 연료량과 같을 때(1) 25.959

수평 비행조건으로 영점 조정하여야 한다.

별도의 출구 및 대기로 상호 연결된 연료 탱크는 하나의 탱크로 동일시 될 수 있으며 별(2)

도의 지시계를 갖출 필요가 없다.

연료량지시계로 사용되는 노출 직시 지시기는 손상되지 않도록 잘 보호되어야 한다(3) .

연료유량계 계통 연료유량계 계통을 장착하는 경우 각 지시계통 구성품은 이 계통의 고(c) :.

장이 연료의 흐름을 심각하게 방해하는 경우 연료의 공급을 우회시키는 장치를 갖추어야

한다.

윤활유량 지시계 각 탱크의 윤활유의 량을 나타내기 위하여 막대 계기 또는 이에 상응하(d) .

는 지시계를 갖추어야 한다 윤활유 이송장치 또는 예비용 윤활유 시스템을 장착하는 경우.

비행 중 조종사에게 각 탱크의 윤활유의 량을 나타내 주는 장치를 갖추어야 한다.

터보 프로펠러의 깃의 위치 지시계 터보 프로펠러 깃 위치 지시계는 프로펠러가 저 피치(e) .

정지위치로부터 이상 움직이기 전에 지시 값이 나타낼 수 있어야 한다8° .

연료압력 지시계 왕복엔진의 경우 연료 분사식 펌프인 경우를 제외하고는 연료 펌프의 아(f) .

래 부분에서 연료의 압력을 측정하는 장치를 갖추어야 하며 이외에 다음 사항들을 충족해

야 한다.

정상적인 연료 이송압력의 유지를 위하여 필요시 기화기의 공기흡입 정압을 연료펌프 회(1)

복 밸브에 연결하여야 한다.

상기 항의 요건에 의한 접속이 요구되는 경우 오차가 있는 지시치를 나타내지 않도(2) (f)(1)

록 지시계의 균형 배관은 기화기 입구 압력단을 독립적으로 연결하여야 한다.

전기계통 및 장비

일반사항25.1351 .

전기 계통의 용량 발전용량 전원의 수 및 종류는 다음 사항을 따라야 한다(a) . , .

전기 부하의 해석에 따라 결정하여야 한다(1) .

항의 기준을 충족하여야 한다(2) 25.1309 .

발전계통 발전계통은 전원 주동력 버스 송전 케이블 및 제어장치 그리고 조절 및 회로(b) . , ,

보호장치를 말하며 다음 요건에 따라 설계하여야 한다.

전원은 독립적 전원이든 타 전원과 조합으로 연결되었든 정상적으로 작동해야 한다(1) .

전력계통의 고장 또는 기능 불량으로 필수부하에 공급하는 잔여 전원이 끊어지거나 기능(2)

을 손상시키는 일이 없어야 한다.

필수부하 장비의 단자에서의 전원장치의 전압과 주파수는 예상 운용 조건하에서 장비의(3)

설계규격 상한치를 넘지 않도록 설계하여야 한다.

스위치의 조작이나 결함의 수정 또는 기타 다른 사유로 발생하는 시스템의 과도현상이 필(4)

수 부하를 작동하지 않게 하게 된다든지 타게되거나 화재위험을 발생하지 않도록 하여야

한다.

비행중 임의의 승무원이 시스템의 전원을 개별로 그리고 전체적으로 차단하는 장치를 갖(5)

추어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15148

시스템의 안전한 작동에 필수적으로 요구되는 각 발전기에서 공급되는 전압과 전류와 같(6)

은 전기계통의 총 용량을 임의의 승무원에게 지시해 주는 장치를 갖추어야 한다.

외부 전원 비행기에 외부전원을 연결하는 장치가 있는 경우 이 외부전원은 엔진의 시동에(c) .

이용되는 장비가 아닌 장비에 전기적으로 접속되어야 하며 반대의 극성 또는 반대의 위상

을 갖는 외부전원이 비행기의 전기계통에 공급되지 않도록 하는 장치를 갖추어야 한다.

정상전원 상실상태에서의 운용 비행기가 정상전원 축전지 제외 을 상실하고 임계 연료 엔(d) . ( ) (

진시동이 꺼지고 재시동하려는 관점에서 하에서 그리고 비행기가 최대승인고도에 비행중인)

상태 하에서 시계비행규칙 조건으로 분 이상 안전하게 비행할 수 있다는 것을 분석 시험5 ,

또는 이 두 가지의 동시적 방법으로 입증하여야 한다 전기계통의 부품은 다음 조건으로.

존속하여야 한다.

전선 뭉치 또는 접속함의 화재와 같은 단일 고장이 부품이 켜진 상태 및 꺼진 상태에서(1)

손실을 가져와서는 안 된다.

켜진 상태에 있는 부품들은 꺼진 상태에 있는 부품들과 전기적 및 기계적으로 격리하여야(2)

한다.

전기장비 및 전기장비의 장착25.1353

전기 장치와 제어장치는 임의의 한 단위 부품 또는 시스템이 안전 운항에 필수로 요구되는(a)

다른 전기 단위부품 또는 시스템의 동시적 작동에 악 영향을 미치지 않도록 장착하여야 한

다 비행기 내에 발생할 수 있는 전기적 간섭은 비행기 또는 그 시스템에 위험한 영향을 초.

래하지 않아야 한다.

축전지는 다음과 같은 요건에 의해 설계되고 장착하여야 한다(b) .

(1) 임의의 예상 가능한 충전 및 방전의 조건에서 축전지 단위 셀의 온도 및 압력은 안전하게

유지되어야 한다 다음과 같은 조건으로 축전지를 재충전할 때 완전 방전 이후의 재충전. ( )

비정상적인 셀 온도의 증가 현상이 발생하지 않아야 한다.

최대조정전압 또는 전력상태(i) .

최장시간의 비행 상태(ii)

운용 중 발생 가능할 것으로 예상되는 가장 불리한 냉각 상태(iii) .

상기 항에 대한 적합성은 유사한 축전지의 사용 및 장착 경험으로 안전한 셀 온도가(2) (c)(1)

유지되고 압력에도 문제가 없는 사례가 있는 경우를 제외하고 시험을 통하여 입증되어야

한다.

정상 운용 중에는 축전지로부터 폭발성 또는 유독 가스가 발생되어서는 안되며 충전 시(3) ,

스템 상에 또는 축전지를 장착하는 과정에서 예상 가능한 고장으로 인하여 비행기 내에

유독 물질이 축적되지 않아야 한다.

(4) 축전지로부터 새어나온 부식성 유체나 기체가 비행기의 기체 구조물 또는 인접 필수 장비

에 손상을 주어서는 안 된다.

니켈 카드뮴 축전지를 장착할 시에는 축전지 또는 개별 셀의 단락 시 발생되는 열로 인하(5) -

여 기체구조나 필수 시스템에 해로운 영향을 미치지 않도록 방법이 구비되어야 한다.

니켈 카드뮴 축전지를 장착할 경우에는 다음의 기능들이 구비되어야 한다(6) - .

(i) 축전지가 과열되는 것을 방지하기 위한 충전율을 제어하는 장치를 갖추어야 한다.

과열상태가 될 때 충전기로부터 축전지를 차단하는 장치와 함께 축전지의 온도를 감지(ii)

하고 과열을 경고하는 장치를 갖추어야 한다.

축전지가 작동불능 상태가 될 때 충전전원으로부터 축전지를 차단하는 장치와 함께 축(iii)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15149

전지의 고장 상태를 감지하고 경고하는 장치를 갖추어야 한다.

전기적 본딩은 지상 전기시스템을 갖춘 비행기의 정상 및 고장 조건에서 충분한 전기적인(c)

회귀경로를 갖추어야 한다.

배전 계통25.1355

배전 계통은 배전 버스 이와 연관된 공급기와 해당 제어 및 보호장치를 말한다(a) , .

예비(b)

특정의 장비나 시스템에 두 조의 독립전원이 요구되는 경우에 한 조의 전원이 고장 시 다(c)

른 전원이 자동적으로 공급되게 하거나 수동으로 선택할 수 있어야 한다.

회로 보호장치25.1357

배선상의 결함이나 시스템 또는 연결 장비에 심각한 고장 발생 시 전기 계통의 재난과 비(a)

행기의 위험을 최소화하기 위하여 자동식 회로 보호장치를 갖추어야 한다.

발전 계통의 회로보호 및 제어장치는 전압으로 인한 손상과 다른 고장 발생을 막기 위하여(b)

신속하게 잘못된 상태의 전원을 차단하고 전력이 버스를 통해 장비로 전달되는 것을 막도

록 설계하여야 한다.

원복이 되는 회로 보호장치는 과부하 또는 회로결함 발생시 운용 조작위치에 관계없이 회(c)

로를 개방할 수 있도록 설계하여야 한다.

비행 중 회로 차단기를 원위치 하거나 퓨즈를 교환하는 것이 안전에 필수적인 경우 회로(d)

차단기나 퓨즈를 비행기에 비치하고 표시를 해 놓아 비행 중 신속하게 원위치 하거나 교

환할 수 있어야 한다.

필수부하 회로에는 고유의 회로 보호장치를 갖추어야 한다 그러나 이 경우 시스템의 위치(e) .

표시등의 회로와 같은 필수부하 시스템의 각 회로에 대한 보호장치는 필요치 않다.

정상 운용 중에 전력을 초기화하거나 제거하는 기능이 필요한 비행기 시스템의 경우 스위(f) ,

치로 사용되도록 특별히 설계된 경우를 제외하고 회로차단기가 전력을 초기화하거나 제거

하는 일차적 수단이 되지 않도록 설계하여야 한다.

부상에 대한 예방조치25.1360

쇼크 전기 시스템은 승무원 승객 보급 요원 및 정비 요원에게 전기적 쇼크의 위험을 최소(a) . , ,

화하도록 설계되어야 한다.

화상 운용 시 승무원이 다루는 부품의 온도는 승무원이 상해를 입거나 위험하고 부주위한(b) .

움직임을 유발시켜서는 안 된다.

비상조건 전기공급장치25.1362

비상착륙 또는 착수 이후 비상절차에 따라 요구되는 기능에 적정한 전기가 공급될 수 있어야

한다 이러한 비상 전기회로는 비상조건 하에서 그 기능이 저하될 위험성이 최소화되도록 장.

착하도록 보호하여 설계하여야 한다.

전기계통의 시험25.1363

전기계통의 적합성 증명을 위하여 실험실 시험을 수행하는 경우 다음 사항들을 충족해야(a)

한다.

시험은 비행기에 사용되는 전원 발생 장비와 똑같은 것을 사용하여 실물모형에서 수행하(1)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15150

여야 한다.

시험 대상장비는 정확한 시험결과의 도출을 위하여 전원의 분배 전선 및 연결 부하의 전(2)

기적 특성을 모사하여야 한다.

실험실의 발전기 구동장치는 발전기의 결함에 의해 부가되는 부하 외에도 발전기 자체부(3)

하에 대한 반작용에 대해서 비행기에 장착되는 실지의 장비를 모사하여야 한다.

실험실에서 또는 지상에서 비행기의 각 비행조건을 정확하게 모사할 수 없는 경우 비행시(b)

험을 수행하여야 한다.

전기장비 모터 및 변압기25.1365 ,

기내 전기장비는 전기공급 또는 전기제어시스템의 고장 발생 시에 항과 항 및(a) 25.1309(b) (c)

항의 요구조건을 만족하도록 설계하고 장착하여야 한다 기내 전기장치는 조리용 가열(d) .

기 오븐 커피메이커 온수기 냉장고 화장실 세척장비 등과 같은 승객 편의를 위하여 기, , , , ,

내에 구비된 장비품을 의미한다.

취사 및 조리기구는 과열 또는 화재의 위험이 최소화되도록 장착하여야 한다(b) .

기내 전기장비 중에 특히 취사실에서 사용하는 전기장비의 경우 정상운용 상태에서 발생할(c) ,

수 있는 유체나 증기 또는 유체의 누출이 다른 장치나 시스템을 손상시켜 위험한 상황을 발

생시키지 않도록 장착하고 보호하여야 한다.

항에서 요구되는 회로보호기구에 의해서 항에 대한 적합성을 입증하지(d) 25.1357(a) 25.1309(b)

않는 경우 전기모터와 변압기의 과열 시에 연기나 화재의 위험을 초래할 수 있다면 전기모,

터나 변압기가 장착된 전기장비를 포함하여 모터와 변압기에 대하여 정상상태 또는 고장상

태에서도 과열을 방지할 수 있도록 적정한 과열 보호기구를 구비하여야 한다.

등 화

계기등25.1381

계기등은 다음 사항들을 충족해야 한다(a) .

안전운항에 필요한 각 계기 스위치 및 기타 장치는 다른 전원으로부터 충분한 조명이 되(1) ,

지 않는 한 쉽게 판독할 수 있도록 충분한 조명을 갖추어야 한다.

계기등은 다음과 같은 방법으로 장착되어야 한다(2) .

직사 광은 조종사의 시야에 들어오지 않도록 피해야 한다(i) .

조종사에게 판독에 방해되는 반사광이 비치지 않아야 한다(ii) .

예상되는 각 비행조건하에서 흐리지 않은 상태의 계기등이 만족스럽지 않은 경우 조명강도(b)

를 조절하는 장치가 있어야 한다.

착륙등25.1383

착륙등은 승인된 것이어야 하며 다음 요건에 따라 장착되어야 한다(a) .

불필요한 섬광이 조종사에게 비쳐지지 않아야 한다(1) .

조종사가 강한 광선으로 극심하게 영향을 받지 않아야 한다(2) .

야간 착륙 시에 충분한 조명을 발해야 한다(3) .

한 위치에 여러 개의 조명기구를 장착하여 하나의 스위치로 조작할 필요가 있을 때를 제외(b)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15151

하고는 각 조명등에 대하여 구분된 개별 스위치가 장착되어야 한다.

착륙장치가 밖으로 나와 착륙등이 밖으로 노출된 때 조종사에게 이를 알려주는 장치가 있(c)

어야 한다.

위치 표시등의 장착25.1385

일반사항 위치표시등의 각 부품들은 다음 요건들을 충족하여야 하며 각 시스템은(a) . 25.1387

항과 항의 요건들을 충족하여야 한다25.1397 .

전방 위치표시등 전방위치표시등은 옆쪽으로 충분히 떨어져서 적색 등과 녹색 등으로 구(b) .

성하여 비행기의 진행방향에 대하여 적색 등은 왼쪽에 녹색 등은 오른쪽에 비행기 전방에

장착하여야 한다 이 때 각 등화기구는 승인된 것이어야 한다. .

후방 위치표시등 후방 위치표시등은 꼬리날개의 충분한 후방쪽 또는 날개 끝단에 백색의(c) .

등을 장착하여야 하며 승인된 것이어야 한다.

등화기구의 덮개 및 색 필터 등화기구의 덮개 및 색 필터는 화염에 견딜 수 있어야 하며(d) .

정상적인 사용 상태 하에서 색도나 모형이 변형되거나 손실되어서는 안 된다.

위치표시등의 이면각25.1387

하기 항에서 제시한 경우를 제외하고 각 전방 및 후방 위치 표시등은 다음에서 제시하(a) (e)5

는 바와 같이 이면각 내에서 빛이 흐트러지지 않아야 한다.

이면각 왼쪽 은 비행기의 기축에 대하여 전방에서 볼 때 기축과 평행인 수직면과 이 것(b) L( )

보다 왼쪽으로 의 각도를 이루는 두 개의 교차하는 수직평면이 이루는 각이다110° .

이면각 오른쪽 은 비행기의 기축에 대하여 전방에서 볼 때 기축에 수평한 수직면과 이(c) R( )

것보다 오른쪽으로 의 각도를 이루는 두 개의 교차하는 수직평면이 이루는 각이다110° .

이면각 후방 는 비행기의 기축에 대하여 후방에서 볼 때 기축을 관통하는 수직면에 대해(d) A( )

서 왼쪽 그리고 오른쪽으로 각각 의 각을 이루는 평면으로 구성되는 각이다70° .

후방 위치표시등은 항에 따라서 가능한 한 후방에 장착할 때 이면각 내에서(e) 25.1385(c) A

연속성이 있는 빛을 발하지 않을 경우 스테라디안을 초과하지 않는 방해된 시야의 입0.04

체각이 해당의 이면각 내에 허용된다.

위치 표시등의 배광과 강도25.1389

일반사항 여기서 빛의 강도는 제자리에 조명등 덮개와 색조 필터를 갖춘 새로운 항공등이(a) .

발하는 광도를 말한다 빛의 강도는 비행기의 정상 작동전압에 의한 평균조도와 동등한 균.

일한 작동 광원으로 결정하여야 한다 위치표시등의 배광과 강도는 하기 항의 요건을 충. (b)


전방 및 후방등 전방 및 후방 항공등의 배광과 강도는 이면각 및 에서 수평면에서(b) . L, R A

는 최소치로 수직면에서는 최소치로 그리고 중복 광에서는 최대치로 나타내어야 하며 다

음 요건을 충족하여야 한다.

수평면상에서의 강도 수평면 비행기의 기축을 포함하여 비행기의 대칭면에 수직인 평면(1) . ( )

상에서의 강도는 항에서 제시하는 값 이상이어야 한다25.1391 .

임의의 수직 평면상에서의 강도 임의의 수직 평면 수평면에 수직인 평면 상에서의 강도는(2) . ( )

항에서 제시하는 값 이상이어야 하며 는 수평면상의 해당 각도에 대해서25.1393 I 25.1391

항에서 제시한 최소 강도이다.

인접 신호간의 광의 중복 인접 신호간의 중복광도는 항에서 제시하는 값을 초과해(3) . 25.1395


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15152

서는 안 된다 단 중복광도가 신호광도의 명확도를 방해하지 않는 경우에는 항 및. , 25.1391

항에서 제시하는 최소치 보다 충분히 큰 주 신호광도로 사용한다면 기준 이상의25.1393

중복광도를 인정할 수 있다 전방 항공등의 최대강도가 칸델라 보다 큰 경우에는 이. 100

것들 사이의 최대 중복광도는 구역 에 있어서 중복광도가 주 신호 최대강도의 이A 10%

하이고 구역 에 있어서 중복광도가 주 신호 최대강도의 이하일 경우에는, B 2.5% 25.1395

항의 값을 초과해도 된다.

전방 및 후방 항공등의 수평면상에서의 최소광도25.1391

각 위치 표시등의 광도는 다음 표에서 제시한 값 이상이어야 한다.

이면각 전방을 향해 측정한 기축으로부터의 우측 또는 좌측 각도 광도 칸델라( )

및L R

에서 까지0° 10°

에서 까지10° 20°

에서 까지20° 110°

40

30

5

A 에서 까지110° 180° 20

전방 및 후방 항공등의 수직면상에서의 최소광도25.1393

각 위치 표시등의 광도는 다음 표에서 제시한 값 이상이어야 한다.

수평면으로부터 위도는 다음의 각도 광도(I)

0°

에서 까지0° 5°

에서 까지5° 10°

에서 까지10° 15°

에서 까지15° 20°

에서 까지20° 30°

에서 까지30° 40°

에서 까지40° 90°

1.00

0.90

0.80

0.70

0.50

0.30

0.10

0.05

전방 및 후방 위치표시등의 중복광의 최대광도25.1395

항의 기준을 제외하고 위치표시등의 광도는 다음표의 값을 초과해서는 안 된다25.1389(b)(3) .

표에서 구역 는 공통 경계면을 에서 의 각도로 관통하는 인접 이면각 내에서 모든(a) A 10° 20°

방향을 말한다.

표에서 구역 는 공통 경계면을 이상의 각도로 관통하는 인접 이면각 내에서 모든 방향(b) B 20°

을 말한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15153

중복광최대광도

구역 칸델라A( ) 구역 칸델라B( )

이면각 내에서 녹색L

이면각 내에서 적색R

이면각 내에서 녹색A

이면각 내에서 적색A

이면각 내에서 후부백색이면각L

내에서 후부백색R

10

10

5

5

5

5

1

1

1

1

1

1

색광의 사양25.1397

각 위치표시등의 색은 국제조명위원회의 색도 좌표계를 따라야 한다.

항공등 적색의 경우(a)

는 보다 크지 않아야 하며“y” 0.335

는 보다 크지 않아야 한다“z” 0.002 .

항공등 녹색의 경우(b)

는 보다 크지 않아야 하며“x” 0.440 0.320y～

는 보다 크지 않아야 하며“x” y 0.170－

는 보다 작지 않아야 한다“y” 0.390 0.179x .～

항공등 백색의 경우(c)

는 보다 작고 보다 크지 않아야 한다“x” 0.300 0.540 .

는 또는 중 작은 값보다 작지 않아야 하며 는 또는“y” “x 0.040” “y0 0.010” “y” “x 0.020”－－＋

보다 크지 않아야 한다 여기서 는 해당 값에 대응하는 플랑크“0.636 0.400x” . y0 x～

복사체의 좌표이다(Planckian) y .

정박등25.1399

수상기 또는 수륙양용기에 정박등을 장착하는 경우 다음 사항을 충족해야 한다(a) .

맑은 날씨 야간에서 최소한 해리에서 백색광이 보여야 한다(1) 2 .

(2) 비행기가 계류되어 있거나 또는 수상에서 표류할 때 부동광을 최대로 낼 수 있어야 한다.

정박등은 외부에 임시적으로 매다는 등이라도 상관없다(b) .

충돌방지등 시스템25.1401

일반사항 비행기에는 다음과 같은 충돌방지등 시스템을 갖추어야 한다(a) : .

한 개 이상의 승인된 충돌방지등을 장착하여야 하며 방사하는 빛이 조종사의 시야를 방해(1)

하거나 위치표시등의 명료도를 손상하지 않아야 한다.

하기 항부터 항까지의 요건을 충족해야 한다(2) (b) (f) .

투광범위 충돌방지등 시스템은 비행기의 외형특성과 비행특성을 고려하여 비행기 주변의(b) .

중요구역을 조명할 수 있도록 충분한 등을 장착하여야 한다 투광범위는 적어도 비행기의.

수평면을 기준으로 상하 도의 전방각에 달하여야 한다 단 기축에서 후방 중심으로75 . 0.15

스테라디안과 동등한 입체각에서 시각장애를 일으키는 입체각의 범위는 스테라디안을0.03

초과해서는 안 된다.

섬광특성 광원의수 광원의 폭 회전속도 등으로 구성이 되는 충돌방지등 시스템은 분당(c) : , ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15154

회 이상 회 미만의 섬광을 발해야 한다 실효 섬광회수는 시스템이 두 개 이상의 광40 100 .

원을 갖는 경우에는 그 중복부분을 포함한 광의 각 부분에 적용하는 것으로 한다 중복부.

분에 있어서 섬광회수는 이상 이하이어야 한다100 180 .

색도 충돌방지등의 색은 항에서 규정하는 항공적색 또는 백색이어야 한다(d) : 25.1397 .

광도 적색 필터를 사용하고 실효광도로 표시한 경우 수직면내에서의 광도는 다음과 같은(e) .

조건하에서 항의 요건을 충족하여야 한다(f) .

I e =

⌠⌡

t 1

t 1I( t)dt

0 .2 + ( t 2- t 1 )

여기서

Ie 실효강도,I(t) 시간의 함수로서의 순간광도,t2－t1 섬광시간 간격

충돌방지등의 최소실효광도 충돌방지등의 최소실효광도는 다음 표 값 이상이어야 한다(f) : .　

수평면 위 또는 다음 각도 실효광도 칸델라( )

0° 5°～

5° 10°～

10° 20°～

20° 30°～

30° 75°～

400

240

80

40

20

일반적으로 실효광도의 최대치는 실효광도가 t 2 및 t 1 에 있어서 순간광도에 동등하게 되

도록 t 2 및 t 1 을 선택할 경우 얻을 수 있다.

주익 착빙감시등25.1403

운용한계에 의거 착빙 기상 상태로의 야간운용이 금지되어 있는 경우를 제외하고 주익이 결빙

의 축적에 의하여 위험을 초래할 수 있는 부분을 조명하는 장치 또는 다른 착빙의 유무를 감시

하기 위한 장치를 갖추어야 한다 이 경우 사용하는 조명은 승무원의 업무수행에 지장을 줄 수.

있는 섬광 또는 반사가 있는 형식이어서는 안 된다.

안전장비

일반25.1411

접근성 비상시 승무원이 필수 안전장비에 쉽게 접근할 수 있어야 한다(a) . .

보관 요건 필수(b) . 비상장비를 보관하는 장소가 있어야 하며 다음 사항들을 충족해야 한다.

바로 접근할 수 있도록 배치하고 잘 보이는 곳이어야 한다(1) .

부주의로 인해 손상되지 않도록 보호해야 한다(2) .

비상탈출구 강하장치 항의 비상탈출구 강하장치를 해당 출구에 보관해야 한다(c) . 25.810(a) .

구명정(d) .

항의 구명정을 보관하는 장소는 비상착수 증명이 신청된 최대 인원을 태울 수 있(1) 25.1415

는 수량의 구명정들을 수용할 수 있어야 한다.

구명정은 비행기의 비상착수시 진수시킬 수 있도록 출구 가까이에 탑재하여야 한다(2) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15155

비행기 밖으로 자동으로 원격조작에 의해 진수된 구명정은 의 예인선으로 비행기(3) 25.1415

에 연결되어야 한다.

휴대용 구명정은 사용을 의도했던 비상구가 아닌 다른 곳에서도 사용이 될 수 있도록 신(4)

속하게 장탈할 수 있어야 한다.

장거리 신호장치 항의 장거리 신호장치는 비상 착수시 사용이 용이하도록 출구 가(e) . 25.1415

까운 곳에 두어야 한다.

구명의의 보관 비상착수 증명이 신청된 바에 따라 승객 한 명당 한 개씩 항의 구(f) . 25.1415

명의를 보관할 수 있는 장소가 마련되어 있어야 한다 구명의는 좌석에 있는 승객이 쉽게.

사용할 수 있는 위치에 두어야 한다.

구명선의 보관 항의 기준에 따라 비상착수 증명을 신청하려면 다음 사항들을 충족하(g) . 25.801

는 구명선을 보관할 수 있는 장소를 구비해야 한다.

구명선의 한쪽 끝은 기체구조의 측면에 부착하여야 한다(1) .

(2) 구명선은 비행기 착수 후 승객들이 날개 위에 머무를 수 있도록 비행기에 배열하여야 한다.

착수장비25.1415

항에 따라 비상착수 증명을 받으려는 비행기에 사용하는 착수 장비는 다음 사항들을(a) 25.801

충족해야 한다.

(b) 각 구명정 및 구명의는 승인을 받아야 한다 이에 부가하여 다음 사항들을 충족해야 한. 다.

충분한 양의 잉여 구명정을 탑재하지 않은 한 구명정들의 정격용량을 넘어 가장 큰 용(1) ,

량을 가진 하나의 구명정을 상실하였을 경우 비행기의 전 탑승인원을 수용할 수 있도록

충분한 용량과 좌석을 갖추어야 한다.

구명정은 꼬리선과 비행기 근처에 달아매기 위한 고정선을 달아야 한다 이 고정선은 비(2) .

행기가 가라앉을 때 비행기로부터 분리되어야 한다.

각 구명정에는 승인 받은 생존장비를 구비하여야 한다(c) .

각 구명정에는 승인 받은 생존 비상위치 발신장치를 탑재하여야 한다(d) .

항에 의한 비상착수증명을 받지 않고 승인된 구명의를 갖추지 못한 비행기는 매 승(e) 25.801

객을 위한 부력장구를 갖추어야 한다 이 부력장구는 좌석에 앉아있는 승객이 쉽게 접근할.

수 있는 위치에 있어야 하며 비상시 손쉽게 장탈할 수 있어야 한다.

결빙방지25.1419

신청자가 결빙 조건에서의 비행을 위한 인증을 요구하는 경우 비행기는 부록 에 제시 되어있, C

는 연속최대 결빙상태 및 불연속 최대결빙 상태 하에서 안전하게 운항할 수 있어야 한다 이를.

입증하기 위하여 다음 사항들을 충족해야 한다.

비행기 구성품들에 대한 결빙방지 장치가 적절하다는 것을 입증하기 위하여 여러 가지 비(a)

행기 운용 형태를 고려한 해석을 수행하여야 한다.

결빙방지에 대한 해석을 확인하고 결빙으로 인한 비정상적인 상태를 점검하며 결빙방지계(b)

통과 그 구성품들이 효과적이라는 것을 실증하기 위해 비행기와 그 구성품들은 여러 가지

비행 형태와 측정된 자연 대기에서의 결빙조건 및 필요한 경우 다음의 하나 또는 그 이상

의 방법에 따라 비행시험을 받아야 한다.

구성품 또는 구성품의 모형에 대한 실험실 건조공기시험이나 모사 결빙시험 또는 양 시험(1)

모두 수행.

전체 결빙방지 시스템 또는 각개 구성품에 대한 건조공기에서의 비행 시험(2)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15156

측정된 모사 결빙 상태에서의 비행기 또는 구성품에 대한 비행시험(3)

방빙장치 또는 제빙장치가 정상적으로 작동하지 않을 때 이를 승무원에게 알리는 호박색의(c)

경고등 또는 이와 동등한 경고장치를 갖추어야 한다.

터빈엔진 비행기의 대해 이 항의 결빙 방지 요건은 기체구조에 일차적으로 적용된다 동력(d) .

장치 장착에 있어 제 장의 부가적인 요건이 적용될 수 있다5 .

휴대용 확성기25.1421

휴대용 확성기를 탑재하는 경우 항의 극한 관성력을 받을 때에도 휴대용 확성기를25.561(b)(3)

부착해 둘 수 있는 수단을 갖추어야 한다.

기내 방송장치25.1423

기내 방송장치는 다음 사항들을 충족해야 한다.

비행기가 비행 중 또는 지상에서 멈추었을 때 모든 엔진 또는 보조동력장치가 정지하거나(a)

고장난 후 또는 이들 장치로 작동되는 모든 전원의 고장이나 단속이 발생하여도 기내 방

송장치는 다음과 같이 작동할 수 있어야 한다.

모든 다른 전원이 끊긴 상태에서 같은 전원에 다른 장비들이 연결되어 작동상태에 있더라(1)

도 조종사와 승무원에 의한 최소한 총 분 동안의 안내방송 시간을 포함하여 최소한5 10

분 동안 사용할 수 있어야 한다.

추가적으로 비행안전에 필수적이고 비상사태시 필요한 다른 장비들이 같은 전원으로 작동(2)

할 수 있도록 대기상태에 있을 수 있어야 한다.

마이크는 마이크 수납 장치에서 꺼내어진 후 초 이내에 작동할 수 있어야 한다(b) 3 .

모든 승객의 좌석 화장실 승무원 자리와 작업장에서 청취할 수 있어야 한다(c) , , .

사용하지 않거나 보관장소에 있지 않는 마이크로 인해 시스템이 작동되지 않는 상황이 발(d)

생하지 않도록 설계해야 한다.

승무원 인터폰과 독립적으로 작동하여야 한다(e) .

조종실에 있는 두 명의 조종사들 각자가 즉시 사용할 수 있어야 한다(f) .

승무원 좌석에서 가까운 곳에 있는 바닥 높이의 각 비상구에는 착석해 있는 승무원이 쉽게(g)

접근할 수 있는 휴대용 확성기가 있어야 한다 단 하나의 마이크가 여러 출구에 배정되어. ,

있고 출구들 간의 거리가 가까워 육성으로 의사소통이 가능한 경우는 예외로 한다.

기타 장비품

전자장비25.1431

무선장비와 전자장비 및 이들 장비의 장착에 대하여 및 항에 대한 적합성을(a) 25.1309(a) (b)

입증할 때는 극한 환경조건을 고려해야 한다.

무선장비와 전자장비에는 항에 따른 전력이 공급되어야 한다(b) 25.1355(c) .

무선장비 전자장비 제어장치 전선들은 어느 한 장치 또는 시스템의 작동이 다른 개별적(c) , , ,

인 무선이나 전자 장치 또는 이들 장치들로 이루어진 시스템의 동시 작동에 부정적인 영

향을 주지 않아야 한다.

전자장비는 전원의 과도현상 또는 기타 원인에 의한 과도현상의 경우에도 필수부하가 작(d)

동하도록 설계되고 장착되어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15157

진공시스템25.1433

정규 압력완화 장치에 부가하여 공기의 온도가 불안전한 수준이 이르렀을 때 진공 펌프의 배출

라인의 압력을 자동적으로 완화하는 장치가 있어야 한다.

유압시스템25.1435

부품설계 유압시스템의 각 부품은 다음의 규정을 만족하도록 설계하여야 한다(a) . .

소정의 기능발휘를 막는 영구변형을 일으키지 않으면서 내압을 견딜 수 있어야 하며 파괴(1)

가 발생함이 없이 극한압력을 견딜 수 있어야 한다 내압 및 극한압력은 다음과 같이 설.

계작동압력 에 대한 비율로서 정의한다(design operating pressure, DOP)

요소 내압 ( × DOP) 극한압력 ( × DOP)

튜브 및 피팅1. 1.5 3.0

압력가스를 담는 압력용기2.

고압 축압기 등- ( )

저압 레저버 등- ( )

3.0

1.5

4.0

3.0

호스3. 2.0 4.0

기타4. 1.5 2.0

소정의 기능 발휘를 막는 영구변형을 일으키지 않으면서 발생할 수 있는 제한 구조하중과(2)

설계작동압력을 견딜 수 있어야 한다.

발생할 수 있는 극한구조하중과 설계작동압력의 배의 압력을 동시에 받아도 파괴되지(3) 1.5

않고 견디어야 한다.

순간적인 압력을 포함하여 주기적으로 발생하는 모든 형태의 압력 및 이로 인하여 외부에(4)

서 유도되는 하중으로 인한 피로 효과를 견디어야 하며 이때 부품 결함으로 인한 영향을,


비행기는 인증을 받은 모든 환경 조건에서 소정의 기능을 발휘하여야 한다(5) .

시스템 설계 각 유압시스템은 다음의 규정을 만족하여야 한다(b) . .

다음의 경우에 대하여 적절한 시스템 요소를 지시하는 수단이 조종실에 있어야 한다(1) .

안전하게 비행을 계속하고 착륙하기 위하여 필요한 기능을 발휘하는 경우(i)

유압시스템에 결함이 발생하였을 때 안전하게 비행을 계속하고 착륙하기 위하여 승무원(ii) ,

이 시정조치를 취하여야 하는 경우

순간적으로 발생하는 압력을 포함하여 시스템에 걸리는 압력과 오랜 시간 밀폐된 상태가(2)

될 수 있는 부품에서의 유체 부피변화로 인하여 걸리는 압력이 각 부품의 설계 범위 내

에 있어야 하며 부터 까지에서 규정한 요구사항을 만족하여야 한다25.1435(a)(1) (a)(5) .

비행 중에 승무원실 및 객실 내부로 유해한 농도의 유체 또는 기체가 방출되는 것을 최소(3)

화할 수 있는 방법이 있어야 한다.

가연성 유체를 사용하는 경우에는 및 항의 요구조건을 만(4) 25.863, 25.1183, 25.1185 25.1189


비행기 제조업체가 규정한 적절한 유체를 사용하도록 설계하여야 하며 항의 요구(5) , 25.1541

조건에 따라 적절하게 표식이 되어 식별되어야 한다.

시험 유압시스템 및 또는 유압시스템을 구성하는 하위 시스템과 부품에 대하여 시험을 하(c) . /

여야 한다 단 분석이 신뢰성이 있으며 적절하다고 입증한 경우에는 분석이 시험을 대체. ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15158

하거나 보완할 수 있다 내외부의 모든 영향성에 대하여 그로 인한 효과를 평가하고 시. ․

스템이 신뢰성이 있으며 부품이 제대로 기능을 발휘하고 정상적으로 조립되어 있음을 보

증할 수 있는 정도까지 모든 영향성을 고려하여야 한다 부품이나 시스템의 결함은 시정되.

어야 하며 필요한 경우에는 충분히 재시험을 하여야 한다.

시스템 시스템을 구성하는 하위 시스템 또는 부품은 비행기의 대표적인 지상 및 비행운(1) ,

용 환경에서 성능시험 피로시험 및 내구성시험을 하여야 한다, .

전체 시스템은 시험을 통하여 결함조건의 모사를 포함한 상태에서 정상적으로 성능을 발(2)

휘하며 다른 시스템과 적절하게 연결되어 있음을 확인하여야 하고 또한 부품의 설계를,

보완하거나 유효성을 확인하여야 한다.

전체 유압시스템은 정상적으로 운용되는 비행기 상에서 사용자의 모든 시스템 운동 범위(3)

에 걸쳐 기능시험을 하여야 한다 시스템 압력조절 장치가 시스템 설계를 구성하는 부품.

이 아닌 경우에 시험은 시스템의 조절압력 또는 설계작동압력의 배의(relief pressure) 1.25

압력에서 수행하여야 한다 유압시스템의 부품과 다른 시스템 또는 구조의 부품 사이의.

여유는 적절하게 유지되어야 하며 해로운 효과가 있어서는 아니 된다.

가압 및 공압 시스템25.1438

가압시스템의 요소품들에 대해 최대 정상 작동압력의 배인 압력으로 파열압력시험과(a) 2.0 1.5

배인 내압시험을 수행하여야 한다.

공압시스템 요소품들에 대해 최대 정상 작동압력의 배인 압력으로 파열압력시험과(b) 3.0 1.5

배인 내압시험을 수행하여야 한다.

국토교통부장관이 시험과 동등하다고 인정하는 경우 해석 또는 해석과 시험을 통하여 상기(c)

및 의 시험을 대체할 수 있다(a) (b) .

호흡보호장비25.1439

고정식 고정형 또는 내장형 의 호흡보호장비는 운항승무원 사용할 수 있도록 설치되어야(a) ( )

하며 또한 운항승무원가 사용할 수 있는 적어도 하나 이상의 이동식 호흡보호장비가 조,

종실 내에 또는 조종실 근처에 비치되어야 한다 이동식 호흡보호장비의 경우 조종실을.

제외한 비행 중에 접근 가능한 기타의 항공기 내의 구역에 화재가 발생하는 경우 관련

승무원이 화재 진압에 사용할 수 있도록 비치되어야 한다 비행 중에 접근 가능한 항공기.

의 구역은 비행 중 승무원의 접근이 허가된 독립된 구역 상부 및 하부 조리실 등이 포함,

되며 호흡보호장비는 항공기의 운항 중 이러한 구역에 위치할 것으로 예상되는 최대 승,

무원의 수에 맞도록 비치되어야 한다.

(b) 상기 항 또는 다른 운항규정에서 요구하는 호흡보호장비는 다음 사항들을 충족해야 한(a) 다.

호흡보호장비는 승무원이 객실업무와 화물실에서 화재 진화작업을 수행하는 동안 승무(1) 원

을 연기 이산화탄소 또는 다른 유해한 가스로부터 보호할 수 있도록 설계하여야 한, 다.

호흡보호장비는 다음과 같은 요소를 갖추어야 한다(2) .

눈 코 및 입을 덮는 마스크 또는(i) , ,

코와 입을 덮는 마스크와 눈을 덮는 부속물(ii)

호흡보호장비는 사용 중에 승무원이 비행기의 무전기를 이용하고 또한 각 담당근무 위치의(3)

승무원이 상호 통신하는 것을 방해하지 않는 것이어야 한다.

호흡보호장비의 눈을 덮는 부분은 시계방해를 일으키지 않아야 하며 승무원이 안경을 사(4)

용할 수 있는 구조이어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15159

호흡보호장비는 압력고도 에서 당 의 호흡비율로 승무원(5) 2,440m (8,000ft) BTPD 30 /minℓ

한 명당 분 동안 방호산소를 공급해야 한다 호흡보호장비 및 호흡 보호시스템은 장비15 .

안쪽에서의 내부 누출을 막을 수 있어야 하며 국부적으로 주변 환경의 산소농도를 크게,

증가시킬 수 있는 외부누출을 막을 수 있도록 설계되어야 한다 요구형 호흡보호장비가.

사용되는 경우 위에 명시한 고도와 분당 소모율에서 분 동안 유지하기 위해서는15 21

에서 의 자유 산소가 공급되어야 한다 개방회로방식의 연속 흐름(70 ) 760mmHg 300 . ℓ

형 호흡보호장비가 사용되는 경우 위에 명시한 고도와 분당 소모율에서 분 동안 유지15

하기 위해서는 고도에서 의 유량 해면고도에서는 을2,440m (8,000ft) 60 /min ( 45 /min)ℓ ℓ

가지고 에서 의 자유 산소를 공급할 수 있어야 한다 연속흐름21 (70 ) 760mmHg 600 . ℓ

형시스템은 국부적으로 대기 산소농도를 요구형 시스템에서 규정된 값 이상으로 증가시

키지 말아야 한다 여기서 는 체온을 말한다 즉 주위압력 건조공기. , BTPD ( , 37 , , ).

호흡보호장비는 의 요구조건을 충족해야 한다(6) 25.1441 .

산소장비와 공급25.1441

보충산소장치 사용에 대한 인증을 신청하기 위해서는 항에서 항까지의 요구(a) 25.1443 25.1453

조건을 충족해야 한다.

산소시스템은 그 자체 작동방법 다른 구성품들에 대한 영향 등에 있어 위험한 요소가 없(b) , ,

어야 한다.

산소시스템에는 승무원이 각 공급원으로부터 가용한 산소량을 비행 중에 쉽게 확인할 수(c)

있는 장치를 갖추어야 한다.

이상의 고도에서의 운항허가를 신청한 비행기는 그 산소공급장비 및 산소(d) 12190m(40000ft)

유량에 대해 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다.

보조산소의 최저유량25.1443

승무원용으로 연속성 산소장비를 사용되는 경우 인당 필요한 보조산소의 최저유량은(a) , 15ℓ

로 호흡하고 최대 회 호흡량이 일 때 최소한 기관지내의 평균 산소분압/min, BTPS 1 700c

을 이상으로 유지할 수 있는 양이어야 한다149mmHg .

승무원용으로 요구성 산소장비를 사용되는 경우 인당 필요한 보조산소의 최저유량은(b) , 20ℓ

로 호흡할 때 객실 압력고도 까지는 최소한 기관지내의 평균/min, BTPS 10670m (35000ft)

산소분압을 이상으로 에서 에서는 까지 유122mmHg , 10670m(35000ft) 12200m(40000ft) 95%

지할 수 있는 양이어야 한다 이에 부가하여 승무원이 희석하지 않은 산소를 임의대로 선.

택하여 사용할 수 있도록 해야한다.

승객 및 객실 승무원에 대해 여러 가지 여압고도에서 인당 필요한 보조산소의 최저유량은(c)

산소장비 마스크 포함 를 사용하고 호흡 중일 때 다음에서 정하는 기관지내의 평균산소분( )

압을 유지하기 위한 양보다 적지 않아야 한다.

여압고도가 에서 까지는 로 호흡하고 일정한(1) 3050m(10000ft) 5640m(18500ft) 15 /min BTPSℓ

호흡간격에서 최대 회 호흡량이 일 때의 기관지내 평균산소분압1 700cc 100 mmHg

여압고도가 에서 까지는 로 호흡하고 일정(2) 5640m(18500ft) 12200m(40000ft) 30 /min BTPSℓ

한 호흡간격에서 최대 회 호흡량이 일 때의 기관지내 평균산소분압이1 1100cc 83.8mmHg

구급용 산소 공급장치를 사용하는 경우 각 사용자에게 공급되는 산소의 최저유량은(d) 4ℓ

이상이어야 한다 단 어떠한 여압고도에서도 이 유량이 이하까/min STPD . , 2 /min STPDℓ

지 저하되지 않도록 하는 장치가 필요할 수도 있다 구급용 산소로 필요한 량은 인당 평균.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15160

를 기준으로 정한다3 /min .ℓ

승무원을 위한 휴대용 산소 공급장치를 탑재하는 경우 보조산소의 최저 유량은 상기 또(e) (a)

는 항에서 규정하는 바와 같다(b) .

산소분배시스템에 대한 장비 기준25.1445

승무원과 승객 모두에게 산소가 공급되는 경우의 분배시스템은 다음과 같이 설계되어야 한(a)

다.

근무 위치의 승무원을 위한 공급원과 승객 및 그 외의 승무원을 위한 공급원을 별도로(1)

하여야 하거나,

공급원은 공통으로 만드나 근무 중의 승무원을 위한 최소공급량은 별도로 확보하여야 한(2)

다.

승무원 또는 승객의 호흡 요구사항을 충족하기 위하여 연속공급형 휴대용 산소공급장치(b) ,

희석기에 대한 요구 직접 요구성의 유형들을 사용할 수 있다, .

산소공급장치에 대한 기준25.1447

탑재되는 산소공급장치는 다음 사항들을 충족해야 한다.

보조산소의 공급은 공급을 받는 사람별로 개별적으로 이루어져야 한다 공급장치는 코와(a) .

입을 덮고 사용하는 중에 안면 위에 잡아둘 수 있어야 한다 승무원용 마스크에는 통신장.

비를 사용할 수 있는 장치가 있어야 한다.

까지의 비행고도에서의 운항허가를 받고자 하는 비행기에는 승무원이 즉시(b) 7,620m(25,000ft)

사용할 수 있는 산소 공급 단말장치 및 산소분배장치를 승무원이 쉽게 접근할 수 있는 위

치에 두어야 한다 다른 탑승자의 경우 본 항공기기술기준 내의 해당 운용 규정 요건에 따.

라 산소 공급 단말장치 및 산소분배장치를 이용할 수 있는 위치에 두어야 한다.

이상의 비행고도에서의 운항허가를 받고자 하는 비행기에는 다음 사항들을(c) 7620m(25000ft)

충족하는 산소공급장치를 탑재해야 한다.

비행기의 어느 좌석에서도 탑승자가 즉시 사용할 수 있는 산소공급장치가 산소 공급 단말(1)

장치에 연결되어 있어야 하며 화장실에는 최소한 두 조의 산소공급장치가 산소 공급 단

말장치에 연결되어 있어야 한다 객실 내에 탑재한 산소공급장치의 총 수량은 총 좌석수.

보다 최소한 이상 많아야 한다 잉여장치는 객실 내에 가급적 고르게 분포시켜 두어10% .

야 한다 이상의 비행고도에서의 운항허가를 받고자 하는 경우에는 여압. 9140m(30000ft)

고도가 를 초과하기 전에 필요한 산소유량을 공급하는 공급장치가 자동적4570m(15000ft)

으로 탑승자 앞에 나오도록 해야 한다 자동장치가 고장이 나는 경우 승무원이 즉각적으.

로 수동적인 방법으로 산소공급장치를 가용상태로 만들 수 있게 하여야 한다.

(2) 근무 위치에 있는 비행승무원에 대하여 산소 공급 단말장치에 연결되어 있고 신속히 착용

할 수 있는 형태 의 산소 공급장치가 제공되어야 한다 이러한 산소공(Quick-donning type) .

급장치는 비행승무원이 착석한 상태에서 즉각적으로 사용할 수 있어야 하며 다음 사항을

충족하도록 장착되어 있어야 한다.

안경을 건드리거나 비상임무의 수행에 지연을 가져오지 않으면서 한 손으로 얼굴 위에(i)

바로 놓아 적절히 고정하고 밀폐하여 초 이내에 필요한 산소를 공급받을 수 있어야 한5 다.

장착 중에도 통상적인 의사소통이 가능하여야 한다(ii) .

운항승무원을 위한 산소 공급장치는 다음 사항들을 충족해야 한다(3) .

까지의 고도에서 운항되는 항공기의 경우(i) 7620m(25000ft) 희석형 또는 가(Diluter demand)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15161

압형(Pressure demand) 희석형 압력호흡 조절기가 달린 가압형 마스크 형식 또는 동등( )

한 수준의 방호효과를 보인다고 인증된 다른 형식의 산소공급장치를 갖추어야 한다.

이상의 여압고도에서 운항되는 항공기의 경우 마스크에 조절기가 장착(ii) 10360m(34000ft)

된 가압형 희석이 되는 압력 흡입 조절기를 가진 가압 마스크 형식 또는 동등한 수준( )

의 방호효과를 보인다고 인증된 다른 형식의 산소공급장치를 갖추어야 한다.

(4) 휴대용 산소공급장치는 객실 승무원이 즉시 사용할 수 있는 것이어야 한다 휴대용 산소.

공급장치는 휴대용 산소 공급기에 연결되어 있어야 한다.

산소사용 확인 수단25.1449

산소가 공급장치로 전달되는지 승무원이 확인할 수 있는 수단이 갖추어져 있어야 한다.

화학적 산소발생기25.1450

여기에서 말하는 화학적 산소발생기라는 것은 화학반응에 의해 산소를 발생하는 장치를 말(a)

한다.

화학적 산소발생기는 다음 요건들에 적합하게 설계하고 장착해야 한다(b) .

발생기가 작동 중에 발생하는 표면온도로 인해 비행기나 탑승자에게 위험을 주지 않아야(1)

한다.

내압이 위험한 상태로 되었을 때 압력을 완화하는 장치를 갖추고 있어야 한다(2) .

상기 항의 조건에 부가하여 발생기 부품을 교환하여 계속적으로 사용할 수 있는 휴대용(c) (b)

화학적 산소발생기에는 다음과 같은 사항을 기재한 표찰을 부착해야 한다.

산소유량(1) ( /min)ℓ

교환 가능한 발생기인 경우 산소흐름이 지속되는 시간 분(2) ( )

표면온도가 를 넘을 경우 교환부품이 뜨겁다는 것을 경고하는 문구(3) 38 (100 )

산소 공급장치의 파열방지25.1453

산소 압력 탱크 및 탱크와 차단장치를 연결하는 배관은 다음과 같은 요건을 충족해야 한다.

위험한 온도의 영향으로부터 보호되어야 한다(a) .

충돌 착륙의 경우 파열 위험성과 파열 가능성을 최소화할 수 곳에 배치하여야 한다(b) .

동결 위험이 있는 용액의 배출25.1455

동결 위험이 있는 용액이 비행 중 또는 지상운용 중에 기외로 배출하는 경우 배출에 의해 비,

행기에 위험한 양의 얼음이 부착되지 않도록 배출구를 설계하고 배치해야 한다.

조종실 음성 기록장치25.1457

운항규정에 의해 요구되는 조종실 음성기록장치는 승인을 받아야 하며 다음 사항들을 기록(a)


비행기내에서 무선을 통해 송신 또는 수신하는 육성 통신(1)

조종실에서 이루어지는 비행 승무원들의 육성 통신(2)

비행 승무원들이 조종실에서 비행기 인터폰 시스템을 이용한 육성 통신(3)

헤드셋이나 스피커를 통해 들려오는 항법 또는 착륙보조에 관한 육성이나 음성신호(4)

하기 항의 요건에 따라 번째 채널이 이용 가능할 때 객실 확성기를 이용한 조종실(5) (c)(4)(ii) 4

승무원의 육성통신


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15162

(6) 데이터링크 통신 장치가 장착된 경우 모든 데이터링크 통신 장치는 승인된 데이터(datalink) ,

메세지셋트 를 사용하여야 한다 데이터링크 메시지는 사용가능한 데이터로 신호(message set) .

를 변환하는 통신 장치에서 출력되는 신호를 기록하여야 한다.

상기 항의 요구사항은 충족하기 위해서는 제 조종석과 제 조종석에서 발생하는 음(b) (a)(2) 1 2

성통신과 다른 조종실 승무원의 음성 통신을 기록하는데 가장 좋은 위치에 배치한 조종실

용 지역마이크를 갖추어야 한다 조종실 내에 잡음이나 반향이 있는 경우 기록된 통신의.

충실도가 가급적 크도록 해야 하고 기록된 가청음과 듣고 인지할 수 있는 반향은 충실도,

를 평가할 수 있도록 마이크의 위치를 정해야 한다 필요한 경우 기록장치의 프리앰프 및.

필터를 조절하고 추가하기도 해야 한다.

상기 항에 규정된 통신 또는 신호음은 다음 각 신호원이 분리된 채널에 기록되도록 각(c) (a)

조종실 음성 기록장치를 장착하여야 한다.

제 채널 정조종사석에서 사용하는 마이크 헤드셋 또는 스피커로부터의 음원(1) 1 : ,

제 채널 부조종사석에서 사용하는 마이크 헤드셋 또는 스피커로부터의 음원(2) 2 : ,

제 채널 조종실 장비의 마이크로부터의 음원(3) 3 :

제 채널 상기 이외에 다음과 같은 음원을 포함하여야 한다(4) 4 : .

제 승무원석과 제 승무원석에서 사용하는 마이크 헤드셋 또는 스피커로부터의 원음(i) 3 4 ,

하기 항의 장소가 요구되지 않은 경우 또는 이 장소로부터의 신호를 다른 채널에(ii) (c)(4)(1)

서 기록할 수 있고 객실 확성기의 음성이 다른 채널에서 기록하지 않을 때는 객실 확성

기가 사용되는 장소의 마이크로부터의 음원

(5) 상기 및 항 등의 마이크에 수신되는 모든 소리는 가급적 인터폰 발신기 작동(c)(1), (2), (4) /

스위치 위치에 관계없이 차단되지 않고 기록되어야 한다 인터폰 기내 방송 시스템 또는. ,

라디오 수신기가 사용되고 있을 때만 승무원의 사이드톤이 발생하도록 설계하여야 한다.

조종실 음성 기록장치는 다음과 같이 장착하여야 한다(d) .

(1) 필수 또는 비상용부하에 전력 공급을 방해하지 않고 조종실 음성 기록장치의 작동에서 최

고 신뢰성 있는 버스로부터 조종실 음성 기록장치의 음원을 취하여야 한다 조종실 음성 기.

록 장치는 비행기의 비상 운용에 위태롭지 않게 가능한 오래도록 전력을 유지하여야 한다.

충돌 충격을 받은 후 분 이내에 음성 기록장치를 정지하고 동시에 각 기록 제거 기능을(2) 10

방지할 수 있는 자동 장치를 갖추어야 한다.

음성 기록장치의 작동이 정상적이다라는 것을 비행 전에 점검하기 위하여 가청 또는 가시(3)

의 장치를 갖추어야 한다.

기록장치 외부에 발생된 전기적 단일 고장은 조종실 음성 기록장치와 비행기록장치의 작(4)

동불능으로 이어지지 않아야 한다.

조종실 음성기록장치는 다음과 같은 같은 독립적인 전원을 갖추어야 한다(5) .

전원은 조종실 음성기록장치와 조종실용 지역 마이크에 분의 전력을 공급하여야(i) 10±1

한다.

전원은 최대한 조종실 음성 기록장치와 가까운 곳에 위치하여야 한다(ii) .

(iii) 조종실 음성기록장치와 조종실용 지역 마이크는 정상정인 정지나 전력 버스 로 전(Bus)

력이 공급되지 않는 것으로 인해 조종실 음성기록장치로 공급되는 모든 다른 전력 공

급이 중단되는 사건이 발생되면 자동적으로 전환되어야 한다.

조종실 음성기록장치와 비행기록장치 모두가 요구된 경우 조종실 음성기록장치의 컨테이(6)

너는 비행기록장치와 분리되어야 한다 조종실 음성기록장치 요건만을 만족해야 하는 경.

우 조종실 음성기록장치와 비행기록장치가 조합된 장치를 장착할 수 있다, .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15163

기록장치 컨테이너는 충돌 충격 및 화재로 인한 열로부터 컨테이너의 파괴를 최소화할 수(e)

있는 위치에 고정하여야 한다.

(1) 본 항에 규정된 것을 제외하고 기록장치 컨테이너는 기체 후방에 가장 근접하고 접근(e)(2) ,

가능한 곳에 위치하여야 한다 또한 해당 위치는 여압이 되어야 한다 그리고 해당 위치는. .

비행기의 충돌로 인해 기체 후방에 장착된 엔진이 컨테이너와 충돌할 수 있는 위치가 아니

어야 한다.

디지털 비행 기록장치와 조종실 음성기록장치가 조합된 장치가 종의 조종실 음성기록장(2) 1

치와 종의 디지털 비행기록장치 대신 장착된 경우 조합된 장치는 조종실 음성기록장치1 ,

의 요건에 따라 조종실과 인접한 위치에 장착되어야 한다.

조종실 음성 기록장치에 기록 제거장치가 있는 경우에는 오동작과 충돌로 인한 충격시 기(f)

록 제거장치가 작동될 가능성을 최소화하여야 한다.

각 기록부 탑재상자는 다음 기준에 따라야 한다(g) .

밝은 주황색 또는 밝은 노란색일 것(1)

(2) 수중에서 그 위치를 쉽게 알 수 있도록 하기 위하여 반사 테이프가 외부 표면에 붙어 있을 것

운항에 요구되는 경우에는 기록장치가 수중에서의 위치를 지시하는 장치를 탑재상자의 위(3)

에든지 그 부근에 충돌 충격 시 분리되지 않을 위치에 고정시킬 것

비행기록장치25.1459

운항규정에 의해 요구되는 조종실 음성기록장치는 승인을 받아야 하며 다음 사항들을 기록(a)


항 항 및 항 가운데 적당한 것에 규정된 정도를 갖고 신호음으로부(1) 25.1323 , 25.1325 25.1327

터 얻어진 대기속도 고도 및 방향의 데이터가 공급되고 있어야 한다, .

수직 가속도 센서는 강체가 되도록 장착되고 종축으로 비행기의 증명된 중심위치 범위에(2)

있든지 비행기의 평균공력코드의 를 넘지 않는 범위의 전후거리에 위치시켜야 한다25% .

필수 또는 비상용부하에의 전력 공급을 방해하지 않고 비행 기록장치의 작동에서 최고신(3)

뢰성이 있는 버스로부터 비행 기록장치의 전원을 얻어야 한다 비행 기록장치는 비행기의.

비상 운용에 위태롭지 않게 가능한 오래도록 전력을 유지하여야 한다.

비행 기록 매체의 정상적인 작동을 비행 전 점검 가능한 청각 또는 시각적인 장치를 갖추(4)

어야 한다.

엔진구동 발전기 시스템만으로 비행 기록장치에 전력이 공급되고 있는 경우를 제외하고(5)

파괴 후 분 이내에 기록 제거기능이 있는 기록장치를 정지하고 동시에 기록 제거기능10

이 작동하는 것을 방지하는 자동 장치를 장착하여야 한다.

항공 교통관제로부터 각 무선 교신 또는 항공 교통관제로의 각 무선 교신의 시간을 결정(6)

할 수 있는 데이터를 기록하는 장치가 있어야 한다.

(7) 기록장치 외부에 발생된 전기적 단일 고장은 조종실 음성 기록장치와 비행기록장치의 작동

불능으로 이어지지 않아야 한다.

(8) 조종실 음성기록장치와 비행기록장치 모두가 요구된 경우 조종실 음성기록장치의 컨테이너

는 조종실 음성기록장치와 분리되어야 한다 비행기록장치 요건만을 만족해야 하는 경우. ,

조종실 음성기록장치와 비행기록장치가 조합된 장치를 장착할 수 있다 항에. 25.1457(e)(2)

적합한 조종실 음성기록장치로써 조합 장치가 장착된 경우 조합 장치는 비행기록장치 요,

구조건에 적합한 것을 사용하여야 한다.

충돌 충격에 의한 기록부 탑재상자의 파괴 및 화재에 의한 기록의 파손 가능성을 최소로(b)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15164

하기 위하여 각 비 방출식 기록부 탑재상자의 위치를 정해서 장착하여야 한다 이 기준에.

적합하기 위하여서는 기록부 탑재상자는 가능한 후방에 위치하여야 한다 그러나 여압실보.

다 후방에 둘 필요는 없다 또한 충격에 의한 기록부 탑재상자가 파괴될 우려가 있는 후방.

엔진 구조에 대해서는 그렇게 위치할 필요는 없다.

대기속도 고도 및 방위에 대한 비행 기록장치의 판독과 대응된 정 조종사용 계기의 판독(c) ,

교정계수를 고려하여야 한다 과의 상관관계를 정해 놓아야 한다 상관관계는 비행기를 운( ) .

용하는 대기속도 범위 제한고도 범위 및 내의 방위 등을 포함하여 고려하여야 한다, 360° .

또한 상관관계는 지상에서도 각각 제정되어야 한다.

각 기록부 탑재상자는 다음 사항들을 충족해야 한다(d) .

밝은 주황색 혹은 밝은 노란색일 것(1)

수중에서 그 위치를 식별하기 쉽도록 반사테이프를 외면에 붙일 것(2)

운항 상 요구되는 경우에는 기록장치의 수중에서의 위치를 지시하는 장치를 탑재상자 위(3)

또는 그 부근에 충돌 충격시에 분리되지 않도록 장착할 것

어떤 전용 파라미터가 현 필요조건을 대신하거나 추가되어 비행기록에 포함되어야 한다면(e) ,

비행기의 새롭거나 유일한 설계 혹은 작동 특성은 평가받아야 한다.

고속회전체를 포함하는 장비품25.1461

고속회전체를 포함하는 장비품은 다음 사항들을 충족해야 한다(a) .

장비품의 고속회전체는 기능불량 진동 이상속도 및 이상온도에 의한 손상에 강하고 외부(b) , ,

에 피해를 주지 않는 것이어야 한다 게다가 다음 기준에 적합하여야 한다. .

보조 회전체 케이스는 고속회전체 날개의 파괴로 의한 손상을 견디고 외부에 피해를 주지(1)

않아야 한다.

장비품의 제어장치 시스템 및 계기는 고속회전체가 사용 중에 운용한계를 넘어서지 않을(2) ,

것을 보증하여야 한다.

고속회전체를 포함하는 장비품은 통상의 가속 제어장치의 부작동시에 생기는 최고속도에서(c)

발생하는 고속회전체의 어떠한 파괴에도 견디고 또한 외부에 피해를 주지 않는다는 것을

시험에 의해 증명되어야 한다.

고속회전체를 포함하는 장비품은 회전체의 파괴 비산에 의한 탑승자의 피해주지 않고 안(d) , ,

전비행의 계속에 악영향을 주지 않도록 하는 위치에 설치되어야 한다.

운용제한사항 표시 및 비행교범Subpart G ,

일반25.1501 .

항부터 항까지에서 규정하는 각 운용제한사항 및 안전한 운용에 필요한 기타(a) 25.1503 25.1533

기재사항은 절차화하여 포함시켜야 한다.

운용제한사항 및 안전한 운용에 필요한 기재사항은 항부터 까지의 기준에 따(b) 25.1541 25.1587

라 운항 승무원이 인지할 수 있도록 표시하거나 절차화하여 비치하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15165

운용제한사항

대기속도 제한사항 일반25.1503 ( )

대기속도 제한사항이 중량 중량 분포 고도 또는 마하수와 함수 관계를 가질 때 이와 같은 요, , ,

소들의 임계값과 조합되는 대기속도 제한 값을 결정하여야 한다.

최대운용제한속도25.1505

최대운용제한속도는 특정 고도에 있어 VMO/MMO 대기속도와 마하수 중에서 보다 치명적인 영

향을 미치는 속도로서 비행 시험 또는 조종사 훈련비행 등을 위하여 특별히 승인된 경우이외,

에는 상승순항강하 등과 같은 어떠한 형태의 비행 단계에서도 고의로 초과하여서는 안 되․ ․

는 속도를 말한다.VMO/MMO는 설계순항속도 VC보다 크지 않도록 설정하여야 하며 운항중 부주,

의로 인하여 VD/MD 또는 VDF/MDF를 초과하지 않도록 하기 위하여 이러한 속도보다 충분히

작은 값으로 결정하여야 한다. VMO/MMO와 VD/MD 또는 VDF/MDF 사이의 속도 여유는 항25.253

의 규정 값에 따라 결정된 속도값 또는 항에 따라 비행시험을 수행하는 과정 중 입증25.335(b)

된 속도 보다 작아서는 안 된다.

기동속도25.1507

기동속도는 항에 따라 결정된 설계기동속도25.335(c) VA를 초과하지 않는 값으로 결정하여야 한다.

플랩작동속도25.1511

플랩작동속도 VFE는 플랩의 위치 및 엔진 출력에 대응되도록 항 및 항의 기준에25.335(e) 25.345

따라 선정된 설계플랩작동속도를 초과하지 않도록 결정하여야 한다.

최소조종속도25.1513

항 기준에 따라 설정된 최소조종속도25.149 VMC는 운용제한사항으로 결정하여야 한다.

착륙장치작동속도25.1515

착륙장치작동속도 또는(a) VLO는 항 기준 혹은 비행특성에 따라 안전하게 착륙장치를25.729

내리거나 올린 상태에서 비행 시 초과할 수 없는 속도로서 결정하여야 한다 만약 착륙장.

치를 내렸을 때와 올렸을 때의 속도가 동일하지 않을 경우에는 두 개의 속도를 각각

VLO 및(EXT) VLO 로 표기하여야 한다(RET) .

결정된 착륙장치 내림 속도는 착륙장치를 완전히 내린 상태로 고정시킨 후 안전하게 비행(b)

하는 속도와 항의 기준에 따라 결정된 속도를 초과하여서는 안 된다25.729 .

기타 속도한계25.1516

어떠한 속도와 연계된 기타속도한계는 결정되어야 한다.

돌풍속도25.1517 , VRA

항에 명시된 난류를 통과하는 속도로서 권고되는 돌풍속도25.1585(a)(8) VRA는 다음과 같이 결


최대돌풍 강도에 대한 설계속도로 선정된(1) VB 보다 이하이어야 하며,

항에 명시된(2) 25.335(d) VB 최소값 이상이어야 하며


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15166

거친 대기에서 비행 중 발생되는 속도변화는 과속 경보장치가 너무 빈번히 작동되지 않을(3)

정도로 VMO보다 충분히 작아야 한다 다른 값을 사용하여 합리적으로 추론하여 실증할.

수 없을 경우에는 VRA는 VMO보다 작아야 한다 이때. VMO는 노트 이다35 (TAS) .

중량 중량중심 및 중량분포25.1519 ,

항부터 항까지 기준에 따라 결정된 비행기의 중량 중량중심 및 중량분포에 대한 한25.23 25.27 ,

계 값은 운용제한사항으로 설정하여야 한다.

동력장치 운용제한사항25.1521

일 반 이 장에 기술된 동력장치 운용제한사항은 해당 엔진과 프로펠러에 대한 형식증명(a) :

시 요구되는 제한 값과 해당 기준에 명시된 다른 요구조건에 대한 적합성 입증에 관련된

기준 값을 초과하여서는 안 된다.

왕복엔진 장착 비행기 왕복엔진이 장착된 비행기에 있어서는 다음과 같은 사항을 운용제(b) :

한사항으로 설정하여야 한다.

다음과 같은 운용 조건하에서의 마력수 토크수 회전수 매니폴드 압력 임계압력고(1) , , (rpm), ,

도 및 해면압력고도까지 도달 시간

최대연속 출력 단 과급기를 작동시키지 않는 경우와 작동시키는 경우를 구분하여 표시(i) . ,

한다.

이륙 출력 단 과급기를 작동시키지 않는 경우와 작동시키는 경우를 구분하여 표시한다(ii) . , .

연료 등급 및 규격(2)

엔진 기통수 및 윤활유 온도(3)

엔진 형식증명 과정 중 결정된 운용제한 단 엔진 장착에 관련된 설계 요소 또는 다른 운(4) . ,

용제한 요소로 인하여 정상 운용중 절대로 초과할 수 없는 운용제한 요소는 제외한다.

가스터빈엔진 장착 비행기 가스터빈엔진이 장착된 비행기에 있어서는 다음과 같은 사항(c) :

을 운용제한사항으로 설정하여야 한다.

다음과 같은 운용 조건하에서의 마력수 토오크수 또는 추력 분당 회전수 배기가스(1) , , (rpm),

온도 및 시간

최대연속 출력 또는 추력 단 출력 증강장치를 작동시키지 않는 경우와 작동시키는 경우(i) . ,

를 구분하여 표시한다.

이륙 출력 단 출력 증강장치를 작동시키지 않는 경우와 작동시키는 경우를 구분하여(ii) . ,

표시한다.

연료 등급 및 규격(2)

엔진 기통수 및 윤활유 온도(3)

(4) 엔진 형식증명 과정 중 결정된 운용제한사항 단 엔진 장착에 관련된 설계 요소 또는 다른. ,

운용제한 요소로 인하여 정상 운용중 절대로 초과할 수 없는 운용제한 요소는 제외한다.

주변 대기온도 조건 주변 대기온도 제한사항을 항 기준에 따라 최대 주변 대기(d) : 25.1043(b)

온도 제한사항으로 설정하여야 한다 필요한 경우에는 방한장치를 장착하여야 하는 주변.

대기온도 제한사항을 포함하여야 한다.

보조동력장치 운용제한사항25.1522

만약 비행기에 보조동력장치가 장착된 경우에는 운용 유형을 포함하는 보조동력장치에 대한 운

용제한사항을 비행기의 운용제한사항으로 설정하여야 한다


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15167

최소승무원수25.1523

최소승무원수는 다음 가항으로부터 다항까지의 조건을 고려하여 안전한 항행에 충분한 인원‘ ’ ‘ ’

수로 결정하여야 한다.

각 승무원의 업무량(a)

필요한 조작장치에 대한 담당 승무원의 근접성 및 조작 용이성(b)

항의 기준에 의거 승인된 운용형태 이 항에서 요구되는 최소 승무원수를 결정하기(c) 25.1525 .

위한 기준은 부록 에 나타나 있다D .

시스템 또는 동력장치 고장후의 비행시간 한계 설정25.1524

쌍발 터빈 엔진을 장착한 비행기로써 승객좌석수가 석이상 또는 최대이륙중량이 만 천20 4 5 360

킬로그램 이상인 비행기로써 개의 엔진이 작동하지 아니하는 상태에서의 순항속도로 비행하는1

경우 가장 가까운 공항까지의 비행시간이 시간을 초과하는 장거리 노선을 운항하는 비행기의1

시스템 또는 동력장치 한계사항에는 쌍발항공기의 장거리 운항승인과 관련된 항공법 및 운항기

술기준의 규정에서 정한 분 을 초과 운항하는 쌍발 항공기의 운항승인과 관60 (threshold time)

련한 시스템 신뢰성에 의하여 설정된 최대비행시간이 포함되어야 한다.

운용방식25.1525

비행기의 운용형태에 대한 제한사항은 증명된 감항 유형 및 탑재된 장비품을 기준으로 하여 결

정하도록 한다.

대기온도 및 운용고도25.1527

비행성구조동력장치기능 또는 장비품의 특성에 따른 제한사항으로 인하여 운용이 허용되․ ․ ․

는 대기온도 및 운항고도를 결정하여야 한다.

감항성 계속 유지를 위한 지침서25.1529

형식증명 신청자는 국토교통부장관의 승인을 득할 수 있는 감항성 계속유지를 위한 지침서를‘ ’

부록 의 절차에 따라 작성하여야 한다 만약 형식증명 신청자가 해당 지침서를 사업 계획상 최H .

초의 비행기의 인도 또는 감항증명서의 발행 중 늦게 발생되는 것을 기준으로 한 시점 이전까

지는 작성 완료할 것임을 보증할 수 있을 경우에는 국토교통부장관은 형식증명 시에는 이의 작

성 유보를 허용할 수도 있다.

기동하중계수25.1531

하중계수제한은 의 기동선도로서 결정되는 하중계수의 정 의 제한 값을 넘는 값으로25.333(b) (+)

결정하여야 한다.

기타 운용제한사항25.1533

기타 운용제한사항은 다음의 기준에 따라 결정하여야 한다(a) .

및 항에 명시된 각 고도 및 대기온도 조건에 대한 이륙상승 기준 항목 및(1) 25.121(a) (c) 관

련 기준항목에 대하여 적합한 것으로 입증된 중량을 최대이륙중량으로 결정하여야 한다.

항 및 항에 명시된 각 고도 및 대기온도 조건에 대한 착륙접근 상승 기(2) 25.119 25.121(d) ․

준 항목 및 관련 기준항목에 대하여 적합한 것으로 입증된 중량을 최대착륙중량으로 결


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15168


평탄하고 포장된 활주로에 대해 중량 고도 온도 풍향 풍속성분 활주로 상태 건조 하거(3) ( , , , , (

나 젖은 활주로 기울기에 관한 항 및 항의 규정을 포함한 이 기술기준의), 25.109 25.113 )

관련 규정에 적합함을 입증한 거리를 최소이륙거리로 결정하여야 한다 추가로 신청자의.

선택에 따라 홈이 있거나 다공성의 마찰수로를 가진 젖은 활주로 표면에서의 이륙거리를

설정할 수 있고 국토교통부장관이 승인할 수 있는 방법으로 활주로 표면을 설계 건설, ,

및 유지하여 활주로 사용 허가를 받을 수 있다.

고도온도풍향풍속성분활주로 기울기 등과 같은 변동 요소들의 극한값은 관련기준항(b) ․ ․ ․

목에서 적합한 것으로 입증된 값을 적용하여야 한다.

장거리운항 승인25.1535 (ETOPS)

장거리운항 형식설계승인을 취득하고자 하는 신청자는 이 기준의 부록 에 규정된 기준(ETOPS) K

을 만족해야 한다 단 이 기준의 항의 적용대상에 해당되는 경우 항의 기준을 따른다. , 25.3 25.3 .

표시 및 게시판

일반 사항25.1541

비행기에는 다음에 명시한 바와 같은 표시를 하고 설명판을 설치하여야 한다(a) .

규정된 표시 및 설명판을 설치하여야 한다(1) .

만약 설계형상운용 또는 취급 방법 등이 특수한 경우에는 안전한 운용을 위하여 요구되(2) ․

는 추가 정보계기표시 및 설명판을 설치하여야 한다.․

상기 항에서 규정하는 표시 및 설명판은 다음과 같이 표시 또는 설치하여야 한다(b) (a) .

보기 쉬운 장소에 표시 또는 설치하여야 한다(1) .

쉽게 지워지거나 변형되거나 또는 희미하여지지 않아야 한다(2) , .

계기표시 일반 사항25.1543 -

계기의 유리면에 표시를 하는 경우에는 눈금과 유리면상의 표시가 항상 일치될 수 있는 방(a)

법으로 표시하여 한다 또한. ,

각 계기는 담당 승무원이 육안으로 쉽게 볼 수 있도록 표시하여야 한다(b) .

대기속도제한 표시25.1545

항에 명시된 대기속도 제한사항은 승무원이 용이하게 읽고 이해할 수 있도록 표시하25.1583(a)

여야 한다.

자기방향지시기에 대한 표시25.1547

하기의 항으로부터 항까지의 기준에 따라 설명판을 자기방향지시기 위 또 가까운 곳(a) (b) (d)

에 설치하여야 한다.

설명판에는 엔진을 작동한 상태로 수평 비행을 기준으로 한 계기의 교정 값을 표시하여야(b)

한다.

설명판에는 무선수신기를 켜거나 끌 때 교정 행위를 수행할 필요가 있는지를 명시하여야(c)

한다.

검교정을 위한 자기방위 표시는 이하의 간격으로 표시하여야 한다(d) 45° .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15169

동력장치 및 보조동력장치의 계기에 대한 표시25.1549

필요한 동력장치 및 보조동력장치의 계기에는 그 계기의 형식에 따라 다음과 같이 표시하여야

한다.

각 계기에는 최대 안전운용 제한 범위를 적색 방사선 또는 적색 선으로 표시하여야 한다(a) .

필요한 경우에는 최소 운용 및 최소 안전운용 제한 범위도 표시한다.

각 계기에는 최대 및 최소 안전운용제한 범위 이내를 나타내는 정상작동운용범위를 녹색(b)

원호 또는 녹색 선으로 표시하여야 한다.

각 계기에는 이륙 및 예방경계운용범위를 황색 원호 또는 황색 선으로 표시하여야 한다(c) .

또한,

과도한 진동응력의 발생으로 인하여 제한을 요하는 엔진보조동력장치 또는 프로펠러의(d) ․

속도 범위는 적색 원호 또는 적색 선으로 표시하여야 한다.

윤활유 유량계에 대한 표시25.1551

각 윤활유 유량계는 윤활유의 양을 읽기 쉽고 정확하게 지시할 수 있도록 표시하여야 한다.

연료유량계에 대한 표시25.1553

만약 연료탱크에서 공급되는 연료중 사용이 불가능한 연료량이 를 초과하거나 또는3.8 (1gal)ℓ

탱크의 용량의 이상인 두 가지 경우 중 연료량이 보다 많은 값을 적용 시 으로 교정되는5% 0

연료 유량 값의 눈금부터 수평 비행자세에서 읽을 수 있는 최저 유량 값까지를 적색 원호로서

표시하여야 한다.

제어 계통에 대한 표시25.1555

주조종장치 및 그 기능이 명확한 제어장치이외의 모든 제어장치에는 그 기능 및 작동 방법(a)

을 명료하게 표시하여야 한다.

비행역학 제어장치는 항 및 항의 기준항목에 따라 표시하여야 한다(b) 25.677 25.699 .

동력장치용 연료제어장치는 다음과 같이 표시하여야 한다(c) .

연료탱크 선택 조절장치는 각 탱크 및 교차 공급되는 탱크 위치를 지시할 수 있도록 표시(1)

하여야 한다.

만약 안전한 항행을 위해서 연료 탱크의 연료를 일정한 순서에 따라 사용하여야 하는 경(2)

우에는 연료탱크 선택 조절장치 위 또는 옆에 연료탱크 사용순서를 표시하여야 한다 또.

한,

각 엔진의 밸브 제어장치는 제어되는 엔진의 위치를 알 수 있도록 표시하여야 한다(3) .

엔진 보기보조 제어장치 및 비상 제어장치에 대한 표시(d) ․

연료 투하장치작동유 차단장치 등과 같은 비상 제어장치는 적색으로 표시하여야 한다(1) .․

또한,

만약 접개식 착륙장치가 사용되는 경우에는 착륙장치가 올림 또는 내림 위치에서 완전히(2)

고정되었음을 조종사가 이를 쉽게 인지할 수 있도록 하기 위해서 항에서 요구되25.729(e)

는 육안 식별기에 대한 식별표시를 하여야 한다.

기타 표시 및 설명판25.1557

화물실 및 밸러스트 위치 각 수화물실 화물실 및 밸러스트 위치에는 적재물의 제한 사(a) : ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15170

항최대허용중량 등과 같은 적재요건에 관련된 필요한 사항을 명시한 설명판을 설치하여․

야 한다 단 중량 이하의 기내 반입 소지품을 보관하기 위한 좌석 밑 적재함에는. , 9kg(20lb)

적재 제한사항을 표시한 설명판을 설치할 필요가 없다.

연료 및 윤활유의 주입구 연료 및 윤활유의 주입구는 다음 항에서 항까지의 기준에(b) : (1) (3)

따라 표시하여야 한다.

연료의 주입구 마개 위 또는 옆에 다음과 같은 사항을 표시하여야 한다(1) .

연료 라는 글자 기입(i) ‘ ’

피스톤 엔진을 장착한 비행기는 연료의 최저등급(ii)

터빈 엔진을 장착한 비행기에 있어서는 허용되는 연료의 규격 및(iii)

가압식 연료 공급장치를 장착한 경우에는 허용되는 최대연료공급압력 및 최대연료배출(iv)

압력

오일의 주입구 마개 위 또는 옆에는 오일이라는 글자를 기입하여야 한다(2) ‘ ’ .

유압작동유 주입구 마개 위 또는 옆에는 작동유라는 글자를 기입하여야 한다(3) ‘ ’ .

비상탈출구의 설명판 비상탈출구의 설명판은 항의 요건에 적합하여야 한다(c) : 25.811 .

출입문 지정된 비상탈출구로 사용되는 각 출입문에는 이착륙 시에는 개방 위치로 고정(d) : ‘

할 것 이라는 내용을 기재한 설명판을 설치하여야 한다’ .

안전장비품25.1561

구명정 자동 방출장치와 같이 비상시에 승무원들이 조작하는 안전장비품의 조작장치에는(a)

그 조작방법을 명확하게 표시하여야 한다.

소화기 신호장치 기타 구명장비품이 들어있는 보관함 등은 적절한 방법으로 표시하여야(b) , ,

한다.

비상장비품의 보관장소에는 보관되어있는 장비품의 명칭과 보관된 장비품을 용이하게 꺼낼(c)

수 있는 방법을 명확하게 표시하여야 한다.

각 구명정에는 취급 방법을 명확하게 표시하여야 한다(d) .

승인된 구명용구에는 식별 표식 및 조작 방법을 표시하여야 한다(e) .

대기속도에 관련된 설명판25.1563

각 조종사의 눈에 잘 띄는 위치에 이륙 접근 및 착륙위치에의 플랩을 내려야 하는 최대속도를,

기재한 설명판을 설치하여야 한다.

비행교범

일반사항25.1581

비행교범 작성 및 비치 요건 비행교범은 각 비행기에 비치하여야하며 비행교범에는 다음(a) : ,

사항이 포함되어야 한다.

항부터 항까지에서 규정하는 사항(1) 25.1583 25.1587

비행기의 설계조작 또는 취급의 특성으로 인하여 안전한 항행을 위하여 인지가 필요한(2) ․

기타의 사항

국제민간항공조약 부속서 의 소음 기준에 대한 적합성 입증에 있어(3) 16(ICAO Annex 16)

전제 조건으로 설정된 제한사항절차 또는 기타의 사항․

교범 수록 내용의 승인 요건 해당 기준 항부터 항까지의 명시된 해당 비행(b) : 25.1583 25.1587


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15171

기의 고유한 성능에 관련된 사항은 비행교범에 수록되어야 하며 수록 내용은 검증되고 국

토교통부장관의 승인을 득한 것이어야 한다 또한 이와 같이 승인을 득한 사항은 비행규정.

의 승인되지 않은 다른 부분과 분리되어야하며 쉽게 구별할 수 있어야만 된다.

예비(c)

목차 비행교범 수록 내용이 복잡하기 때문에 목차가 필요하다고 판단될 경우에는 비행교(d) :

범의 목차를 작성하여야 한다.

운용제한사항25.1583

대기속도 제한사항 다음 항에서 항까지에서 규정하는 대기속도 제한사항 및 안전(a) : (1) (6)

항행에 필요한 기타의 대기속도 제한사항을 비행교범에 포함하여야 한다.

최대운용제한속도(1) (VMO 와 MMO 와 함께 이 속도제한사항은 비행시험 또는 조종훈련비행을)

목적으로 특별히 승인된 경우를 제외하고는 상승 순항 또는 강하와 같은 모든 비행 자세,

에 있어서 고의적으로 초과해서는 안 된다는 문구를 포함시켜야 한다.

대기속도제한이 압축성 효과를 기초로 하여 설정된 경우에는 압축 효과 발생 징후 및 이(2)

에 따른 예상되는 비행기의 특성 변화와 이를 회복할 수 있는 권고 방안 등에 관련된 사

항을 포함하여야 한다.

기동속도(3) VA와 함께 실속속도 부근에서의 기동에 있어 받음각에 미치는 영향 등과 같이

에일러론 및 러더를 최대 작동범위까지 조타하는 것은 기재된 기동속도 이하에서만 하여

야 한다는 내용을 포함하여야 한다.

플랩 내림 속도(4) VFE와 함께 적당한 플랩의 위치 및 엔진의 출력을 포함하여야 한다.

착륙장치 작동속도 및 에 정의된 속도에 대한 설명을 포함하여야 한다(5) 25.1515(a) .

착륙장치 내림속도(6) VLE가 착륙장치작동속도 VLO 보다 빠른 경우에는 착륙장치 내림 속도

VLE를 포함하고 착륙장치 내림속도는 착륙장치를 내린 상태에서 안전하게 비행할 수 있,

는 최대 속도임을 명시하여야 한다.

동력장치의 운용제한사항 다음에 열거하는 사항을 비행교범에 포함하여야 한다(b) : .

과 항에서 규정하는 제한사항(1) 25.1521 25.1522

해당 비행기에 고유한 제한 사항일 경우에는 제한사항에 대한 설명(2)

(3) 항부터 항까지의 기준에 따라 수행된 계기 표시에 관련된 필요한 사항의 설명25.1549 25.1553

중량 및 하중 분포 제한 비행교범은 항의 기준에 의한 중량 및 중량중심위치 제한(c) : 25.1519

사항을 포함하여야 한다 항에서 정하는 하중분포제한을 포함한 다음의 모든 정보. 25.1519

를 비행교범에 포함시키거나 또는 중량중심과 평형 관리 및 하중 적재 지침서로서 별도로

분리 작성하여 비행교범에 참고자료로 첨부하여야 한다.

항의 기준에 따라 정의된 공허중량에 대한 비행기의 상태 및 이에 포함되는 품목을(1) 25.29

포함하여야 한다.

비행기의 중량중심제한 내에 화물을 적재하고 화물을 적재한 상태에서 비행 중에도 중량(2) ,

중심제한을 유지할 수 있는 화물 적재 방법이 기술된 지침서를 포함하여야 한다.

두 개이상의 중심위치범위에 대해서 증명을 받고자 하는 경우에는 각 중량중심위치범위에(3)

대하여 적용되는 중량 및 적재방법에 관련된 제한사항을 별도로 포함하여야 한다.

승무원 항의 기준에 따라 결정된 정해진 최소 승무원의 인원수 및 담당업무를 비(d) : 25.1523

행교범에 포함시켜야 한다.

운용형태 항의 기준에 따라 승인된 운용형태는 비행교범에 포함되어야 한다(e) : 25.1525 .

대기온도 및 운항고도 항에 따라 정해진 대기온도 및 운항고도 제한사항을 비행교(f) : 25.1527


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15172

범에 포함하여야 한다.

예비(g)

기타의 운용제한 항의 기준에 따라 설정된 운용제한사항을 비행교범에 포함하여(h) : 25.1533

야 한다.

기동비행하중계수 적합성이 입증된 비행기 구조에 대한 정 의 기동비행하중계수는 가속(i) : (+)

도 값으로서 비행교범에 포함시켜야 한다

작동절차25.1585

다음 조항에 관한 운항절차를 갖추어야 한다(a) .

통상적인 운항 시 겪게 되는 특수 형식이나 모델에 고유한 정상 절차(1)

특별 계통의 사용이나 정규 계통의 대체 사용과 관련이 있는 기능의 오작동 및 결함 에(2)

대한 비정상절차

승무원의 신속 정확한 조치가 큰 사고의 위험을 본질적으로 줄일 수 있을 것으로 판단되(3)

는 예상 가능하지만 특이한 경우에 대한 비상 절차

감항성과 직접 관련이 없거나 승무원이 제어할 수 없는 정보나 절차를 포함하여서는 아니(b)

되며 기본 조종술로 인식되는 절차를 포함하여서도 아니 된다.

안전성을 확보하기 위하여 연료공급계통이 항에 규정된 것과 같이 각 작동 조건에(c) 25.953

독립적으로 작동함을 인지할 수 있는 방법에 관련된 사항을 기재하여야하며 이와 함께 해,

당 기준에 적합하다는 것을 보여주기 위한 전체적인 계통 형상 체계에 연료공급계통을 표

시한 지침을 포함시켜야 한다.

항의 기준에 따라 규정된 이상진동징후 선도를 제시하여야한다 만약 다른 중심위치(d) 25.251 .

의 효과로서 이상진동을 수정하는 방법이 명시된 경우에는 이상진동징후선도에서는 순항

중인 비행기의 하중은 중량중심에 정상적으로 적재되어있는 것으로 간주한다.

수평비행 중 연료유량계가 을 지시한 경우에는 연료탱크 내에 잔류되어 있는 연료는 안전(e) 0

한 비행을 위하여 사용할 수 없음을 기재하여야 한다.

각 연료탱크별 사용가능연료의 총량을 나타내는 정보사항이 기재되어 있어야 한다(f) .

성능자료25.1587

항의 기준에 적합한 대기온도 지시계가 사용되지 않는 경우에는 지시온도를(a) 25.1303(a)(1)

대기온도로 변환하는 방법을 각 비행교범에 포함시켜야 한다.

중량 고도 온도 풍향풍속 및 활주로 기울기 등에 대하여 항에 서 계(b) , , , 25.115, 25.123, 25.125

산된 성능자료 및 아래의 사항을 각 비행교범의 비행기 운용제한사항 부분에 포함하여야

한다.

각각의 경우 출력 형상 속도조건 및 비행기 취급에 대한 절차 성능정보에 관계되는 중(1) , , , ,

요한 영향을 갖는 계통

항에 따라 결정된(2) 25.103 VSR.

다음 항부터 항까지의 성능 요소를 최대이륙중량과 최대착륙중량과 사이의 중량범위(3) (i) (iii)

에 대해서 계산한 결과와 이를 외삽법을 이용하여 산출한 결과

착륙형태로의 상승(i)

접근형태로의 상승(ii) .

착륙거리(iii)

항 및 상기 항에서 요구된 제한사항 및 기재사항과 관련하여 항과 항(4) 25.1533 (b) 25.101(f) (g)


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에 따라 정해진 절차 이러한 절차는 관련된 제한사항과 기재사항이 포함된 권고 지침서.

형태로 작성되어야 한다.

중요하거나 특수한 형태의 비행 특성 또는 지상에서의 비행기 취급 방법에 관련된 설명사(5)

항

대기속도 고도 외기온도의 표시된 값에 대한 수정(6) , ,

특별한 경우 착륙거리설정에 포함되는 운용 활주로 길이 요소에 대한 설명(7) ,

전선연결시스템Subpart H. (EWIS)

정의25.1701

전선연결시스템 은 전선 전선기구 또는 이(a) (EWIS, Electrical Wiring Interconnection System) , ,

들의 조합된 형태를 말한다 이는 개 이상의 단자 사이에 전기적 에너지 데이터 및 신호를. 2 ,

전달할 목적으로 비행기에 설치되는 단자기구 그리고 다음의 부품을 포함한다, .

전선 및 테이블(1)

버스 바(2) (bus bars)

릴레이 차단기 스위치 접점 단자블록 및 회로차단기 그리고 기타의 회로보호기구를 포(3) , , , , ,

함하는 전기기구의 단자

관통공급 커넥터를 포함하는 커넥터(4) (feed-through)

커넥터 보조기구(5) (accessories)

전기적인 접지 및 본딩 기구와 이에 관련된 연결기구(6)

전기 연결기(7) (splices)

전선 절연 전선 연결 그리고 본딩을 위한 전기단자를 구비하고 있는 전기배관(8) , (sleeving),

을 포함하여 전선의 추가적인 보호를 위하여 사용하는 재료

쉴드 또는 브레이드(9) (shields) (braids)

클램프 그리고 전선 번들을 배치 및 지지하는데 사용되는 기타의 기구(10) ,

케이블 타이 기구(11) (cable tie devices)

식별표시를 위한 사용되는 레이블 또는 기타의 수단(12)

압력 시일(13) (pressure seals)

회로판 후면 전선통합장치 장치의 외부 전선을 포함하여 선반 패널 랙 접속함 분배패(14) , , , , , ,

널 그리고 랙의 후면 내부에 사용되는 전선연결시스템 구성품, (EWIS)

이 절의 항에 제시된 장치를 제외하고 다음의 장치 내부에 사용되는 전선연결시스템(b) (a)(14) ,

구성품과 이 장치의 부품으로 사용되는 외부 커넥터는 항에서 정의하는 부품에(EWIS) (a)

포함되지 않는다.

다음의 환경조건 및 시험절차에 따라 검정 을 받은 전기장치 또는 전자장비(1) (qualified)

의도하는 기능과 운용환경에 적정한 조건 및 시험절차(i)

국토교통부장관이 인정할 수 있는 환경조건 및 시험절차(ii)

비행기의 형식설계의 일부에 해당하지 않는 개인용 오락기 및 랩탑 컴퓨터 등과 같은 휴(2)

대용 전기장치


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광학 섬유 제품(3) (fiber optics)

전선연결시스템 기능 및 장착25.1703 (EWIS)

비행기의 모든 영역에 장착되는 각 전선연결시스템 구성품은 다음의 요건을 만족하(a) (EWIS)

여야 한다.

의도하는 기능에 적정한 종류 및 설계이어야 한다(1) .

전선연결시스템 에 적용되는 한계에 따라 설치하여야 한다(2) (EWIS) .

해당 비행기의 감항성을 저감시키지 않고 의도하는 기능을 수행하여야 한다(3) .

기계적인 응력변형을 최소화하는 방법으로 설계 및 장착하여야 한다(4) .

아크 궤적 현상을 포함하여 전선의 손상을 최소화하기 위하여 각 장착 및 용도에 적합한 전(b)

선의 특성을 고려하여 해당 전선을 선정하여야 한다.

(c) 비행기 동체에 설치되는 발전기 케이블을 포함하여 주 전력 케이블은 파손을 방지하는데 필

요한 정도의 변형과 연장을 허용할 수 있도록 설계 및 장착하여야 한다.

습기가 축적되는 곳에 설치되는 전선연결시스템 은 습기로 인하여 발생할 수 있는(d) (EWIS)

위험한 영향을 최소화할 수 있도록 보호하여야 한다.

전선연결시스템 시스템 및 기능25.1705 (EWIS

(a) 형식증명 또는 운항규정에 의거하여 요구되는 시스템에 관련된 전선연결시스템 은 해(EWIS)

당 시스템에 통합된 부품으로 간주하고 해당 시스템에 적용되는 요구조건에 대한 적합성을,


(b) 다음의 요구조건이 적용되는 시스템에 관련되는 전선연결시스템 은 해당 시스템에 통합(EWIS)

된 부품으로 간주하고 해당 시스템에 적용되는 요구조건에 대한 적합성을 입증하여야 한다, .

항의 조종실 시야(1) 25.773(b)(2)

절의 연료탱크 폭발방지(2) 25.981

절의 엔진 점화시스템(3) 25.1165

절의 전원 용량 및 분배(4) 25.1310

절의 시스템 낙뢰보호(5) 25.1316

항의 전력공급장치에 사용되는 계기(6) 25.1331(a)(2)

절의 일반요건(7) 25.1351

절의 분배시스템(8) 25.1355

절의 부상에 대한 예방조치(9) 25.1360

절의 비상조건에 대한 전력공급(10) 25.1362

절의 전기장비 모터 및 변압기(11) 25.1365 ,

항 및 항의 전자장치(12) 25.1431(c) (d)

전선연결시스템 시스템 분리25.1707 (EWIS)

전선연결시스템 의 설계 및 장착은 전선연결시스템 구성품의 고장으로 인하여 위험한(a) (EWIS)

상태를 유발하지 않도록 다른 전선연결시스템 및 비행기 시스템으로부터 적정하게 물리적으

로 분리하여야 한다 이 절의 목적을 위하여 달리 규정되지 않은 경우 적정한 물리적 분리. ,

를 위하여 분리 거리를 유지하거나 이와 동등하게 보호할 수 있는 격막 을 사용하여(barrier)

야 한다.

비행기에 사용될 수 있는 전기적 인터페이스가 해당 비행기 또는 이에 장착되는 시스템에(b)


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위험한 영향을 유발하지 않도록 전선연결시스템 을 설계 및 장착하여야 한다(EWIS) .

큰 전류가 흐르는 전선 및 케이블 그리고 이와 관련된 전선연결시스템 구성품은 적(c) , (EWIS)

정한 물리적 분리와 전기적인 격리를 보장할 수 있도록 설계 및 장착하여 필수기능에 관련

된 회로의 손상으로 인한 고장상태를 최소화하여야 한다.

독립적인 비행기 전원 또는 이에 연결된 전원과 관련된 전선연결시스템 은 적정한 물(d) (EWIS)

리적 분리와 전기적인 격리를 보장할 수 있도록 설계 및 장착하여 하나의 비행기 전원에

발생한 고장이 다른 독립적인 전원에 악영향을 주지 않도록 하여야 한다 또한 다음과 같이.

설계 및 장착하여야 한다.

비행기의 독립적인 전원은 공통적인 접지 단자를 공유하지 않아야 한다(1) .

비행기 시스템의 정적인 접지는 비행기의 독립적인 전원과 함께 공통적인 접지 단자를 공(2)

유하지 않아야 한다.

연료시스템 구성품에 전기를 공급하는데 필요한 사항을 제외하고 전기연결시스템 은(e) , (EWIS)

연료라인 및 기타의 연료시스템 구성품으로부터 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및

장착함으로써 다음의 현상이 발생하지 않아야 한다.

(1) 전기연결시스템 구성품의 고장으로 인하여 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

(2) 전기연결시스템 구성품에 연료가 누설되어 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

유압시스템 구성품에 전기를 공급하는데 필요한 사항을 제외하고 전기연결시스템 은(f) , (EWIS)

유압라인 및 기타의 유압시스템 구성품으로부터 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및

장착함으로써 다음의 현상이 발생하지 않아야 한다.


전기연결시스템 구성품에 유압유체가 누설되어 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다(2) .

(g) 산소시스템 구성품에 전기를 공급하는데 필요한 사항을 제외하고 전기연결시스템 은, (EWIS)

산소라인 및 기타의 산소시스템 구성품으로부터 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및

장착함으로써 전기연결시스템 구성품의 고장으로 인하여 위험한 상태를 유발하지 않(EWIS)

아야 한다.

용수 및 오수시스템 구성품에 전기를 공급하는데 필요한 사항을 제외하고 전기연결시스템(h) ,

은 용수 및 오수라인 및 기타의 용수 및 오수시스템 구성품으로부터 적정한 물리적(EWIS)

분리를 유지하도록 설계 및 장착함으로써 다음의 현상이 발생하지 않아야 한다.


(2) 전기연결시스템 구성품에 용수 및 오수가 누설되어 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

전기연결시스템 은 해당 전기연결시스템과 비행 또는 기타의 기계적 조종시스템 케이(i) (EWIS)

블과 이에 관련된 시스템 구성품 사이에 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착함

으로써 다음의 현상이 발생하지 않아야 한다.

채핑 재밍 또는 기타의 간섭을 방지하여야 한다(1) (chafing), (jamming), .


비행 또는 기타의 기계적 조종시스템 케이블 또는 시스템 구성품의 고장으로 인하여 전(3)

기연결시스템이 손상되고 위험한 상태를 유발하지 않아야 한다.

전기연결시스템 은 해당 전기연결시스템 구성품과 가열되는 장치 고온공기 배관 및(j) (EWIS) ,

라인 사이에 적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착함으로써 다음의 현상이 발생

하지 않아야 한다.


전기연결시스템 구성품에 고온공기 누설 또는 발생된 열이 가해져 위험한 상태를 유발(2)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15176

하지 않아야 한다.

인증규정 운항규정 또는 절에 의거한 평가결과에 따라서 리던던시 가(k) , , 25.1709 (redundancy)

요구되는 시스템의 경우 이와 같은 시스템에 관련된 전선연결시스템 구성품은 적정, (EWIS)

한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착하여야 한다.

전선연결시스템 은 해당 전선연결시스템과 기타의 비행기 구성품 및 구조물 사이에(l) (EWIS)

적정한 물리적 분리를 유지하도록 설계 및 장착함으로써 잠재적인 마모 및 채핑 진동 손,

상 그리고 기타의 기계적인 손상을 최소화하여 날카로운 에지 및 코너로부터 전선연결시,

스템을 보호하여야 한다.

전선연결시스템 안전성25.1709 (EWIS)

각 전선연결시스템 은 다음의 현상을 유발하지 않도록 설계 및 장착하여야 한다(EWIS) .

파국적 고장 상태는 다음과 같아야 한다(a) (catastrophic failure) .

극히 불가능 하여야 한다(1) (extremely improbable) .

단일고장 으로 인하여 발생하지 않아야 한다(2) (single failure) .

위험한 고장 상태는 극히 희박 하여야 한다(b) (hazardous failure) (extremely remote) .

전선연결시스템 구성품 식별25.1711 (EWIS)

전선연결시스템 구성품은 라벨을 사용하여 나타내거나 전선연결시스템 구성품 이에(a) (EWIS) ,

대한 기능 및 설계 한계를 확인하는데 적합한 방법으로 식별할 수 있어야 한다.

(b) 인증규정 운항규정 또는 절에 의거한 평가결과에 따라서 리던던시 가 요, , 25.1709 (redundancy)

구되는 시스템의 경우 이와 같은 시스템에 관련된 전선연결시스템 구성품은 구성품, (EWIS)

부품번호 기능 그리고 번들에 대한 분리 요구조건과 함께 특별하게 식별할 있어야 한다, , .

전선 케이블 또는 전선 번들의 길이를 따라 적정한 간격으로 식별 표시를 하여야 하고(1) , , ,

정비 수리 또는 개조 요원이 쉽게 육안으로 확인할 수 있는 비행기 해당 부분에 표시하, ,

여야 한다.

전선연결시스템 구성품에 물리적으로 표시할 수 없는 경우 해당 구성품을 식별할(2) (EWIS) ,

수 있는 기타의 적정한 방법을 제시하여야 한다.

이 절의 항 및 항에 따라 요구되는 식별 표시는 전선연결시스템 구성품의 예측(c) (a) (b) (EWIS)

운용수명 기간 동안 읽기 쉬운 상태를 유지하여야 한다.

이 절에서 요구되는 바와 같이 전선연결시스템 구성품 식별에 사용되는 방법은 해당(d) (EWIS)

구성품의 예측 운용수명 기간 동안 해당 성능에 악영향을 주지 않아야 한다.

형식설계에 해당되는 전선연결시스템 개조 을 위한 식별은 원래의 형식(e) (EWIS modification)

설계에 적용된 식별 방식을 따라야 한다.

전선연결시스템 화재 방지25.1713 (EWIS)

(a) 모든 전선연결시스템 구성품은 이 기준의 항에 제시된 해당 화재 및 연기 방지(EWIS) 25.831(c)

요구조건을 만족하여야 한다.

지정방화구역에 위치하고 비상절차에 따라 사용되는 전선연결시스템 구성품은 내화(b) (EWIS)

성 이 있어야 한다(fire resistant) .

비행기의 모든 부분에 설치되는 전선 및 전기 케이블의 절연 그리고 추가적인 보호를 위하(c) ,

여 사용되는 재료는 이 기준의 부록 의 적용 요구조건에 따라서 시험을 수행한 자F, Part I

기소화성 능력이 있는 것이어야 한다(self-extinguishing) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15177

전선연결시스템 전기적 본딩 및 정전기 방지25.1715 (EWIS)

전기적인 본딩 및 정전기에 대한 보호를 위하여 사용되는 전선연결시스템 구성품은(a) (EWIS)

절의 요구조건을 만족하여야 한다25.899 .

전기시스템을 접지시킨 비행기에서 전선연결시스템 구성품에 의한 전기적인 본딩은(b) (EWIS)

해당 전선연결시스템 구성품 다른 비행기 시스템 구성품 또는 비행기 구조물에 충격적인, ,

위험 또는 손상을 유발하지 않고 정상 및 고장 전류를 전달할 수 있는 전기적인 회귀경로

가 있어야 한다.

전선연결시스템 회로보호기구25.1717 (EWIS)

전선 및 케이블은 절에 따라 요구되는 회로보호기구에 적합하게 사용 될 수25.1357 (compatible)

있도록 설계 및 장착하여야 한다 이에 따라서 일시적인 또는 연속적인 고장 상태에서 화재 또.

는 연기로 인한 위험을 초래하지 않아야 한다.

전선연결시스템 접근 장치25.1719 (EWIS)

감항성 유지를 위해 필요할 때 전선연결시스템 구성품의 검사 및 대체를 위하여 접근할, (EWIS)


전선연결시스템 보호25.1721 (EWIS)

전선연결시스템 이 다음과 같이 보호되지 않으면 이에 대한 손상 또는 고장으로 인하(a) (EWIS) ,

여 안전한 운용에 영향을 줄 수 있는 전선연결시스템 을 화물실 또는 수화물실에 설(EWIS)

치하지 않아야 한다.

격실 내부에서 화물 또는 수화물의 이동으로 인하여 손상되지 않아야 한다(1) .

절단 또는 고장으로 인하여 화재 위험을 유발하지 않아야 한다(2) .

(b) 전선연결시스템 은 비행 정비 보급의 모든 단계 동안에 비행기 내부에서 이동하는 사(EWIS) , ,

람에 의한 전선연결시스템의 손상 위험 및 손상을 최소화하도록 설계 및 장착하여야 한다.

전선연결시스템 은 승객 또는 객실승무원이 비행기에 탐승할 때 휴대하는 물품에 의(c) (EWIS)

한 전선연결시스템의 손상 위험 및 손상을 최소화하도록 설계 및 장착하여야 한다.

전선연결시스템 인화성 유체 화재방지25.1723 (EWIS)

유체시스템에서 누출된 인화성 유체 또는 증기가 존재할 수 있는 영역에 위치한 전선연결시스

템 구성품은 잠재적인 점화원으로 간주되어야 하고 절의 요구조건에 만족하여야(EWIS) , 25.863

한다.

동력장치 전선연결시스템25.1725 (EWIS)

동력장치에 관련된 전선연결시스템 은 전선연결시스템 구성품의 고장이 항의(a) (EWIS) 25.903(b)

요구조건에 따라서 다른 동력장치의 연속적인 안전한 운용을 저해하지 않거나 계속적인 안

전한 운용을 위하여 승무원의 즉각적인 조치를 요구하지 않도록 설계 및 장착하여야 한다.

이 기준의 항의 요구조건에 따라서 엔진의 로터 파손 또는 엔진의 케이스를 통(b) 25.903(d)(1)

과하여 연소함으로써 동력장치 장착실 내부에 화재를 유발하는 경우에 전선연결시스템

손상으로 인한 비행기 위험을 최소화하기 위한 설계 유의사항을 적용하여야 한다(EWIS) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15178

인화성 유체 차단수단25.1727 EWIS

인화성 유체 차단수단 및 제어장치에 관련된 전선연결시스템 은 절의 요구조건에(EWIS) 25.1189

따라서 불연성 이거나 화재위험구역의 화재가 인화성 유체 차단수단의 작동에 영향을(fireproof)

주지 않는 위치에 설치하고 보호하여야 한다.

게속감항성 지침서25.1729 EWIS

신청자는 이 기준의 부록 의 항과 항에 따라서 전선연결시스템 에 적용되는H H25.4 H25.5 (EWIS)

감항성유지지침서를 작성하고 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다, .

동력장치 및 화재탐지시스템25.1731 APU

화재위험구역에 설치된 화재 또는 과열 탐지시스템의 일부분으로 사용되는 전선연결시스템(a)

은 내화성 이 있어야 한다(EWIS) (fire-resistant) .

화재위험구역에 사용되는 화재 또는 과열 탐지시스템의 전선연결시스템 구성품은 다(b) (EWIS)

음과 같이 보호되지 않으면 다른 화재구역으로 통과하여 설치되지 않아야 한다.

전선연결시스템 구성품이 통과하는 다른 구역의 화재로 인한 잘못된 경고 가능성에(1) (EWIS)

대하여 보호하여야 한다.

(2) 관련되는 각 구역에 동일한 탐지기 및 소화시스템을 사용함으로써 동시에 보호하여야 한

다.

화재위험구역에 설치된 화재 또는 과열 탐지시스템의 일부분으로 사용되는 전선연결시스템(c)

은 절의 요구조건을 만족하여야 한다(EWIS) 25.1203 .

전선연결시스템 화재탐지시스템 일반25.1733 (EWIS)

이 기준의 및 절에 의거 요구된 사항을 포함하여 화재방지시스템에 관련된 전선연25.854 25.858

결시스템 은 해당 시스템에 적용되는 요구조건에 대한 적합성을 입증하는 전체 시스템의(EWIS)

일부로 간주하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15179

부록 착륙장치A

그림 착륙장치의 기본 제원1

그림 수평 착륙2 (Level Landing)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15180

그림 꼬리내림 착륙3 (Tail-Down Landing)

그림 편차륜 착륙4


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15181

그림 횡활 착륙5 (Lateral Drift Landing)

그림 제동장치 사용 상태6


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15182

그림 지상 선회7

그림 축 선회8


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15183

부록 수상기B

그림 수상기의 각도 치수 및 방향에 대한 도식적인 정의1 ,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15184

그림 선체 의 위치에 따른 하중 배수2 (hull)

그림 횡방향 압력 분포3


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15185

부록 착빙조건C

대기결빙조건Part I—

연속최대착빙(a)

최대의 연속 강도를 지닌 대기의 착빙 조건 연속최대착빙 은 구름에 함유된 수분성분 구름 입( ) ,

자의 평균유효직경 대기온도 등과 같은 변수들과 그림 의 앞 세 가지 변수들의 상호관계에, 1

따라 정의된다 고도와 온도에 따른 한계착빙 영역곡선은 그림 에 나타나 있다 그리고 구름. 2 . ,

입자의 직경과 고도 구름에 함유된 수분성분 등의 상호관계는 그림 과 그림 에 의해 결정된, 1 2

다 수평거리 해리 범위를 벗어나는 곳에서 연속최대착빙 대기 조건이 되는 구름에 함유된. 17.4

수분성분은 그림 의 구름에 함유된 수분성분 값에 그림 의 해당 배율을 곱해서 결정한다1 3 .

불연속최대착빙(b)

불연속적인 최대 강도를 지닌 대기의 착빙 조건 불연속최대착빙 은 구름에 함유된 수분성분 구( ) ,

름 입자의 평균유효직경 대기온도 등과 같은 변수들과 그림 의 앞 세 가지 변수들의 상호관계, 4

에 따라 정의된다 고도와 온도에 의한 한계착빙 영역곡선은 그림 에 나타나 있다 또한 구름. 5 . ,

에 함유된 수분성분 구름입자의 직경과 고도와의 상호관계는 그림 와 그림 에 의해 결정된다, 4 5 .

수평거리 해리 범위를 벗어나는 곳에서 불연속 최대착빙 대기 조건이 되는 구름에 함유된 수2.6 ,

분성분은 그림 의 구름에 함유된 수분성분 값에 그림 의 해당 배율을 곱해서 결정한다4 6 .

이륙최대착빙(c)

이륙 시 최대 강도를 지닌 대기의 착빙 조건 이륙최대착빙 은 구름에 함유된 수분성분( ) 0.35

g/m3 구름 입자의 평균유효직경 지상대기온도 에 따라 정의된다 이륙최대착, 20 microns, -9 .

빙조건은 이륙면에서부터 고도 까지 확장된다457m(1,500ft) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15186

그림 1


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15187

그림 2


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15188

그림 3

그림 4


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15189

그림 5


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15190

적합성 입증을 위한 기체 착빙Part II Subpart B

착빙 일반(a) -

각 비행단계에서 비행 성능과 조종성에 최악의 착빙은 결빙 조건에서의 비행 성능Subpart B

과 조종성 요구조건을 입증하는데 사용하여야 한다 신청자는 평균유효직경 함수량 비행 조건. , ,

예를들어 형상 속도 받음각 고도 에 적절한 온도를 포함하여 본 부록의 에 제시된 대기( , , , ) Part I

결빙조건의 전 범위를 고려하였음을 입증하여야 한다 각 비행단계에서의 착빙은 다음과 같이.

정의된다.

이륙단계의 착빙은 항의 이륙최대결빙조건에서 이륙 시 착빙이 시작되었다고 가(1) Part I (c)

정할 때 이륙면과 이륙면부터 까지의 사이에서 발생하는 정상적인 결빙방지시122m(400ft)

스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은 면의 가장 위험한 착

빙을 말한다.

최종이륙단계의 착빙은 이륙면 위의 에서 까지 또는 이륙에서 순(2) 122m(400ft) 457m(1,500ft) ,

항으로의 전환이 완료되고 에 도달하는 고도 어느것이든지 그 사이에서 발생하는VFTO ,

정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은

면의 가장 위험한 착빙을 말한다 착빙은 항의 이륙최대결빙조건에서 이륙 시 착. Part I (c)

빙이 시작되었다고 가정한다.

순항단계의 착빙은 순항 비행 단계 동안 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해(3)

적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은 면의 임계 착빙상태를 말한다.

공중대기단계의 착빙은 공중대기 비행 단계 동안 발생하는 정상적인 결빙방지시스템 작동(4)

에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은 면의 임계 착빙상태를 말한다.

접근단계의 착빙은 공중대기단계에서 가장 위험한 접근 비행형태로의 전환에서 발생하는(5)

정상적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15191

면의 임계 착빙상태를 말한다.

착륙단계의 착빙은 접근 비행 단계에서 최종 착륙 비행형태로의 전환에서 발생하는 정상(6)

적인 결빙방지시스템 작동에 의해 적절하게 보호되는 면 위의 착빙과 보호되지 않은 면의

임계 착빙상태를 말한다.

상기 항에서 정의된 착빙 항의 요구조건에 해당하는 적합성 입증 시 고려하여야(b) (a) , 25.21(g)

하는 착빙의 수를 감소하기 위하여 비행단계에서 정의된 지정된 착빙 보다 더 위험한 경우

를 보일 수 있는 경우 그 비행단계에서 수행 한다 형상 차이와 착빙 효과는 고려되어야, .

한다.

조종성에 가장 위험한 영향을 미치는 착빙은 성능의 차이가 고려되는 비행기 성능 시험에(c)

사용하여야 한다.

보호되는 부품과 보호되지 않는 부품의 이륙단계 착빙은 부록 에서 정의된 이륙최대결빙(d) C

조건과 다음의 조건으로 가정된 계산에 의해 결정되어져야 한다.

에어포일과 조종면 해당되는 경우 프로펠러는 이륙을 시작하는 시점에서 서리 강설 결(1) , , , ,

빙에 영향을 받지 않는다.

착빙은 이륙 시점에서 시작한다(2) .

무게와 추력 전력의 임계비(3) /

임계 엔진 고장이 에서 발생(4) VEF

결빙방지시스템에 대한 승무원 활동은 이륙주행을 시작한 직후를 제외하고 비행기의 비행(5)

교범에 제시된 정상 비행 절차에 따른다 승무원은 비행기가 이륙면위로 최소. 122m(400ft)

가 될 때까지 결빙방지시스템을 작동하기 위한 어떠한 조취도 취해서는 안 된다.

결빙방지시스템이 작동하고 의도된 기능을 수행하기 전의 착빙은 연속최대 대기 결빙조건에(e)

서 결빙방지시스템의 효과적인 작동과 활동 전의 보호되는 면과 보호되지 않는 면에 형성된

위험한 착빙이다 본 착빙은 항과 항의 적합성을 입증하는 데에 적용된다. 25.143(j) 25.707(h) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15192

부록 최소승무원수 결정 기준D

항에 따라 최소승무원수를 결정할 때에는 다음 사항들을 고려하여야 한다25.1523 .

기본적인 업무 기능 다음과 같은 기본적인 업무 기능을 고려하여야 한다(a) : .

비행 경로 제어(1)

충돌 회피(2)

항법(3)

통신(4)

비행기 엔진과 시스템의 운용과 감시(5)

명령 결정(6)

업무부하 결정 요소 최소승무원수를 결정하기 위하여 업무부하 요소를 분석하고 실증하(b) :

는데 있어 다음과 같은 업무부하 요소들을 충분히 고려하여야 한다.

비상용연료차단밸브 전기계통 전자계통 여압계통 및 엔진 조종장치를 포함하여 필요한(1) , , ,

모든 비행 조종장치 출력 조종장치 및 장비 제어장치들로의 접근성과 조작의 용이성 및,

간편성

필요한 모든 계기 및 화재 경보장치 전기계통고장 지시장치 기타 고장 또는 경보 지시기(2) , ,

등의 고장 경보장치 등의 명확성과 접근성 이러한 계기들과 장치들이 가르키는 수정 작.

업 범위의 적절성.

단독 연료탱크 또는 다른 탱크에 연료가 탑재되어 있는 경우 자동적으로 연료가 보충되는(3)

연료공급원으로 모든 엔진을 항상 작동상태로 두는 기능과 중량중심위치 구조 기타 감, ,

항성 요건에 따른 특정한 연료관리 계획을 수행하기 위한 작동절차의 수행 횟수 긴급성,

및 복잡성.

정상운용과 고장이나 비상사태시 요구되는 진단과 적절한 처리에 관련된 심리적 육체적(4) ,

노력의 정도와 지속시간

운항 중에 필요한 연료 유압 여압 전기 전자 제빙 및 기타 시스템의 감시 범위(5) , , , , ,

시스템의 감시 조종장치의 비상조작과 객실 내에서의 비상사태에 대한 조치를 포함하여(6) ,

지정된 착석 위치에서 실시할 수 없는 승무원의 업무

비행 조종장치와 기타 필수적인 시스템에 사용되는 유압 또는 동력을 상실하지 않기 위해(7)

서 승무원이 해야 할 일을 최소화하기 시키는 비행기 시스템의 자동화 고장 또는 오작동(

시 자동전환하거나 고장을 격리하는 기능과 같은 수준)

통신과 항법 업무부하(8)

다른 비상사태를 유발할 수 비상사태에 대한 업무부하 증대 가능성(9)

최소한 두 명의 조종사가 요구되는 운용규정을 적용 받는 상황에서 한 승무원이 업무수(10)

행을 할 수 없게 되는 경우

운항인가의 종류 운항인가의 종류를 승인하는데 있어 해당 비행기에 대한 운항규정을 고(c) :

려하여야 한다 신청자가 보다 제한된 운항형태에 대한 인가를 득하려는 경우가 아닌 한.

본 기술기준 에 근거해서 증명을 받은 비행기는 계기비행 운항을 한다고 본다Part 25 .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15193

부록 보조동력장치E

보조동력장치를 장착한 비행기의 중량 증대.Ⅰ

형식승인을 받은 보조로켓엔진을 장착한 비행기의 최대이륙중량 및 최대착륙중량의 증대를(a)

신청한 자는 다음 사항들을 충족하면 항에 따라 중량증대증명을 받을 수 있다2 .

로켓엔진을 장착하는 방법은 승인을 받은 것이어야 하며 비행시험을 통해 최대중량을 증(1) ,

가시킨 상태에서 로켓엔진 및 조종장치가 안전하고 신뢰성 있게 작동한다는 것을 입증해

야 한다.

비행기 비행교범 플래카드 표시판 또는 이들을 대체할 수 있는 매뉴얼에 국토교통부장관(2) , ,

이 필요하다고 보는 기타 다른 운항 제한 요건에 부가하여 이 기준에 따라 승인된 중량

추가 사실과 다음과 같은 경우 중량을 추가한 상태에서의 운항을 금지한다는 사실을 명

시하여야 한다.

장착된 보조로켓엔진의 유효기간이 로켓엔진의 제조업자가 설정한 기간 통상 엔진 케이(i) (

스에 인쇄되어 있음 을 경과한 경우)

로켓엔진의 연료가 소진 또는 방출된 경우(ii)

보조로켓엔진을 장착하지 않은 상태에서 일반적으로 승인되어 있는 최대이륙중량 및 최대(b)

착륙중량은 다음 항목들에서 규정하는 값을 넘지 않는 한도 내에서 증가시킬 수 있다.

과 동등한 양 여기에서 는 각 보조로켓엔진으로부터 얻을 수 있는 최대추력을(1) 0.0063 IN : I

으로 표시한 값이며 은 장착한 로켓엔진의 수이다kg-sec , N .

보조로켓엔진을 장착하지 않은 상태에 있어 감항성에 관한 해당 기준에 따라서 승인된 최(2)

대중량의 와 동등한 양5%

로켓엔진의 장착 중량과 동등한 양(3)

보조로켓엔진을 장착하지 않은 비행기에 대하여 설정된 최대구조중량과 동등한 양(4)

보조동력장치를 장착한 수송기류 감항분류 비행기의 성능 증대. ( T)Ⅱ

감항분류 의 비행기에 보조동력장치를 장착하는 경우 국토교통부장관은 그에 따른 성능 증대T

를 인정할 수 있다 그러나 성능 증대는 최대이륙중량 및 최대착륙중량 이륙거리 이륙경로에. , , ,

만 적용하고 국토교통부장관이 보조동력장치를 장치하지 않은 상태에서 원래 인증받을 때 적용

된 기준에 따른 이륙 접근 착륙 비행 절차에 대하여 전반적인 안전성을 유지하는데 필요하다, ,

고 보는 한계를 초과하지 못한다 이 부록에 있어서 보조동력이라고 하는 것은 로켓엔진으로부.

터 비교적 단기간에 얻을 수 있고 또한 비상시에만 작동되는 출력이나 추력 또는 두 가지 모,

두를 칭한다 여기에는 다음 기준을 적용한다. .

이륙 일반 성능 증대를 신청하려면 모든 중량과 고도 및 필요한 경우 대기온도에 대하여(1) :

하기 항 및 항의 이륙 데이터는 결정해야 한다(2) (3) .

이륙 경로(2)

보조동력장치를 사용하는 경우 한 엔진이 작동하지 않을 때의 이륙경로는 감항성에 관한(a)

해당기준의 성능요건에 따라서 결정하여야 한다.

상기 항에 따라 결정한 엔진 한 엔진 부작동 일 때의 이륙경로 비행기가 이륙표면상 또(b) (a) (

는 그 바로 위에 있는 경우는 제외한다 는 보조동력장치를 장착하지 않고 최대이륙중량에)

서 한 엔진 부작동 상태에서 감항성에 관한 모든 요건을 충족했을 때의 이륙 경로보다도

위에 있어야 한다 이것을 비교하기 위하여 이륙경로는 이륙표면으로부터 최소한.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15194

고도까지 확장하여 고려해야 한다120m(400ft) .

보조동력장치를 사용하지 않는 상태에서의 모든 엔진 작동시의 이륙경로는 상기 항에(c) (a)

의한 엔진 한 대 부작동 때의 이륙경로보다도 더 높은 전체적인 성능수준을 보여야 한다.

안전 여유량은 정상적인 안전운항을 보장하기 위해 정해야 하며 보다 커야한다 모, 15% .

든 엔진 작동시의 이륙경로는 항에 의한 일관된 절차에 따라 결정해야 한다(a) .

왕복엔진 비행기에 있어 비행교범에 따라 계획된 이륙경로로 상기 항에 따라서 결정된(d) (a)

한 엔진 부작동일 때의 이륙 경로를 표시하여야 하고 플랩 접음 및 운항속도 도달에 대,

해서는 신청자에 의해 선정된 방법 항 참조 을 반영하도록 수정하여야 한다 예정된 이((6) ) .

륙경로는 공중의 모든 점에 있어서 양 의 경사를 가져야 하지만 어떠한 점에서도 항(+) , (a)

에 규정된 이륙경로보다 위에 있어서는 안 된다.

이륙거리 이륙거리는 상기 항의 기준에 따라 결정한 한 엔진 부작동 일 때의 이륙(3) : (2)(a)

경로에 대해서 왕복엔진 비행기에 있어서는 이륙출발점으로부터 이륙표면상 의15m(50ft)

고도에 도달하는 지점까지 터빈엔진 비행기에서는 이륙표면상 의 고도에 도달, 10.7m(35ft)

하는 지점까지의 수평거리로 정의한다.

최대이륙중량 최대이륙중량은 성능증대 기준에서 적용하는 모든 고도 및 필요한 경우 대(4) :

기온도에 대하여 결정하지만 다음 항 및 항의 기준에 적합한 것으로 설정된 중량보, (a) (b)

다 크지 않아야 한다.

허용 최대이륙중량은 상기 항에서 항까지의 조건에 적합하여야 한다(a) (2)(b) (d) .

(b) 보조동력장치를 사용하지 않는 상태에서 비행기는 당초 인증된 감항성에 관한 해당 기준

의 모든 운항 요건에 적합하여야 한다 또한 터빈엔진 비행기는 보조동력장치를 사용하지. ,

않은 상태에서 감항성에 관한 해당 기준에 규정된 최종 이륙 상승요건을 충족해야 한다.

허용 최대착륙중량(5)

허용 최대착륙중량 한 엔진 부작동 일 때의 접근 및 모든 엔진 작동시의 착륙복행(a) ( :landing

은 성능 증대 기준을 적용하여야 하며 모든 고도 및 필요한 경우 대기 온도에 있climb) ,

어서 결정하여야 되지만 하기 항의 기준에 적합한 것으로 설정된 것보다도 커서는 안, (b)

된다.

엔진이 비행기의 형태에 대응하는 출력 혹은 추력 또는 그 양자의 상태에서 운전되고 또(b) ,

한 보조동력장치를 사용한 경우의 비행경로는 감항성에 관한 모든 해당요건에 적합한 최

대중량에 있어서 보조동력장치를 사용하지 않은 경우의 비행경로보다도 위에 있어야 한

다 또한 비행경로는 다음 항과 항의 기준에 적합하여야 된다. , (i) (ii) .

비행경로는 비행기의 적절한 형태를 변화시키지 않고 결정한 것이어야 한다(i) .

비행경로는 보조동력장치를 작동시킨 점에서 최소 위의 고도까지 설정하여(ii) 120m(400ft)

야 한다.

일반적인 비행기의 형상 속도 및 출력 추력 비행기 형상 속도 및 출력 또는 추력 또는(6) , , : ,

그 양자의 변경은 신청자가 비행기의 운용에 대해서 설정된 방법에 따라서 행하여야 되고,

항부터 항까지의 기준에 적합한 것이어야 한다 이 방법은 착륙과 접근에 실패하였을(a) (c) .

때의 조치방법으로 설정된 것이어야 한다.

변경 방법은 통상적인 기량을 지닌 승무원이 운용 중에 일관되게 할 수 있는 것으로서 감(a)

항당국이 인정한 것이어야 한다.

변경 방법은 안전과 확실하다는 것이 증명되지 않은 방법 또는 장치의 사용을 포함한 것(b)

이어서는 안 된다.

변경 방법을 실시함에 있어서 운용 중에 일어날 것으로 예상되는 시간지연 등의 허용 범(c)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15195

위에 대하여 고려하여야 한다.

보조동력장치의 장착과 운용 보조동력장치와 그 장착은 다음 사항들을 충족해야 한다(7) : .

보조동력장치 및 그 장착으로 인해 비행기의 안전성에 나쁜 영향을 미치지 않아야 한다(a) .

보조동력장치와 그 조종장치는 안전하고 신뢰성이 있다고 입증되어야 한다(b) .


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부록 F

항과 항에 대한 적합성을 입증하기 위한 시험 기준과 절차Part I. 25.853 25.855

재료시험 기준(a)

승무원실이나 객실에 사용하는 내장재(1)

항에 의거하여 수직시험 대상이 되는 내부천장 패널 내부벽 패널 칸막이 조리실(i) Part I , , ,

구조물 대형벽장의 벽 구조 바닥 보관함의 조립 등에 사용하는 재료 좌석밑 보관함과, , , (

잡지나 지도 등 작은 것을 보관하는 칸막이 등과는 다른 는 반드시 자기소화성을 지녀야)

한다 평균 연소길이가 를 초과하지 않아야 하며 화염원을 없앤 후의 평균. 15.24cm (6in) ,

연소시간이 초를 초과하지 않아야 한다 시험시료에서 떨어져 나간 파편은 떨어진 후15 .

평균 초 이상의 화염을 내지 않아야 한다3 .

바닥 덮개 직물 커튼천이나 겉천을 포함 좌석쿠션 충전물 장식과 비장식 코팅 천 가(ii) , ( ) , , ,

죽 쟁반과 조리실 가구 전기 도관 공기관 접합부위 및 가장자리 덮개 및 급 화물, , , , , B E

실이나 수화물실의 라이너 또는 급 화물실이나 수화물실의 바닥 패널 화물실, B, C, D E ,

덮개와 투명판 주조부품과 열성형 부품들 공기도관 접합 및 정리용 스트립 장식이나 벗, , (

겨지는 등 본 부록 항에 속하지 않는 재료들은 본 부록 항 또는 다른) Part I (iv) Part I

증명된 동등한 방법에 따라 수직시험을 할 때 자기소화성을 지녀야 한다 평균 연소길이.

가 를 초과하지 않아야 되고 화염원을 없앤 후의 평균 연소시간은 초를20.32cm(8in) , 15

초과해서는 안된다 시험시료에서 떨어져 나간 파편은 떨어진 후 평균 초 이상의 화염. 5

을 내어서는 안된다.

영화용 필름은 안전사진필름 의 표준 규격에 적합해(iii) (Safety Photographic Film) PH I.25

야 한다 필름이 도관을 지나는 경우 그 도관은 본 항의 항의 요건을 충족해야 한다. , (ii) .

수평시험을 할 때 투명 플라스틱 창문 표지 일부 혹은 전체가 탄성인 재질로 이루어(iv) , , ,

진 부품들 공동 하우징 안에 두개 이상으로 만들어진 가장자리 조명 기구 조합 좌석, ,

벨트 어깨 멜빵 및 승객과 승무원이 사용하는 곳에 쓰이는 컨테이너 상자 운반대 등, , ,

을 포함한 화물과 수화물 고정장치 등은 평균연소율이 분당 를 넘어서는6.35cm(2.5in)

안된다.

화재를 크게 전파하지 않는 작은 부품들 손잡이 핸들 롤러 결합구 클립 덧쇠 마찰 스(v) ( , , , , , ,

트립 도르래 및 작은 전기 부품들 과 전선과 케이블의 절연재들은 이 부록 의, ) Part I

항 항 항 또는 항 등에서 언급하지 않은 재료들은 수평시험에서 연소(a)(1)(i) , (ii) , (iii) (iv)

율이 분당 를 넘어서는 안된다10.16cm(4in) .

승무원이나 승객이 없는 화물실과 수화물실(2)

예비(i)

항에 정의된 급 혹은 급의 화물실이나 수화물실에는 이 부록 의(ii) 25.857 B E Part I (a)(1)(ii)

항의 요건 충족하는 재료로 만든 라이너를 부착해야 한다 라이너는 비행기 구조물 부착. (

물은 제외 에서 분리되어 있어야 한다 이러한 라이너에 대해서는 시험을 실시한다) . 45° .

화염이 연소 중 또는 꺼진 후 재료를 관통하지 않아야 한다 화염원 제거 후의 평균 연.

소시간은 초를 넘지 않아야 하고 평균 백열시간은 초를 넘지 않아야 한다15 , 10 .

(iii) 항에 정의된 혹은 급의 화물실이나 수화물실에는 이 부록 의25.857 B, C, D E Part I

항의 요건을 충족하는 재료로 만든 바닥패널을 부착해야 한다 바닥패널은 비행(a)(1)(ii) .

기 구조물 부착물은 제외 에서 분리되어 있어야 한다 바닥패널에 대해서는 시험을( ) . 45°

실시한다 화염이 연소 중 또는 꺼진 후 재료를 관통하지 않아야 한다 화염원 제거 후의. .


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평균 연소시간은 초를 넘지 않아야 하고 평균 백열시간은 초를 넘지 않아야 한다15 , 10 .

(iv) 화물을 보호하는 절연 담요와 덮개는 이 부록 의 항의 요건을 충족하는 재Part I (a)(1)(ii)

료로 만들어야 한다 각 화물실과 수화물실에 쓰는 고정장치 컨테이너 상자 그리고 운반. ( ,

대를 포함 는 이 부록 의 항의 요건을 충족하는 재료로 만들어야 한다) Part I (a)(1)(v) .

전기시스템 구성품 동체의 모든 지역에 설치된 전선과 케이블의 절연재는 이 부록(3) : Part

에 의거한 시험에서 자기소화성을 보여야 한다 평균 연소길이가 를 넘어I 60° . 7.62cm(3in)

서는 안되고 화염원이 제거된 후의 평균 연소시간이 초를 넘지 않아야 한다 시험시료, 30 .

에서 떨어져 나온 파편은 떨어진 후 초 이상의 화염을 내지 않아야 한다3 .

시험 방법(b)

상태 조절 시료는 습도 균형이 이루어질 때까지 또는 시간 동안 온도 상(1) : 24 21 (70 ),

대습도 의 상태에서 보관하여야 한다 시료를 사용하기 전에는 항상 조절된 환경에50% .

보관하여야 한다.

시료형상 작은 부품들과 전선과 케이블 절연재는 예외로 하고 시험재료는 평판재료로부(2) : ,

터 잘라낸 시료나 부품의 모형과 같이 비행기에 장착되는 부품으로부터 절단해 낸 일부

이거나 절단부분을 모방한 것이어야 한다 시료는 잘라내는 부위는 어느 곳이든 상관없지.

만 샌드위치 패널 같은 조립체는 분해해서 시료로 사용할 수 없다 다음에 명시하는 경우.

를 제외하고 시료의 두께는 비행기에서 사용하도록 허용된 최소 두께보다 두꺼워서는 안,

된다 좌석쿠션과 같은 두꺼운 발포부품은 의 두께로 시험하여야 한다 시험을. 1.3cm(0.5in) .

해야하는 부품에 사용되는 재료의 두께가 이하인 경우 이 부록 의0.32cm (1/8in) Part I

항의 조건을 충족하여야 한다 전선 및 케이블 재료의 치수는 비행기에 사용되는(a)(1)(v) .

것과 같아야 한다 헝겊에 대해서는 종방향 및 횡방향의 봉합에 대한 임계인화성 조건을.

결정하기 위하여 시험한다 시료는 다음과 같이 금속프레임 안에 장착한다 본 항의 항. . (4)

의 수직시험에 있어서는 긴 두 변과 위쪽을 고정하고 본 항의 항의 수평시험에 있어서, (5)

는 긴 두 변과 화염으로부터 먼 변을 고정한다 만약 비행기에서 사용하는 실제 크기가.

더 작지 않다면 시료의 노출 부분은 최소한 폭 이고 길이가 이, 5.08cm(2in) 30.48cm(12in)

어야 한다 버너로 불을 붙이는 변은 끝부분이 마무리되어 있거나 보호되어 있지 않아야.

하며 비행기에 설치된 재료 또는 부품의 실제 단면을 대표하는 것이어야 한다 본 항의, .

항에 규정하는 시험을 행하는 경우 시료는 모든 네 변을 완전히 고정하고 화염에(6) 45°

노출되는 부분의 크기가 이상이 되도록 하여 금속프레임에 장착한다20.32×20.32cm(8×8in) .

장치 본 항의 항에서 규정하는 경우를 제외하고 시험은 미연방 시험방법 규격(3) : (7) (Federal

모델 방법을 개정 의 수직시험 혹은 방법의Test Method Standard) 191 5903(5902 ) 5906

수평시험에 의거하여 승인되고 시험방법에 적합하며 틈새바람이 없는 시험실 안에서 행

하여야 한다 시험실에 비해 너무 큰 시료에 대해서는 같은 형상의 틈새가 없는 조건에.

서 시험해야 한다.

수직시험 적어도 세개의 시료에 대해 시험을 수행하여 그 결과를 평균하여야 한다 헝겊(4) : .

에 대해서는 임계 가연성 조건에 대한 봉합방향이 가장 긴 치수에 평행해야 한다 각 시.

료는 수직으로 지지되어야 한다 시료의 착화에는 높이가 의 화염을 얻을 수. 3.8cm(1.5in)

있도록 조절된 내경 의 분젠버너 또는 티릴버너를 사용한다 화염 중심의0.95cm(3/8in) .

최저 화염온도는 보정된 열전대 고온계로 측정하며 이상이어야 한다 시료843 (1550 ) .

의 밑변은 버너의 상단으로부터 이상 떨어져야 한다 화염은 시료의 밑변 중1.9cm(3/4in) .

심선에 닿도록 하여야 한다 이 부록 의 항이 적용되는 재료에 대하여서는. Part I (a)(1)(i)

화염을 초간 접촉한 후 제거한다 이 부록 의 항이 적용되는 재료에 대하60 Part I (a)(1)(2)


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여서는 화염을 초간 접촉한 후 제거한다 화염시간 연소길이 및 적하물 의 화염12 . , ( )滴下物

시간 있는 경우 을 기록한다 본 항의 항에 따라 연소길이를 단위로 측( ) . (7) 0.25cm (0.1in)

정한다.

수평시험 적어도 세 개의 시료에 대해 시험하여 그 결과를 평균하여야 한다 각 시료는(5) : .

수평으로 지지되어야 한다 비행기에 장착될 때 노출되는 면을 시험할 때는 밑면이 되도.

록 한다 시료의 착화에는 높이가 의 화염을 얻을 수 있도록 조절된 내경. 3.8cm(1.5in)

의 분젠버너 또는 티릴버너를 사용한다 화염 중심의 최저 화염온도는 보정0.95cm(3/8in) .

된 열전대 고온계로 측정해야 하며 이상이어야 한다 밑변은 버너의 상단843 (1550 ) .

위의 버너 중심선상에 두어야 한다 화염을 초간 적용시킨 후 제거한다1.9cm(3/4in) . 15 .

시간을 측정할 때에는 최저 길이의 시료를 사용해야 하며 약25.4cm(10in) 3.8cm(1.5in)

연소된 이후에 연소 앞단에서부터 시간측정을 개시한다 이때 평균연소율을 기록한다. .

시험 적어도 세 개의 시료에 대해 시험을 하여 그 결과를 평균하여야 한다 각 시료(6) 45° : .

는 수평면에 대해 의 위치로 지지되어야 한다 비행기에 장착될 때 노출되는 면을 시45° .

험할 경우 노출면이 아랫면이 되도록 한다 시료의 착화에는 높이가 의 화염. 3.8cm(1.5in)

을 얻을 수 있도록 조절된 내경 의 분젠버너 또는 티릴버너를 사용한다 화0.95cm(3/8in) .

염 중심의 최저 화염온도는 보정된 열전대 고온계로 측정해야 하며 이상이843 (1550 )

어야 한다 틈새바람이 없도록 충분히 주의하여야 한다 화염의 을 시료의 중심에. . 1/3 30

초간 적용시킨 후 화염을 제거한다 화염시간 백열시간 및 화염의 시료 통과 중심부 통. , , (

과 여부를 기록한다) .

시험 각 전선사양 조성과 치수 별로 적어도 세 개의 시료에 대해 시험을 해야한다(7) 60° : ( ) .

전선 또는 케이블 절연을 포함 의 시료는 이 부록 의 항에서 규정하는 보관함 안( ) Part I (3)

에서 문을 연 상태 또는 높이 의 상자 속에서 윗면과 수직61cm, 30.5×30.5cm (2ft, 1×1ft)

인 한 측면 앞면 을 열고 완전 연소를 위하여 충분한 공기흐름을 얻을 수 있도록 한다( ) , .

또한 외풍이 없도록 한 상태로 상자 앞면과 나란하게 약 정도 떨어지도록, 15.24cm(6in)

하여 수평과 의 각도로 놓아야 한다 시료의 하단은 완전히 고정해 두어야 한다 시료, 60° . .

의 상단은 풀리 또는 지지봉의 위를 통해 시료가 가연성 시험 중에 활짝 펴져서 고정되

도록 적당한 중량물을 사용한다 아래의 집게와 위의 풀리 또는 지지봉 사이의 시험 재료.

의 길이는 여야 하며 화염을 내기 위한 중심을 알 수 있도록 하단으로부터61cm(24in) ,

떨어진 부분에 표시한다 분젠버너나 티릴버너의 화염을 시험 표식에 초간20.4cm(8in) . 30

적용한다 버너는 시료의 시험 표시 아래에 두고 시료에 직각으로 또한 시료의 수직면과.

의 각도를 이루도록 놓아야 한다 버너는 구경이 이고 화염의 높이가30° . 0.95cm(3/8in)

인 것으로 약 의 높이가 내부원추가 되도록 조절한다 화염 중 가장 뜨거운7.6cm(3in) 1/3 .

부분의 최저 온도는 보정된 열전대 고온계를 사용해서 측정했을 때 이상이954 (1750 )

어야 한다 버너는 화염의 가장 뜨거운 부분이 전선상의 시험 표시 부분에 닿도록 위치하.

여야 한다 화염시간 연소길이 및 적하물의 화염시간 있는 경우 을 기록한다 이 부록. , ( ) .

의 항에 따라 화염길이를 단위로 해서 측정한다 전선 시료의 파괴Part I (8) 0.25cm(0.1in) .

를 실패로 간주하지 않는다.

연소길이 연소길이는 최초의 시료 끝으로부터 화염에 의해 생긴 시험시료의 손상부위에(8) :

서 가장 먼 곳까지의 거리이다 손상부위는 부분적 또는 전부의 멸실 탄 것 또는 취성화. ,

의 영역을 포함하고 그을음 얼룩 굽은 것 또는 탈색된 영역 재료가 열원으로부터 떨어, , ,

져 있어 수축 또는 녹은 영역은 포함하지 않는다.


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좌석쿠션의 연소성Part II.

허용기준 좌석쿠션은 다음 기준에 적합하여야 한다(a) : .

좌석 좌부 및 등받이 쿠션에 대하여 적어도 세 세트의 시료를 이용하여 시험을 실시하여(1)

야 한다.

쿠션이 방염재를 이용해서 제작되어 있는 경우 쿠션 발포코아는 방염재에 의해 완전히 둘(2)

러싸여져 있어야 한다.

시험시료는 주요 구성부품 발포코아재 부체재료 사용된 경우 방염재 및 포장재 과 생산(3) ( , , )

물품에 쓰이는 결합 공정 봉합과 마감으로 대표되는 을 사용해서 제작되어야만 한다 좌부( ) .

쿠션과 등받이쿠션 재료의 조합이 다른 경우에는 좌부쿠션 재료로 구성되는 완전한 시료

세트와 등받이쿠션 재료로 구성되는 완전한 시료세트 각각에 대하여 시험을 행하여야 한

다 외부 포장재를 포함하는 쿠션이 오일버너 시험을 통해 이 부록의 요건에 적합하다는.

것이 증명되어 있는 경우 그 쿠션 포장재는 항에 규정하는 시험에 의한 연소길이25.853(c)

나 오일버너 시험에 사용된 쿠션에 사용되는 포장재의 연소길이를 넘지 않는 유사한 포

장재와 교환하여도 무방하다.

시험된 총 시료세트 중 최소한 는 화염을 받는 쪽으로부터 측정한 연소길이가 버너(4) 2/3

반대쪽에 도달할 만큼 길지 않아야 한다 또한 연소길이는 를 초과해서는. , 43.18cm(17in)

안된다 연소길이는 버너에 가장 가까운 좌석 프레임의 안쪽으로부터 화염에 의한 시료의.

손상이 생겼다고 인정되는 가장 먼 장소까지의 수직거리이다 손상부위는 부분적 또는 전.

부의 멸실 탄 것 또는 취성화된 영역을 포함하고 그을음 얼룩 굽은 것 또는 탈색된 영, , ,

역 재료가 열원으로부터 떨어져 있어 수축 또는 녹은 영역은 포함하지 않는다, .

(5) 평균 중량손실은 를 초과하지 않아야 한다 또한 시험된 모든 시료세트중 최소한10% . , 2/3

는 중량손실이 를 넘지 않아야 한다 시험 종료 후 중량을 결정하기 전에 쿠션과 장착10% .

대로부터 모든 적하물을 제거해야 한다 시료세트 중량손실의 백분율은 시험 전의 시료.

중량으로부터 시험 후의 시료중량을 뺀 값을 시험 전의 시료중량에 대한 비율로 표시한다.

시험 조건 등받이쿠션 상부에 있어서 수직방향의 공기속도는 평균(b) : 12.7cm/sec (25ft/min)

이며 좌부쿠션 수직부근 위의 수평방향 공기속도는 이하여야 한다5.0cm/sec(10ft/ min) .

공기속도는 환기를 하고 버너 모터를 운전하지 않은 상태에서 측정한다.

시험시료(c)

각 시험마다 좌석 좌부 및 등받이쿠션에 의해 구성되는 시료세트를 사용하여야 한다(1) .

직물의 포입 및 봉합이 중복되는 부분을 제외한 좌부쿠션의 시료 크기는 폭(2)

길이 두께 이다45.7±0.3cm(18±1/8in), 50.8±0.3cm(20±1/8in), 10.2±0.3cm(4±1/8in) .

직물의 포입 및 봉합이 중복되는 부분을 제외한 좌석 등받이쿠션의 시료의 크기는 폭(3)

길이 두께 이다45.7±0.3cm(18±1/8in), 63.5±0.3cm(25±1/8in), 5.1±0.3cm(2±1/8in) .

시료는 시험 시작전 최소한 시간 동안 온도 상대습도 의 상태(4) 24 21±3 (70±5 ), 55%±10%

로 보관해야 한다.

시험장치 시험장치의 배치는 그림 에서부터 그림 까지와 같다 시험장치에는 다음과(d) : 1 5 .

같은 장치들이 포함된다 시험장치의 상세한 부분은 사용하는 버너의 형식에 따라 변경할.

수 있다.

시료장착대 시료장착대는 그림 에서와 같이 강재앵글로 제작한다 장착대의 다리 길이(1) : 1 .

는 이다 장착대는 그림 에서와 같이 좌부쿠션 및 등받이쿠션 시료를30.5±0.3cm(12±1/8in) . 2

장착하기 위하여 사용되는 것으로 알루미늄박으로 무광택 면을 위로 하여 덮은 설치한

적하물 받이를 갖추어야 한다.


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시험버너 시험에 사용되는 버너는 다음과 같은 사양이어야 한다(2) : .

개량식 권총형(i)

로 의 유량을 얻을 수 있는 분무각 의 노즐(ii) 7kg/cm2(100 psi) 8.5 /hr(2.25gal/hr) 80°ℓ

통풍관 끝에 그림 과 같이 입구 폭이 이고 높이가 인(iii) 3 28.0cm(11in) 15.2cm (6in) 30.5cm

버너콘 장착(12in)

등급 등유 또는 그 동등품을 연료분출유량을 로 조정할 수 있는 연(iv) 2 7.6 /hr(2.0gal/hr)ℓ

료압력조절기

열량계(3)

시험에 사용되는 열량계는 정밀도 측정범위(i) ±3%, 0 17.0W/cm2(0 15.0BTU/～～ ft 2

인 것으로 버너의 보정 중에 그림 에서 처럼 강재앵글 받침대에 붙어 있는-sec) 4

두께 의 칼슘 규산염 차단 판에 장착하여야 한다15.2×30.5cm(6×12in), 1.9cm(3/4in) , .

작동 중에 차단 판이 넘어지면 열량계의 정렬이 되지 않을 수가 있으므로 버너콘 출구(ii)

와 평행한 면에 있는 차단판의 노출된 쪽과 열량계 면이 평행이 되도록 확인하고 필요

하면 보조 장치를 설치한다.

열전대 시험에 사용되는 일곱개의 열전대는 의 금속 피복을(4) : 0.16 0.32cm(1/16 1/8in)～～

갖는 세라믹팩의 형 번 도선으로 연결하여야 한다K , AWG(American Wire Gauge) 22 30 .～

일곱개의 열전대는 버너의 보정 중 시료장착대에 배치하기 위해 그림 에서와 같이 열전5

대를 갈퀴모양으로 만들어 강재앵글 브라켓 에 부착한다(bracket) .

장치의 배열 시험버너는 버너콘 출구가 시료장착대의 한 측면으로부터(5) : (cone) 10.2±0.3cm

의 거리에 위치하도록 스탠드 위에 장착하고 버너 장착대는 예열운전 중 버너(4±1/8in) ,

를 움직여 시료장착대에서 분리시킬 수 있어야 한다.

기록장치 적절한 측정범위를 갖는 기록용 전위차계 또는 다른 적절히 보정된 계기를 사(6) :

용하여 열량계 및 열전대의 출력을 측정해서 기록하여야 한다.

중량계 중량계는 시험 전후의 좌석쿠션 시료 세트의 중량을 이내의 단위로(7) : 9g(0.02lb)

적절한 방법에 의해 측정할 수 있는 것이어야 한다 시험 중 연속해서 중량을 측정할 수.

있는 장치가 바람직하다.

시간 측정기 화염을 접촉시키는 시간 자기소화시간 및 시험시간을 측정하기 위해 스톱(8) : ,　

워치 또는 다른 장치 초로 보정된 를 사용하여야 한다(±1 ) .

장치의 준비 보정을 하기 전에 모든 장치를 작동시켜 버너의 연료를 항에 따라 조(e) : (d)(2)


보정 버너로부터 적절한 열량 출력을 얻기 위해 다음 시험 절차를 수행하여야 한다(f) : .

그림 와 같이 열량계를 버너콘 출구로부터 떨어뜨려 시료장착대에(1) 4 10.2±0.3cm(4±1/8in)

설치한다.

(2) 버너를점화해서예열운전으로 분간작동시킨후열량계수치가2 11.9±0.6 W/cm2 (10.5±0.5BTU

/ ft 2 로 일정해지도록 버너의 공기입구 조절판을 조정한 후에 버너를 소화한다-sec) .

열량계를 열전대 묶음과 교환한다 그림(3) ( 5).

(4) 버너를 점화시켜 열전대 수치가 로 안정적인 상태가 되는지 확인한다1038±55 (1900±100 )

열량계 및 열전대의 값이 허용범위 내에 들지 않는 경우 항으로부터 항까지의 절차(5) (1) (4)

를 반복해서 적정한 수치가 나올 때까지 버너의 공기입구 조절판을 조정하여야 한다 보.

정시험의 파라미터를 유지하고 기록하기 위해서 열량계 및 열전대 묶음을 빈번하게 사용

하여야 한다 특정 장치에 대해서 일관성이 실증될 때까지는 각 시험에서 마다 보정을 실.

시해야 한다 장치의 일관성이 확인된 후에는 시험 전에 보정을 한 후 연속해서 수회의.


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시험을 실시하고 그 후 회의 보정을 통해 확인을 해도 무방하다1 .

시험 과정 각 시료세트의 가연성 시험은 다음과 같이 실시하여야 한다(g) : .

좌부쿠션 및 등받이쿠션으로 구성되는 시료의 시험전 중량을 이내의 단위로 측(1) 9g(0.02lb)

정하여 기록한다.

그림 와 같이 좌부쿠션 및 등받이쿠션을 시료장착대에 부착하고 등받이쿠션 시료는 시료(2) 2

장착대 상부에 고정한다.

버너를 시험 위치로 움직여 버너콘 출구와 좌부쿠션 시료 측면과의 거리가(3) 10.2±0.3cm

가 되는지 확인한다(4±1/8in) .

버너를 시험장치로부터 분리하여 점화한 후 버너콘을 충분히 예열시키고 안정된 화염을(4)

얻기 위해 분간 연소시킨다2 .

시험을 개시하기 위해서 시험장치로 버너를 작동하고 동시에 시간계측기를 작동시킨다(5) .

좌부쿠션 시료를 분간 버너의 화염에 적용시킨 후 버너를 소화한다 버너를 빨리 소화시(6) 2 .

켜서 시험장치로부터 분리한다 쿠션에 화염을 적용시킨 후 분 이 경과하면 가스소화제. 7

할론 또는 이산화탄소 를 사용해서 시험을 종료시킨다( ) .

모든 적하물을 제외하고 장착대에 남은 좌석쿠션 시료세트의 중량을 이내의(7) 9g (0.02lb)

단위로 측정한다.

시험 기록 적합성에 대해 시험한 좌석쿠션의 모든 시료세트에 대하여 다음 사항을 기록(h) :

하여야 한다.

시험을 실시한 시료의 식별 및 특징(1)

시험을 실시한 시료세트의 수(2)

각 시료의 시험 전 중량 시험 후 중량 및 손실 중량비 계산치 와 더불어 총 시료세트에(3) , ( )

대한 평균 손실 중량비 계산치( )

각 시료세트의 연소길이(4)

모든 접합부분은 용접한다

그림 1


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15202

그림 2


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그림 3


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그림 4


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그림 5


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화물실라이너의 화염침투에 대한 저항력을 결정하기 위한 시험 방법Part III.

허용 기준(a)

최소한 세 개의 화물실옆벽 또는 천장라이너 패널 시료에 대해 시험을 수행하여야 한다(1) .

시험하는 각 시료는 결합구와 조명세트 등의 설계 형상 화재를 안전하게 가두는 라이너(2) ,

의 성능에 영향을 주는 고장 등을 포함하여 화물실 옆벽이나 천장라이너 패널의 형상을

모사한 것이어야 한다.

화염원을 적용한 한 후 분 내에는 시료에 화염의 침투되지 않아야 하고 시험시료의 수평(3) 5

면 위에서 측정한 최고온도가 를 초과 해서는 안된다10.2cm(4in) 204 (400 ) .

실험 방법 요약 이 방법은 의 등급 등유나 그와 동등한 버너 화염원의(b) : 7.6 /hr(2gal/hr) 2ℓ

화염 침투에 대한 화물실라이너 재료의 저항성능을 측정하기 위한 시험절차이다 패널이.

미장착된 경우를 모사하기 위하여 차폐장치를 사용하는 경우 천장과 벽면 라이너 패널에

대해 각각 시험을 실시한다 천장라이너 패널로써 시험에 합격한 시료는 벽면라이너 패널.

로도 사용이 가능하다.

시험시료(c)

시험시료의 크기는 폭 길이 이다(1) 40.6±0.3cm(16±1/8in), 61.0±0.3cm(24±1/8in) .

시험시료는 최소한 시험 시작 시간 전부터 온도 상대습도 의 상(2) 24 21±3 (70±5 ), 55±5%

태를 유지하여야 한다.

시험장치 이 부록 의 그림 과 이 부록 그림 에서부터 그림 까지와 같(d) : Part II 3 Part III 1 3

이 시험 장비의 배열은 본항에서 설명하는 구성품을 포함하여야 한다 장비의 상세한 내, .

용은 사용하는 버너의 모델에 따라 조금씩 달라질 수 있다.

시료장착대 시험시료 장착대는 그림 과 같이 강재앵글로 만들어야 한다(1) : 1 .

시험버너 시험에 사용하는 버너는 다음과 같은 사양이어야 한다(2) : .

개량식 권총형(i)

적당한 노즐을 사용하고 연료유량이 이 되도록 연료 공급 압력을 유지(ii) 7.6 /hr(2gal/hr)ℓ

하여야 한다 예를 들어 분무각 압력 유량 로. 80°, 6kg/cm2(85 psi), 8.5 /hr(2.25gal/hr)ℓ

작동하면 를 얻을 수 있다7.7 /hr(2.03gal/hr) .ℓ

통풍관 끝에 이 부록 의 그림 과 같이 폭이 이고 높이가(iii) Part II 3 28.0cm(11in) 15.2cm

인 버너콘 장착(6in) 30.5cm(12in)

등급 등유 또는 그 동등품을 연료분출유량을 로 조정할 수 있는 연(iv) 2 7.6 /hr(2.0gal/hr)ℓ

료압력조절기

열량계(3)

시험에 사용되는 열량계는 적절한 측정범위 대략(i) 0 17.0W/cm2(0 15.0 BTU/～～ ft 2

의 총열유량 금속막 가돈 게이지 형식이어야 한다 열량계를 버너의 보정-sec) (Gardon) .

중에 그림 에서 처럼 강재 앵글 받침대에 붙어 있는 두께2 15.2×30.5cm(6×12in),

의 차단 블록에 장착하여야 한다1.9cm(3/4in) .

차단블록을 계속 관찰하여야 하며 버너콘 출구와 열량계 면이 평행하도록 하고 필요하(ii)

면 보조장치를 설치한다.

열전대 시험에 사용되는 일곱개의 열전대는 의 세라믹 팩의 형(4) : 1.62mm(1/16in) K , AWG

번 도선으로 연결시켜야 한다 일곱개의 열전대는 버너의 보정(American Wire Gauge) 30 .

중 시료장착대에 배치하기 위해 본 의 그림 과 같이 열전대를 갈퀴모양으로 만들어Part 3

강재 앵글 브라켓에 부착하여야 한다.

장치의 배열 시험버너는 버너콘 출구가 천장 라이너 패널에서 벽면 라이너(5) : 20.3cm(8in),


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패널에서 의 거리에 위치하도록 적절히 스탠드 위에 장착하고 버너 장착대는5.1cm(2in) ,

예열운전 중 버너를 움직여 시료장착대로부터 분리시킬 수 있어야 한다.

계측장비 적절한 측정범위를 갖는 기록용 전위차계 또는 다른 적절히 보정된 계기로 열(6) :

량계 및 열전대의 출력을 측정해서 기록하여야 한다.

시간계측기 화염시간과 화염침투 발생하는 경우 시간을 측정하기 위해 스톱워치 또는 시(7) : ( )

간계측 장치를 사용한다.

장치의 준비 보정을 하기 전에 모든 장치를 작동시켜 안정시킨다 버너의 연료를(e) : . (d)(2)

항에 따라 조정하여야 한다.

보정 버너의 적절한 열량 출력을 얻기 위해 다음 시험 절차를 수행하여야 한다(f) : .

통풍관의 끝에 달려 있는 버너콘을 제거하고 점화기를 켜지 않은 상태에서 버너의 송풍(1) ,

기만 작동시킨다 출구를 가로지르는 송풍관의 중앙에서 열선 풍력계로 공기의 속도를 측.

정한다 또한 댐퍼를 조절하여 공기 속도가 가 되도록. 7.87 9.14m/sec(1550 1800 ft/min)～～

한다 송풍관의 끝에 꼬리표가 사용되었다면 측정 전에 꼬리표를 없앤다 측정이 끝난 후. , .

에 버너콘을 다시 설치한다.

그림 에서와 같이 수평시험 시료의 위치를 모방하기 위하여 열량계를 버너콘 출구로부터(2) 2

떨어진 곳의 시료장착대에 설치한다20.3cm(8in) .

버너를 점화해서 예열운전으로 분간 연소시킨 후 열량계의 값이(3) 2 9.1±0.6W/cm2

(8.0±0.5BTU/ ft 2 로 일정한 값이 얻어질 수 있도록 댐퍼를 조정한다-sec) .

열량계를 열전대 묶음과 교환한다 그림(4) ( 3).

버너를 점화해서 일곱개 열전대 각각의 온도가 로 안정적인 상태를(5) 927±55 (1700±100 )

유지하는지 확인한다 만약 온도 범위를 벗어나면 위의 항에서 항까지의 순서를 반. , (2) (5)

복하면서 온도를 맞춘다.

버너를 끄고 열전대 묶음을 제거한다(6) .

버너의 작동 범위가 맞도록 항의 절차를 반복한다(7) (1) .

시험 과정(g)

보정에서 사용한 것과 같은 열전대를 수평 천장 시험시료 위에 장착한다(1) ( ) 10.2cm(4in) .

그림 에서와 같이 시험시료를 수평과 수직 위치로 시험대에 장착하고 다른 편에는 절연(2) 1

재료를 장착한다.

(3) 화염이 시험시료에 닿지 않도록 버너의 위치를 조절한 후 버너를 점화하여 분간 연소시킨2

다 시료가 화염에 노출되도록 버너를 회전한다 그와 동시에 시간 측정기를 작동시킨다. . .

시료를 화염에 노출시킨 분 후에 버너를 끈다 만약 화염침투가 생기면 시험은 중단하도(4) 5 .

록 한다.

천장 라이너 패널을 시험할 때 시료의 위에서 최고 온도를 측정한다(5) 10.2cm(4in) .

만약 화염 침투가 생기면 그 시간을 기록한다(6) .

시험 기록 다음 사항을 기록하여야 한다(h) : .

시험을 실시한 시료의 형식 제작자 두께 및 그외 데이터와 시료에 대한 설명(1) , ,

화염에 노출되는 동안 시료의 상태 엽렬현상 수지의 발화 연기 등 설명과 그 발생 시간(2) ( , , )

시험한 시료 세개의 세트 각각에 대하여 화염 침입 발생하였다면 이 생긴 시간(3) ( )

패널 천장이나 옆벽 의 방향(4) ( )


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그림 수직과 수평 장착을 위한 시험장치1


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그림 열량계 브래킷2


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그림 갈퀴모양 열전대 브래킷3


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복사열에 노출된 객실 재료에 대한 토출 열소비율 결정에 관한 시험 방법Part IV.

시험 방법에 대한 요약 비행기에 장착되는 완전한 구성품을 대표하는 세개 이상의 시료(a) :

에 대해 시험하여야 한다 각 시료를 공기흐름이 일정한 환경조절상자에 넣는다 시료가. .

복사열원에 노출되는 총 열유량은 3.5W/cm2이어야 한다 이때 수직면이 복사열에 노출되.

어야 한다 연소는 점화장치로 시작한다 토출열 소비율을 계산하기 위해 시험상자 안에. .

남는 연소부산물을 관찰하여야 한다.

장치 시험 장치는 미국 재료시험협회(b) : (American Society of Testing and Materials:

의 표준 토출 열소비율 장치를 사용하여야 한다ASTM) ASTM E-906 .　

이 장치는 이 부록 의 그림 및 그림 와 같다 시험실을 제외한 장치의 모든(1) Part IV 1A 1B .

외벽은 두께의 저밀도 유리섬유판으로 된 고온절연제를 사용하여 차단하여야2.5cm(1in)

한다 샘플 주입막대가 들어가는 시료시험실은 가스켓이 달려있는 미닫이식 문을 사용하.

여 차단하고 밀폐시킨다.

열전대열 환경조절상자를 출입하는 공기의 온도차이를 다섯 개의 고온부와 다섯 개의(2) :

저온부로 구성되는 게이지의 크롬 알루미늄 접합 열전대로 측정해야 한다 다섯 개의24 - .

고온접합부는 굴뚝 상부로부터 떨어진 배출구의 꼭대기를 가로질러 놓아야1.0cm(0.38in)

한다 열전대 끝에는 직경이 인 볼이 용접되어 있어야 한다 열전. 0.13±0.03cm(0.05±0.01in) .

대 하나는 기하학적 중심에 두어야 한다 나머지 개의 열전대는 각 모서리를 향하는 대. 4

각선을 따라 중심에서 씩 떨어지게 둔다 이 부록 의 그림 참조 저3.0cm(1.18in) ( Part IV 5 ).

온접합부는 하부 공기 분배판 밑에 있는 팬에 둔다 이 부록 의 항을 참조( Part IV (b)(4) ).

보정 민감도를 유지하기 위하여 열전대열의 고온접합부를 항상 청소하여야 한다.

복사열원 이 부록 의 그림 와 그림 에서와 같이 개의 실리콘 탄화물(3) : Part IV 2A 2B 4 LL

요소를 길이 외경 의 복사열원으로 사용한다 열원의 공칭저항50.8cm(20in), 1.6cm(0.63in) .

은 이고 용량은1.4 100kW/mΩ 2 이다 실리콘 탄화물 요소는 스테인리스강판으로 된 상자.

안에 두께의 세라믹섬유 판지 또는 칼슘 규산염 판지에 있는0.1cm(0.03in) - 1.6cm(0.63in)

의 구멍을 통과시켜 삽입하여 장착한다 패드와 스테인리스강 뚜껑 위에 있는 구멍의 위.

치는 이부록 의 그림 와 같다 수직시료가 차지하고 있는 공간을 지나는 열유속Part IV 2B .

밀도의 균일성을 위해 끝을 자른 스테인리스강으로 된 다이0.107±0.005cm(0.042±0.002in)

아몬드 형상의 마스크를 장착해야 한다.

공기 분배 시스템 환경조절상자로 들어오는 공기는 중심에 있는 옆면으로부(4) : 10.2cm(4in)

터 떨어진 곳에 위치하고 여덟 개의 번 드릴구멍이 있는 두5.1cm(2in) 4 0.63cm (0.25in)

께의 알루미늄 판에 의해 분배된다 이 알루미늄 판은 환경조절상자의 기초부분에 장착되.

어 있다 두번째 판에는 번 게이지의 스테인리스강에 고르게 분포한 개의 번 드릴. 18 120 28

구멍이 있으며 이 판은 첫 번째 알루미늄 판의 위에 장착된다 시험에는 잘, 15.2cm(6in) .

조절된 공기의 공급이 필요하다 공기 공급 다기관은 피라미드부분의 기초부분에 위치하.

며 잘 분포된 개의 번 드릴 구멍이 다기관 안쪽 모서리에서 떨어진 곳, 48 26 1.0cm(0.38in)

에 위치한다 이로써 장치 내에서의 공기 흐름이 대략 세등분된다. .

배기관 배기관은 단면이 이고 길이가 인 배기관은(5) : 13.3×7.0cm(5.25×2.75in) 25.4cm(10in) 28

게이지 스테인리스강으로 만들어 피라미드 부분의 출구 위에 설치한다.

의 스테인리스강으로 된 의 격벽판은 배기0.05±0.005cm(0.018±0.002in) 2.5×7.6cm(1.0×3.0in)

관의 안쪽 중심에 두고 공기 흐름과는 직각을 이루며 배기관의 기초에서 위에, 7.6cm(3in)

있어야 한다.

시료받침(6)


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시료를 반드시 수직방향으로 부착하여 시험해야 한다 시료받침 이 부록 의 그림(i) . ( Part IV

은 의 경계를 따라 시료 이 부록의 항에서 언급하는 알루미늄 박판으3) 0.6cm(0.25in) ( (d)(3)

로 싸여 있는 에 닿는 프레임에 결합한다 자 모양의 스프링으로 결합체를 서로 잡아) . 'V'

준다 녹거나 떨어지는 시험재료를 사용할 때는 분리형. 1.2×1.2×15.0cm (0.5×0.5×5.91in)

크기의 적하물 받이와 개의 스테인리스강 철사 이 부록 의 그림2 0.05cm(0.02in) ( Part IV 3

참조 를 반드시 사용하여야 한다 스프링과 프레임의 위치는 시료 두께에 따라 달라진다) . .

시료의 받침에 있는 다른 구멍에 지지봉을 삽입하여 위치를 바꿀 수 있다.

에 설명된 복사 차단물을 사용하지 않을 경우 안내핀을 삽입장치에 추가해(ii) ASTM E-906

야 한다 이 안내핀은 시험실 밖의 삽입장치에 있는 가늘고 긴 구멍이 있는 판에 맞춘.

다 이것은 삽입 후 시료면의 정확한 위치 지정에 사용한다 삽입한 시료의 앞면은 방열. .

문을 닫았을 때 방열문에서 떨어져 있어야 한다10.0cm(3.9in) .

시료받침은 설치된 브라켓 이 부록 의 그림 에 고정되어야 한다 설치 브라켓(iii) ( Part IV 3) .

은 너트가 용접된 넓은 면 와셔를 통과하는 세개의 나사를 사용하여 삽입1.3cm(1/2in)

대를 추가한다 삽입대의 끝은 너트에 나사로 결합하고 두께의 넓은 면 와. 0.51cm(0.02in)

셔는 개의 너트 사이에 넣어 지지한다 그 너트는 삽입대나 보정열량계가2 1.3cm(1/2in) .

지나는 복사문에 있는 구멍을 단단히 덮는 조절용으로 사용한다.

열량계 총유속형 열량계는 전체 열유속을 측정하는 시료받침에 삽입된 의(7) : 1.3cm(1/2in)

카오울 형 판의 중심에 설치하여야 한다 열량계의 관찰각도는 이며 입사(Kaowool) M . 180°

유속으로 보정한다 열량계의 보정에 대해서는 승인을 받아야 한다. .

점화 화염의 위치 시료의 초기 점화는 이 부록 의 항과 항 혹은 항(8) : Part IV (b)(8)(i) (ii) (iii)

에 기술된 것처럼 상하단 점화버너 각각에 시편을 동시에 노출시키도록 한다 초 이상의. 3

간헐적인 점화화염의 소화는 시험 결과를 무효로 만들기 때문에 화염점화기는 하부 점화,

버너가 계속 켜진 상태를 유지할 수 있도록 설치하여야 한다.

하단 점화버너 점화 화염의 튜브는 외경 두께의 스테인리(i) : 0.63cm(0.25in), 0.08cm(0.03in)

스강이어야 한다 하단 점화버너에는 메탄. 2cm3 와 공기/sec 14.2cm3 의 혼합물을 주/sec

입하여야 한다 점화버너 튜브 끝의 정상적인 위치는 시료의 노출된 수직면에 직각이며.

그로부터 떨어진 곳이다 버너 튜브 출구에서의 중심선은 시료의 노출된 하1.0cm(0.4in) .

단 모서리 위의 점에서 시료의 수직 중심선과 교차하여야 한다0.5cm(0.2in) .

구식 상단 점화 표준버너 점화버너에는 외경 직선길이(ii) 3 : 0.63cm(0.25in), 0.08cm(0.03in),

두께 인 갖는 스테인리스강 튜브가 있어야 한다 튜브의 한쪽 끝은 막혀 있, 36.0cm (14in) .

어야 하며 세 곳의 번 드릴 구멍이 튜브 안으로 떨어져서 가스 배출구, 40 6.0cm (2.38in)

로 나 있어야 한다 복사는 같은 방향으로 이루어진다 첫 번째 구멍은 튜브의 막힌 끝으. .

로부터 떨어져 있다 이 튜브는 시료의 노출 상단 모서리의 뒤로0.5cm(0.19in) .

위로 떨어져 있어야 한다 중간 구멍은 시료의 수직 중앙선1.9cm(0.75in), 1.9cm(0.75in) .

을 통과하면서 시료의 노출면과는 직각인 수직 평면상에 있어야 하며 복사원을 향하고,

있어야 한다 버너에 공급되는 가스는 메탄이며 의 화염길이를 갖도록 조정하. , 2.5cm(1in)

여야 한다.

선택사양인 구식 상단 점화버너 이 버너는 이 부록 의 항에 설명된(iii) 14 : Part IV (b)(8)(ii)

구식 표준버너 대신에 사용할 수 있다 점화버너에는 외경 의 직선 길이3 . 0.63cm(0.25in) ,

의 두께 의 길이를 갖는 스테인리스강 튜브가 있어야 한다0.08cm(0.03in) , 40.0cm(15.75in) .

튜브의 한쪽 끝은 막혀 있어야 하며 개의 번 드릴 구멍이 튜브 안으로, 14 59 1.3cm(0.5in)

떨어져서 가스 배출구로 나 있어야 한다 복사는 같은 방향으로 이루어진다 첫 번째 구. .


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멍은 튜브의 막힌 끝으로부터 떨어져 있다 구멍을 이 부록 의 그림1.3cm(0.5in) . Part IV

에서 처럼 시료의 상단에 두려면 튜브를 시료받침 위에 둔다 버너에 공급되는 가스는1B .

메탄과 공기가 혼합된 것으로 그 체적 비율은 약 이다 총 가스유량은 의50:50 . 2.5cm(1in)

화염길이를 갖도록 조절하여야 한다 가스대 공기의 비율과 유속이 적당하게 맞춰지면. ,

대략 의 화염길이와 노란색의 화염을 볼 수 있다0.6cm(0.25in) .

장비의 보정(c)

토출열 소비율 그림 에서 보정된 버너는 밀폐형 연결기구를 이용한 하단 점화화염 튜(1) : 4

브 끝의 위에 있어야 한다 점화화염으로 들어오는 가스는 적어도 의 메탄이어야 하. 99%

며 정확하게 계측되어야 한다 사용하기 전에 습식시험기를 적절하게 맞추어야 하며 가, .

스가 흐르지 않는 동안에는 내부 지시기의 상단에 증류수가 채워져 있어야 한다 주위 온.

도와 물의 압력은 내부 습식시험기의 온도에 기초한다 기초 유량은 약 로 설정. 1 /minℓ

하고 의 기 설정 유량으로 맞춘다 메탄의 유량을 기록하기 전에, 4, 6, 8, 6, 4 /min . 8ℓ ℓ

의 유량으로 분간 시험실 초기조건을 맞춰야 한다 이것은 보정에는 속하지 않는다/min 2 . .

유량은 스톱워치로 결정하는데 기본과 고속 유속 모두에 있어 습식 시험기의 완전한 순,

환기간을 측정하여 유량을 정한다 즉 다음 단계의 유속으로 변하기 전에 기본 유속으로. ,

되돌아오는 시간을 측정해야 한다 또한 열전대열 기본 전압을 측정해야 한다 버너로 들. , .

어가는 가스유속은 더 높게 기 설정된 수치까지 증가하고 분간 지속되어야 한다 열전대2 .

열 전압을 측정해야 하는데 그 순서는 다섯 개의 값 모두가 결정될 때까지 계속 반복하

여야 한다 이 다섯 개의 값들을 평균하여 보정계수로 사용한다 상대오차가 이상이면. . 5%

이 절차를 계속 반복한다 계산식은 이 부록 의 항과 같다. Part IV (f) .

유속의 균일성 시료를 통과하는 유속의 균일성은 주기적으로 점검하여야 하고 각 열원(2) : ,

의 변화는 범위 내에서 허용할 수 있다±5% .

이 부록 의 항에서 설명하였듯이 열전대열 고온 접합부는 보정 민감도를 유(3) Part IV (b)(2)

지하기 위하여 그을음 침전이 없도록 항상 깨끗하여야 한다.

시험시료의 준비(d)

시험시료는 재료와 구성 방법에 있어 비행기 구성품과 동일하여야 한다 시험 시료의 표(1) .

준 크기는 이다 시료의 두께는 비행기 구성14.9±0.1×14.9±0.1cm (5.91±0.03×5.91±0.03in) .

품이 갖는 최대 까지로 한다 더 두꺼운 구성품의 시험시료는4.5cm(1.75in) . 4.5cm(1.75in)

의 두께로 시험하여야 한다.

상태조절 시료의 상태를 이 부록 항에 따라 주위 환경에 맞게 조절한다(2) : Part I .

장착 각 시험 시료는 노출되는 한 면만 제외하고 의 알루미늄 박판으(3) : 0.0025cm(0.001in)

로 모든 면을 감싸야 한다.

시험 절차(e)

복사 패널의 전력 공급기는 시험 위치에 있는 시료 표면의 중심점에서 측정할 때(1)

의 복사유속을 생성할 수 있어야 한다 복사유속을 공기 흐름이 장비를 통3.5±0.05W/ .

과한 다음에 측정하고 원하는 비율로 맞춘다.

점화화염이 켜진 후 이 부록 의 항에 따라 그 위치를 점검하여야 한다(2) Part IV (b)(8) .

(3) 장치를 통과하는 공기 흐름은 오리피스 판에서 떨어진 곳의 상부흐름 위치와3.8cm(1.5in)

떨어진 하부흐름 위치 두 곳에서의 압력 측정 점을 갖는 내경1.9cm(0.75in) 3.81cm (1.5in)

의 파이프 안에 위치한 원형판 오리피스를 통해 제어된다 이 파이프는 압력차가.

가 되는 곳에 압력계를 연결한다 이 부록 의 그림 장비로 통하20.0cm(7.87in)Hg ( Part IV 1B).

는 전체 공기흐름은 약 0.04 m3 이다 수직시료 받침봉의 멈추개는 시료가 시험실로 들/sec .


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어갔을 때 입구에서 되는 곳에 시료의 노출면이 위치하도록 조절하여야 한다10.0cm(3.9in) .

시료를 시험실에 넣고 문을 닫는다 공기 차단 외부 문을 고정하고 기록장치를 작동시킨(4) . ,

다 시료를 시험실에 초간 넣어 둔다 시료를 삽입하기 전에 열전대열의 영점값을. 60±10 .

마지막 초 동안에 결정한다 영점값이 결정되기 전에 시료를 넣어서는 아니된다20 . .

시료를 넣을 때는 복사문을 열려 있어야 하며 시료를 시험실에 넣은 후에는 복사 문이 시(5)

료 뒤쪽에서 닫혀야 한다.

예비(6)

시료의 삽입과 안쪽 문의 닫힘이 영점 시간이 된다 시료가 시험실 내에 있을 동안 초당(7) .

최소한 한 개의 열전대 측정값이 기록되어야 한다.

시료 시험기간은 분이다 시험기간 중에 하부 점화버너와 상부 점화버너가 꺼지지 않아(8) 5 .

야 한다 단 초를 넘어서지 않는 간헐적인 화염 소화는 허용된다 선택사양인 구 상부. , 3 . 3

버너를 사용하는 경우 세 개의 화염구 중에서 최소한 두 개의 화염구는 시험기간 중에

꺼지면 안된다 이때 역시 초를 넘어서지 않는 간헐적인 화염 소화는 허용된다. 3 .

최소한 세 개의 시료에 대해 시험을 해야 한다(9) .

계산(f)

보정계수는 다음과 같이 계산한다(1) .

K h =(F 1-F 0)

(V 1-V 0)×(210.8-22 )Kcal

mole×273T a

×P-P v760

×mole CH4STP

22.41×

Watt.min0.01433Kcal

×

1000W

여기서,

F 0 기초에서의 메탄의 흐름= (1pm)

F 1 메탄의 고속 기 설정 흐름= (1pm)

V 0 기초에서의 열전대열의 전압= ( )

V 1 고속에서의 열전대열의 전압= ( )

T a 주변 온도= (K)

P 주변 압력= ( Hg)

P v 수증기 압력= ( Hg)

토출 열 소비율은 어느 순간의 열전대열 출력 전압의 값을 읽어 다음과 같이 계산한다(2) .

HRR =( V m - V B ) K h0 .2323

토출열 소비율HRR = ( / )

V B 기초 전압= ( )

V m 측정한 열전대열 전압= ( )

K h 보정계수= ( / )

토출열 소비율의 적분은 시간함수로서 전체 토출량이며 분당 데이터 추출 주파수와 비율(3)

을 곱하고 영에서 분까지의 시간을 더해서 계산한다2 .

기준 처음 분간의 노출에 대한 총토출량은 세 개 이상의 시험시료에 대한 평균치로 한(g) : 2

다 각 시료에 대한 최고 토출열소비율도 평균치로 한다 총토출열의 평균치는. . 65

kW-min/m2를 넘지 않아야 한다 평균 최고 토출열 소비율 또한. 65kW/m2를 초과하지 않


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아야 한다.

보고서 시험 보고서는 각 시험 시료에 대한 다음 사항을 포함하여야 한다(h) : .

시료에 대한 설명(1)

시료에 대한 복사열 유속(2) (W/cm2로 표시)

시간의 함수로 표시한 토출열 소비율 단위는(3) ( kW/m2 초 이하의 간격으로 되어 있어야). 10

하며 그래프나 표 형식의 데이터 보정계수 도 포함. Kn .

시료가 녹거나 휘고 엽렬되는 등 노출된 표면에 영향을 주는 다른 현상 혹은 연소현상이(4)

발생하는 경우 그 현상에 대한 기록 및 관찰된 시간

최대 열토출과 분간의 전체 토출열소비율(5) 2


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그림 복사 패널2A “globar"


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그림 복사 패널2B “globar"


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그림 3

그림 4


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그림 열전대의 위치5


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객실 자재의 연기 방출 특성 결정을 위한 시험 방법Part V.

시험 방법의 요약 미국재료시험협회 의 표준 시험 방법인 에 따라서(a) : (ASTM) ASTM F814-83

화염이 있는 곳에서 재료를 구성하고 조절하며 시험하여야 한다.

허용 기준 세 개의 시험 시료에 대해 분 후에 측정한 값을 평균한 비광학연기밀도(b) : 4 (Ds)

가 을 초과하지 않아야 한다200 .


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열 소음 차단제의 인화성 및 화염 특성을 결정하기 위한 시험방법Part - /Ⅵ

복사열원 및 화염에 노출될 때 열 소음 차단제의 인화성 및 화염 전파 특성을 평가하기 위하, /

여 본 시험을 적용한다.

정의(a)

화염전파 는 점화 화염원의 중간에서부터 측정하여 시편의 가장 끝단으로 육안 화염의 전파가“ ”

되는 곳까지의 가장 먼 거리를 의미한다 거리의 측정은 점화원을 가한 이후부터 시편에 모.

든 불꽃이 꺼지기 전까지 수행한다 측정은 시험 이후의 연소 길이 결정이 아니다. .

복사열원 은 전기 또는 공기 프로판을 이용한 발열패널을 의미한다“ ” .

열 소음 차단 은 열 및 또는 소음 방지를 위하여 사용되어지는 재료 또는 그러한 재료의 시스“ / ” /

템을 의미한다 그 예는 유리섬유 또는 기타 폼 및 필름이 피복된 솜과 같은 재료를 포함한.

다.

영점 은 점화용 버너를 시편에 적용시키는 점을 의미한다“ ” .

시험장치(b)

그림 복사열 패널 시험 장치1.

복사열 패널 시험 장치 복사열 패널 시험 장치 그림 참조 에서 시험을 수행한다 각 시(1) . ( 1 ) .

험 후 매연을 제거할 수 있는 가스배출 시설이 있는 곳에 시험 장치를 둔다.

복사열 패널 시험 장치는 인치 길이에 인치 폭의 울타리 모양이55 (1397mm) 19.5 (495mm)

며 시편으로부터 인치 에서 최대 인치 높이의 크기여야 한다, 28 (710mm) 30 (762mm) .

카오울 판재와 같은 섬유질의 세라믹 단열재를 사용하여 옆 끝 면 및(Kaowool) MTM ,

윗면을 단열한다.

전면은 시험 중 샘플을 볼 수 있도록 인치의 통풍이 가능한 고온용, 52×12 (1321×305mm)

유리창을 설치한다 이동 가능한 시편 지지대에 접근이 가능하도록 창문 아래에 문을 설.

치한다 시험공간의 아랫면은 슬라이딩 식의 철재 플랫폼을 설치한다 플랫폼에는 높이를. .

조절할 수 있는 시편 지지대를 단단히 고정할 수 있는 장치가 있어야 한다.


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시험 장치는 외형이 가로 세로 각각 인치 인치 이며 높이가 인, 5.1 (129mm), 16.2 (411mm) , 13

치 내부 굴뚝이 있어야 한다 이 굴뚝은 시험장치 내부의 복사열원 반대편에 위(330mm) .

치해야 한다 굴뚝의 내부 치수는 가로 세로 각각 인치 인치 여야. , 4.5 (114mm), 15.6 (395mm)

한다 굴뚝은 시험장치의 꼭대기 부분까지 연장되어야 한다 그림 참조. ( 2 ).

그림 내부 굴뚝2.

복사 열원 복사열원을 주철 프레임 또는 이와 동등한 프레임에 고정시킨다 전기 패널은(2) . .

인치 폭의 복사판 개를 가지고 있어야 한다 패널은 인치 인치3 6 . 12 7/8 × 18 1/2

크기의 발열면을 가지고 있어야 한다 패널의 운영온도는 가(327×470mm) . 1,300 (704 )

되어야 한다 공기 프로판 패널은 작은 구멍이 나 있는 내열성 재료로 제작되어야 하며. ,

발열면의 크기는 인치 가 되어야 한다 패널의 운영온도는12×18 (305×457mm) . 1,500 (81

가 되어야 한다 그림 및 참조6 ) . 3a 3b

그림 전기 패널3a.


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그림 공기 프로판 복사 패널3b.

전기 복사 패널 전기 패널은 상 전기 에서 작동되는 것이어야 한다 단상( ) . 3 , 208volt .ⅰ

패널도 사용 가능하다 전기 패널의 운영 변수를 조절할 수 있는 반도체형240volt .

출력 조절기 및 마이크로 프로세서식의 조절기를 사용한다.

가스 복사 패널 복사 패널 연료로는 프로판 액체 프로판 가스 을 사( ) . ( - 2.1 UN 1075)ⅱ

용한다 패널의 연료 시스템은 대기압에서 공기와 가스의 혼합기를 만들 수 있는 벤.

투리 형식의 흡기구로 구성된다 패널에는 공기 및 연료의 흐름을 조절하고 확인할.

수 있는 적당한 장치가 있어야 한다 또한 공기 흐름 계기 공기 흐름 조절기 및 가. ,

스 압력계기를 포함해야 한다.

복사 패널 배치 패널을 수평 시편면에 대하여 각도로 하며 시편의 영점 위에( ) . 30° , 7ⅲ

인치 위에 위치하도록 하여 시험장치 내에 고정한다1/2 .

시편 고정 장치(3) .

시편의 위치조절을 위한 틀로서 슬라이딩 식 플랫폼을 사용한다 다양한 두께의 시편( ) .ⅰ

을 고정할 수 있도록 플랫폼의 위쪽 립에 브래킷을 부착시킬 수 있다 나비너트를 이(

용 시편을 판재 또는 판재 유럽의). Kaowool MTM 1260 Standard ( Thermal Ceramics

사에서 제작 또는 이와 동등한 판재에 둔다 이때 슬라이딩 식 플랫폼 바닥의 우묵) . ,

한 곳에 놓거나 브래킷의 바닥 위에 놓는다 시편의 두께에 따라 판재를 여러 겹 사, .

용할 수가 있다 샘플의 높이 요건을 만족시키기 위하여 일반적으로 이러한 불연성( ).

판재는 인치 두께로 제작된다 그림 참조1/4 (6mm) . 4. .

그림 에 제시된 인치 높이 이상의 슬라이딩 플랫폼은 샘플 높이 요건이4 2 (50.8mm)

만족되는 한 사용 가능하다.


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그림 슬라이딩 플랫폼4.

플랫폼의 뒷면에 인치 의 카오울 판재 또는( ) 1/2 (13mm) (Kaowool) MTM 41 1/2 × 8ⅱ

인치 크기의 기타 고온재를 부착시킨다 이 판재는 열을 보유하1/4 (1054 × 210mm) .

기도 하며 과도한 예열로부터 시편을 보호하기도 한다 이 판재의 높이는 슬라이딩, .

플랫폼의 움직임 시험장치의 안 밖으로 을 방해해서는 안 된다 플랫폼의 뒷면이 시( ) .

편의 과도한 예열을 방지하기에 충분하도록 플랫폼이 제작된 경우 슬라이딩 플랫폼,

을 열 때 리테이너 판재는 필요하지 않다, .

시편을 불 연소 판재에 수평으로 위치시킨다 시편 위에 인치( ) . 19×10 3/4 (483×273mm)ⅲ

의 시편용 개구를 가진 두께 인치 인치 크기의, 1/8 (3.2mm), 23×13 1/8 (584×333mm)

마일드 철재 로 제작된 고정용 프레임을 위치시킨다(mild steel) .

프레임의 앞 뒤 및 우측 위 테두리는 슬라이딩 플랫폼의 위쪽에 놓아야 한다 그리, .

고 아래쪽 테두리는 시편의 면을 단단히 고정할 수 있어야 한다 우측 아래쪽 테두4 .

리는 슬라이딩 플랫폼과 같은 높이여야 한다.

그림 면도5. 3

점화용 버너 시편을 점화하는데 사용하는 점화용 버너는 버너 끈 부위가 축(4) (Pilot burner).


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대칭이고 프로판 가스 공급배관에 인치 직경의 오리피스가 있는 번조메딕0.006 (0.15 mm)

사의 상업용 프로판 가스 벤투리 토치(BernzomaticTM commercial propane venturi torch)

이어야 한다 버너 튜브의 길이는 인치 이어야 한다 프로판 가스의 유량은. 2 7/8 (71 mm) .

인라인 조정기 를 통하여 가스압에 의해 조절되어야 하며 인치(in-line regulator) 3/4 (19

길이의 푸른색 내부 원뿔형 화염이 생성되어야 한다 인치 길이의 얇은mm) . 3/4 (19 mm)

금속 조각 같은 지시대를 화염 높이 조정을 위해 버너의 상단에 단단히 고정하여야 한다.

화염의 전체 길이는 약 인치 이어야 한다 점화상태에서 화염이 수평이 되고 시5 (127 mm) .

편면으로부터 적어도 인치 높이가 되도록 버너를 움직일 수 있어야 한다 그림2 (50 mm) . (

6)

그림 프로판 가스 점화용 버너6

열전대 시험챔버 내의 온도 감시를 위해(5) (Thermocouples). 24 American Wire

형 열전대를 설치한다 챔버 뒷면에 관통되어 있는 작은Gage(AWG), K (Chromel-Alumel) .

구멍을 통하여 열전대를 챔버 내로 삽입한다 열전대를 챔버 벽 뒷면으로부터 인치. 11

우측 면으로부터 인치 그리고 방사판으로부터 인치(279 mm), 11 1/2 (292 mm) 2 (51

떨어진 곳에 위치시킨다 그 이외의 열전대는 선택적으로 사용할 수도 있다mm) . .

열량계 열량계는 측정 범위가(6) . 0 - 5 Btu/ft2-sec (0 - 5.7 Watts/cm2 인 인치 원통형 수) 1

냉식 총 열유량 포일형 이어야 한다, , Gardon Gage .

열량계 교정 규격 및 절차(7) .

열량계 규격(i) .

포일 직경은 이어야 한다(A) 0.25 ± 0.005 in (6.35 ± 0.13 mm) .

포일 두께는 이어야 한다(B) 0.0005 ± 0.0001 in (0.013 ± 0.0025 mm) .

포일 재료는 열전쌍 등급의 콘스탄탄이어야 한다(C) .

온도 측정은 구리 콘스탄탄 열전쌍이어야 한다(D) .

구리 중심선 직경은 이어야 한다(E) 0.0005 in (0.013 mm) .

열량계의 전체 면은 또는 그 이상의 방사율을 가진 페인트로 엷게(F) 96 Black Velvet

입혀져 있어야 한다.

열량계 교정(ii) .

교정 방법은 유사한 표준 변환기와 비교하는 것이어야 한다(A) .

표준 변환기는 이 부록의 항에 제시된 규격에 적합한 것이어야 한다(B) VI(b)(6) .

국가 표준기술협회 의 표준과 대조하여 표준 변환기를 교정한다(C) (NIST) .

변환방법은 가열된 흑연판 이어야 한다(D) (graphite plate) .

(E) 흑연판은 전기적으로 가열되어야 하고 각 면은 적어도 2 in × 2 in (51 mm × 51 mm)

면적의 깨끗한 면이어야 하고 두께는 이어야 한다1/8 ± 1/16 in (3.2 ± 1.6 mm) .


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개의 변환기를 동일한 거리로 판의 양면 중앙에 위치시킨다(F) 2 .

(G) 판에서 열량계의 거리는 이상 이하이어야 한다0.0625 in (1.6 mm) , 0.375 in (9.5 mm) .

측정에 사용된 범위는 적어도(H) 0-3.5 Btus/ft2-sec (0-3.9 Watts/cm2 이상) 0-5.7

Btus/ft2-sec (0-6.4 Watts/cm2 이하 이어야 한다) .

사용된 기록장치는 개의 변환기를 동시에 기록하거나 또는 각각에 대해 초 내로(I) 2 1/10

기록하여야 한다

열량계 고정장치 챔버로부터 뽑아낸 슬라이딩 플랫폼에 열량계 고정 프레임을 장착하고(8) .

비연소성 재질의 박판을 고정 프레임에 인접한 슬라이딩 플랫폼 바닥에 깐다 이는 측정.

동안에 열손실을 방지하기 위한 것이다 프레임은 깊이 전면에서 뒷. 13 1/8 in (333 mm) (

면까지 폭 이어야 하고 슬라이딩 플랫폼 상단에 놓여 있어야 한다), 8 in (203 mm) . 1/8

두께의 편평한 강철로 만들어 져야 하고 슬라이딩 상단 높이의in (3.2 mm) 1/2 in (12.7

두께의 내화성 판을 수용하는 출구가 있어야 한다 판에는 열량계 삽입을 위한mm) . 1 in

직경의 구멍이 세 개가 있어야 한다 첫 번째 구멍 위치 중심에서 방사판(25.4 mm) . (“0” )

까지의 거리는 이어야 한다 첫 번째 구멍 중심선에서 두7 1/2 ± 1/8 in (191 ± 3 mm) .

번째 구멍 중심선까지의 거리는 이어야 한다 또한 두 번째 구멍의 중심선2 in (51 mm) .

에서 세 번째 구멍 중심선까지의 거리도 동일한 값이어야 한다 그림 첫 번째 구멍의. ( 7)

중심선에서 방사판까지의 높이와 구멍간의 거리가 이 항에서 기술된 바와 동일하다면 구

조가 다른 열량계 고정프레임도 사용가능하다.

측정값의 기록 열량계와 열전대의 출력을 측정하고 기록할 수 있는 적(9) (Instrumentation).

절한 범위의 교정된 기록장치 또는 전산화된 데이터 획득장치를 준비한다 데이터 획득장.

치는 측정 동안 매초 열량계 출력을 측정할 수 있는 것이어야 한다.

시간 측정장치 점화용 버너 의 적용 시간을 측정하기 위해 시간당(10) . (pilot burner flame) ±

초의 정확도를 가진 스톱워치 또는 기타의 장비를 준비한다1 .

시험 시편(c)

시편의 준비 최소 세 개의 시험 시편을 준비하고 시험한다 만약 방향성 필름으로 덮인(1) . .

재료라면 감싸지고 채워진 방향 모두에 대해 시편을 준비하고 시험한다.

시편의 구성 차단재 솜 필름 면 테이프 등을 포함한 구성에 사용된 모든 재질로 시험(2) . ( , , , )


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시편을 만든다 폼 또는 섬유유리 같은 속 재료 조각을 자르고 이를 감싸기에 충분. (foam)

한 크기의 사용하고 있다면 필름 포장 재료를 자른다 유리섬유 표본을 준비하는 데는( ) .

유리섬유를 압축시킬 필요 가 없는 열봉합 방법을 권장한다("box sample") (Heat sealing) .

열로 봉합되지 않는 포장 재료는 속 재료를 압축시키지 않고 측면을 죄이기에 충분한 여

유 길이를 가지고 있다면 철쇠로 고정 꿰매거나 테이프로 붙여도 무방하다 고정방법은, .

접합선의 길이 방향으로 가능한 연속적이어야 한다 시편 두께는 항공기에 장착되는 것과.

동일하여야 한다.

시편의 치수 슬라이딩 플랫폼 틀에 시편을 알맞게 배치하기 위해서는 유리섬유 같은 비(3) .

고체 속 재료를 폭 길이 로 자른다 폼 같은12 1/2 in (318 mm), 23 in (584 mm) . (foam)

고체 재료는 슬라이딩 플랫폼 틀에 적당히 맞추고 편평한 노출 면이 틀의 구멍과 동일하

도록 하기 위해 폭 길이 로 자른다11 1/2 ± 1/4 in (292 ± 6 mm), 23 in (584 mm) .

시편의 보관조건 시험 전 적어도 시간 동안 시편을 상대 습도(d) . 24 70 ± 5 (21 ± 2 ),

인 조건에서 보관하여야 한다55±10% .

장치 측정(e) .

챔버 외부의 슬라이딩 플랫폼으로 열량계 고정 프레임을 장착한다 플랫폼을 챔버로 밀어(1) .

넣어서 열량계를 첫 번째 구멍 위치 으로 삽입한다 그림 슬라이딩 플랫폼 아래에(“0” ) . ( 7)

있는 바닥 문을 닫는다 이 때 열량계의 중심선에서 방사판까지의 거리는. 7 1/2 ± 1/8 in

이어야 한다 방사판을 가열하기 전에 열량계 면을 청결히 하고 물이 열량(191 ± 3 mm) .

계를 통하여 흐르도록 하여야 한다.

방사판 가열 연료 공기 혼합기체를 위치에서(2) . / "0" 1.5 Btus/ft2-sec ± 5% (1.7 Watts/cm2 ±

가 되도록 조절한다 만약 전기판을 사용하면 적절한 열량이 되도록 전력 조절기를 조5%) .

정한다 장치가 정상상태가 되도록 하여야 한다 이는 시간이 소요될 수도 있다 이 동안. .( 1 .)

에는 점화용 버너를 끄고 작동 정지상태로 두어야 한다.

정상상태에 도달한 이후 열량계를 위치 첫번째 구멍 로부터 번 위치로(3) “0” ( ) 1 2 in (51 mm)

가량 옮기고 열량을 기록한다 열량계를 번 위치로 옮기고 열량을 기록한다 각 위치에. 2 .

서 열량계가 안정될 수 있도록 충분한 시간이 있어야 한다 표 은 세 번째 위치에서 전. 1

형적인 측정값을 기술하고 있다.

표 측정표1 --

위치 Btu's/ft 2-sec Watts/cm 2

위치“0” 1.5 1.7

번 위치1 1.51-1.50-1.49 1.71-1.70-1.69

번 위치2 1.43-1.44 1.62-1.63

바닥 문을 열고 열량계와 고정장치를 제거한다 고정장치가 매우 뜨겁기 때문에 주의해야(4) .

한다.

(f)

(1) . 2 in (51 mm) .

.

(2) .

. “0” 7 1/2 ± 1/8 in (191 ± 3

mm) .


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(3) . ( )

(7 1/2 ± 1/8 in (191 ± 3 mm)) ( )

. /

. (

) . 2 in (51 mm)

3 ± 1/2 in (76 ± 13 mm)

.

.

(4) .

(5) “0”

. 27 1/2 in (12 mm)

. ( 7) 8 (stop)

.

그림 프로판 가스 버너 제어장치8

(6) 15 2 in (51 mm) .

(g)

(1) .

(2) .

(3) . 2 in .(

)

(4) .

(h)

(1) 2 in (51 mm)

.

(2) 3 .


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열 소음 차단재의 화염 관통성 시험방법Part - /Ⅶ

비행기에 사용되는 열 소음 차단재가 고온의 화염에 노출되었을 때의 화염관통성을 평가하는/

경우에는 다음의 시험방법을 사용한다.

정의(a)

화염관통시간 은 버너 의 화염이 시편을 관통하는데 소요되는 시간과 차단블랭킷“ ” (burner)

시험 프레임의 전면에서 안쪽으로 떨어(insulation blanket) (inboard side) 12 inch(30.5 cm)

진 지점에서 측정한 열유량 이(heat flux) 2.0 Btu/ft2 sec (2.27 W/cm2 에 도달하는데 소요되)

는 시간 중 작은 값을 의미한다 화염관통시간은 각각의 차단 블랭킷 시편 안쪽면에서 측정.

한다.

차단블랭킷 시편 은 시험장치의 양면에 수직방향에 대하여 도 기울기로 위치한 두개의 시“ ” 30

편 중 하나를 의미한다.

시편세트 는 두개의 차단블랭킷 시편을 의미하며 동일한 방법과 재료를 사용하여 생산된 것“ ”

이어야 한다.

시험장치(b)

시험장치의 구조는 그림 과 그림 에 표시된 바와 같으며 워밍업을 하는 동안에는 화염(1) 1 2

이 시편에 닿지 않는 각도로 버너의 회전이 가능해야 한다.

시험버너 시험버너는 과 같이 총 모양을 갖도록 개조되(2) . Park Model DPL 3400 (gun-type)

어야 한다 화염특성은 버너의 설정에 크게 좌우된다 정확한 화염을 생성하기 위해 연료. .

압력 노즐의 안 길이 고정자 의 위치 및 공기흡입량과 같은 인자를 적절히, (depth), (stator)

조절해야 한다.

노즐 노즐은 연료의 유량이 공칭 이 될 수 있도록 연료압력을(i) . 6.0 gal/hr (0.378 L/min)

유지하여야 한다. 100 lb/in2 에서 공칭 정격유량이 인 에(0.71 MPa) 6.0 gal/hr Monarch

서 제조한 노즐이 적절한 분사패턴을 형성한다80[deg] PL (hollow cone) .

그림 화염관통시험을 위한 시편 고정장치1


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15231

그림 화염관통시험장치2


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그림 버너 흡출관 확장 콘의 도해3


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연료레일 연료레일을 조정하여 연료노즐이 출구 고정자의 끝 면으로부터 안(ii) (fuel rail).

쪽으로 에 위치할 수 있도록 해야 한다 출구 고정자는 흡출관0.3125 inch (8 mm) . (draft

의 끝에 장착해야 한다tube) .

내측 고정자 흡출관의 중간에 위치한 내측 고정자는 연료노즐의 끝단으(iii) (internal stator).

로부터 의 깊이에 위치하여야 한다 고정자는 일체형 점화기가 흡출3.75 inch (95 mm) .

관 안쪽 방향으로 보았을 때 시와 시 위치의 중간 각도에 위치할 수 있도록 배치되10 11

어야 한다 온도 및 열유량 요구조건이 본 부록의 의 요구조건에 적합할 경우에는. VII(e)

점화기 각도상의 약간의 오차를 허용할 수 있다.

송풍팬 버너에 공기를 주입하는데 사용되는 원통형 송풍팬의 직경은(iv) . 5.25 inch (133

이어야 하고 폭 은 이어야 한다mm) , (width) 3.5 inch (89 mm) .

버너 콘 의 버너 확장 콘을 흡출관 끝단에 장착한(v) . 12±0.125 inch (305±3 mm) (extension)

다 콘의 출구의 높이는 이어야 하고 폭은. 6±0.125 inch (152±3 mm) 11±0.125 inch

이어야 한다 그림 참조(280±3 mm) ( 3 ).

연료 또는 이와 동등한 국제규격의 연료를 사용한다 유량은(vi) . JP-8, Jet A . 6.0±0.2 gal/hr

이어야 한다 앞의 연료를 사용할 수 없다면 공칭 유량 온도 및(0.376±0.0126 L/min) . ,

열유량이 측정값이 본 부록의 의 요구조건에 적합한 경우에는 연료 등VII(e) ASTM K2 (2

급 케로신 또는 연료 등급 연료유 또는 디젤유 를 사용할 수 있다) ASTM D2 (2 ) .

연료압력 조정기 공칭 유량 로 조정된 연료압력 조정기가 있(vii) . 6.0 gal/hr (0.378 L/min)

어야 한다 유량이 공칭 이고 노즐의 분무각이 형과 같은 인 경. 6.0 gal/hr 80 deg(PL )

우 연료의 작동압력이 100 lb/in2 일 때 유량은(0.71 MPa) 6.0±0.2 gal/hr

이 된다(0.378±0.0126 L/min) .

계측 기구 및 장비(3)

온도 및 열유량을 측정하기 위해서 열량계와 열전쌍 레이크 가 포함되도록 각각의(i) (rake)

계측기구를 조립한다 계측기구는 버너를 별 어려움 없이 시험기구 위치에서 열유량 또.

는 온도 위치까지 이동시킬 수 있도록 위치되어야 한다.

열량계 열량계는 총 열유량 포일형 로서 측정범위가(ii) . , Gardon Gage 0-20 Btu/ft2-sec

(0-22.7 W/cm2 이고 정확도는 지시값의 이어야 한다 열 유량 계측 방법은 이 부) ±3% .

록의 을 따라야 한다VI(b)(7) .

열량계의 장착 계측이 이루어지는 동안에 열 유량 계측기구에 부착되는 넓이(iii) . 6×12

두께 의 차단블럭에 열±0.124 inch (152 × 305 ±3 mm), 0.75±0.125 inch (19 ± 3 mm)

량계를 장착한다 차단블럭이 성능이 저하되는 지를 감시하고 필요한 경우에는 교체한.

다 필요한 경우에는 열량계의 표면이 시험버너의 콘의 출구면과 평행을 이루도록 장착.

상태를 조정해야 한다.

열전쌍 크기가 인 세라믹으로 충전되고 금속(iv) (thermocouple). 1/8 inch (3.2 mm) (packed)

으로 덮인 형 접지접합식 열전쌍 개(sheathed), K (Chromel-alumel) (grounded junction) 7

와 공칭 크기의 도선 을 준비한다 열전쌍을24 American Wire Gage(AWG) (conductor) .

철재 선반에 부착하여 계측기구에 열전쌍 레이크를 구성한다 그림( 5).

풍속 측정장치 바람개비형 풍속 측정장치를 사용하여 버너로 유입되는 공기(v) . (vane-type)

의 속도를 측정한다 가 적합하다 측정장치를 버너. Omega Engineering Model HH30A .

의 입구에 부착할 때는 측정장치를 통하지 않고 공기가 버너로 유입되어 측정값에 오류

가 발생하는 것을 방지하기 위해 적절한 어댑터를 사용해야 한다 매연이 흡입되어 풍.


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속 측정장치에 손상을 가하는 것을 방지하기 위해서는 폭 길이4 inch (102 mm), 20 ft

의 유연성있는 덕트를 사용하여 버너 흡입구에 오염되지 않은 공기가 공급되도(6.1 m)

록 해야한다.

시편 장착 프레임 시편을 장착할 프레임은 그림 에 나타낸 것처럼(4) . 1 1/8 inch (3.2 mm)

두께의 철로 제작하여야 한다 단 중앙의 수직정형재 는 뒤틀림을 최소화하기 위. , (former)

해 의 두께로 한다 시편 장착 프레임의 스트링거 수평방향 는 팽창으1/4 inch (6.4 mm) . ( )

로 인하여 전체 구조가 뒤틀리는 현상이 발생하지 않도록 시험 프레임부 수직방향 에 볼( )

트로 체결하여야 한다 개의 차단 블랭킷 시편을 장착하기 위한 프레임의 구조는 그림. 2 2

와 같다.

열량계 그림 과 같이 차단용 시편 뒤쪽에 두개의 총 열유량 형 열량계를 장착(5) . 6 Gardon

하여 시편 장착 프레임의 후면에서 계측이 이루어질 수 있도록 한다 열량계는 버너 콘의.

중심선과 동일평면 상에서 시험 프레임의 수직방향 중심선으로부터 떨4 inch (102 mm)

어진 곳에 위치하도록 한다.

열량계는 총 열유량 포일형 로서 측정범위가(i) , Gardon Gage 0-20 Btu/ft2-sec (0-22.7

W/cm2 이고 정확도는 지시값의 이어야 한다 열유량 계측 방법은 이 부록의) ±3% .

을 따라야 한다VI(b)(7) .

측정값의 기록 열량계와 열전쌍의 출력을 적절한 범위에서 측정하고 기(6) (instrumentation).

록할 수 있는 전위차 기록계 또는 기타 적당한 장비를 준비한다(potentiometer) .

시간 측정장치 의 정밀도를 가진 스톱워치 또는 기타의 장비를 준비하여 버너 화염(7) . ±1%

의 작용시간과 화염관통시간을 측정한다.

시험 챔버 공기의 움직임으로 인한 흔들림을 줄이거나 미연에 방지하기 위해서 적절한(8) .

조건의 챔버에서 시험을 수행해야 한다 챔버 바닥면적은 최소. 10 × 10 ft (305 × 305

가 되어야 한다cm) .

환기 후드 시험 챔버에는 시험과정에서 발생한 연소물을 제거할 수 있는 배기계통이 있(i) .

어야 한다.


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그림 열량계의 버너 콘에 대한 상대위치4


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그림 열전쌍 레이크의 버너 콘에 대한 상대위치5


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그림 후면에 위치한 열량계의 시편 프레임에 대한 상대위치6


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시편(c)

시편의 준비 형상과 구성이 동일한 시편 세트를 적어도 개 준비한다(1) . 3 .

차단 블랭킷 시편(2) .

섬유유리와 같이 형태의 재료인 경우 블랭킷 시편은 마감처리가 되어 있어야 하고(i) batt ,

열봉합된 필름 가장자리를 제외한 너비는 길이는(finished) 32 inch (81.3 cm) 36 inch

이어야 한다(91.4 cm) .

경식 또는 기타 형태가 아닌 차단재의 경우 마감처리된 시편은 실제 장착(ii) batt , (finished)

하는 방식과 동일한 방식으로 시험기구에 장착할 수 있어야 한다.

조립 주요부재 차단재 방화재 및 방습재 와 조립공정 통상적인 이음방법 및 마감방법 을(3) . ( , ) ( )

사용하여 시험에 사용할 시편을 각각 만든다.

방화재 차단 블랭킷에 방화재가 사용되는 경우에는 실제 장착형상(i) (fire barrier material).

을 고려하여 방화재를 위치시켜야 한다 예를 들면 방화재가 차단재의 외측에 위치하고. ,

방습재의 내측에 위치하는 경우 시편에도 이와 동일한 방식으로 위치시켜야 한다, .

차단재 블랭킷에 종 이상 성분 밀도 등 의 절연재를 사용하는 경우 시편 세트를 마련(ii) . 2 ( , ) ,

할 때에는 실제 사용되는 차단재의 조합을 고려하여야 한다 그러나 유사한 차단재의. ,

조합을 사용하는 일부 블랭킷 형식의 경우 이러한 다양한 조합을 한 가지 범주로 분류,

하는 것이 가능하다면 각각의 조합에 대하여 시험을 수행할 필요는 없다.

방습필름 블랭킷 조립품에 사용되는 방습필름의 종류가 가지(iii) (Moisture barrier film). 2

이상인 경우 각각의 조합에 대하여 개별적으로 시험을 수행하여야 한다 예를 들면 화, . ,

염관통성을 향상시키기 위하여 필름을 차단재와 함께 사용하는 경우에는 동polyimide

일한 차단재를 필름과 사용하였을 경우에 대하여서도 시험하여야 한polyvinyl fluoride

다.

시험 프레임에의 장착 그림 에 나타낸 것처럼 철재 스프링 형식의 클램프를 사용(iv) . 7 12

하여 블랭킷 시편을 시험 프레임에 부착한다 클램프를 사용하여 외측과 중앙의 수직정.

형재 의 적절한 위치에 블랭킷을 고정시킨다 각 수직정형재마다 개의(vertical former) ( 4

클램프를 사용한다 클램프의 크기는 가 되어야 한다 상단과 하). 1×2 inch (25×51 mm) .

단에 사용할 클램프는 상단과 하단으로부터 되는 지점에 위치하도록6 inch (15.2 cm)

하고 중간 부분에 사용하는 클램프는 상단과 하단의 클램프로부터 각각 8 inch (20.3

되는 지점에 위치하도록 한다cm) .

주 그림 과 같이 블랭킷을 설치할 수 없는 경우에는 에서 승인한 방법을 따라( : 7 FAA

설치하여야 한다.)

보관조건 시험을 수행하기 전 최소 시간 동안은 시편을(v) (Conditioning). 24 70±5 (21±

상대습도 인 조건에서 보관하여야 한다2 ), 55±10% .


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그림 시험 프레임에 시편을 장착한 모양7

장치의 준비(d)

열량계 및 열전쌍 레이크가 버너 콘에 정렬될 수 있도록 프레임 조립체의 높이와 중심선(1)

을 조정한다.

시험챔버의 환기용 후드를 작동시킨다 버너 송풍기를 작동하여서는 안된다 바람개비형(2) . .

풍속계 또는 이와 동등한 측정장비를 사용하여 시험챔버의 공기유속을(vane anemometer)

측정한다 상부에 위치한 차단 블랭킷 시편의 최상단 바로 뒤에서 측정한 풍속의 수직성.

분은 범위에 있어야 한다 이 지점에서 풍속의 수평성분100±50 ft/min (0.51±0.25 m/s) .

은 보다 작아야 한다50 ft/min (0.25 m/s) .

유속 측정기를 사용할 수 없는 경우에는 눈금이 표시되어 있는 적절한 크기의 실린더를(3) ,

사용하여 유량을 측정한다 점화계통이 꺼져 있는지를 확인한 후 버너 모터 연료 펌프를. /

작동시킨다 플라스틱 또는 고무튜브를 사용하여 분 동안 연료를 눈금이 표시되어 있는. 2

실린더에 모은다 시간 당 갤런 단위로 유속을 환산한다 연료의 유속은. . 6.0±0.2 gal/hr

이 되어야 한다(0.378±0.0126 L/min) .

조정(e)

버너 콘 출구의 수직면이 열량계의 표면으로부터 떨어지도록(1) 4±9.125 inch (102±3 mm)

버너를 열량계 앞의 정중앙에 위치시킨다 버너 콘의 수평방향 중심선과 열량계의 수평방.

향 중심선과의 간격 이 가 되도록 하여야 한다 열량계의 위치에 변화가 없도(offset) 1 inch .

록 주의하면서 중앙의 열전쌍 개중 번째 이 버너 콘의 중심선에 오도록 버너를 회전시(7 4 )

킨다 버너 콘의 수평방향의 중심선이 열전쌍 말단부의 수평방향 중심선 아래에. 1 inch


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위치하여야 한다 콘과 열량계 및 열전쌍 레이크가 적절히 정렬되었는지를 확인하기 위해.

버너를 각 해당 위치로 회전하여 측정치를 다시 점검한다 주 열량계와 열전쌍에 대하. ( :

여 버너 콘의 중심을 적절하게 맞출 수 있도록 시험 버너 장착계통에 멈춤장치 가(detent)

포함되어 있어야 한다 이렇게 함으로서 측정과정에서 버너를 신속히 위치시킬 수 있다. .)

풍속 측정 장치부 주위로 공기가 유출될 수 있는 틈이 없도록 어댑터 또는 에 풍속(2) airbox

측정기를 위치시킨다 연료 솔레노이드와 점화기가 꺼져 있는지를 확인한 후 송풍기 모터. /

를 가동한다 흡입되는 공기의 속도가 가 되도록 조정한 후 송풍. 2150 ft/min (10.92 m/s) ,

기 모터의 작동을 중지한다 주 풍속측정기의 직경은 이다/ . ( : Omega HH30 2.625 inch .

단면적(0.03758 ft2 에 풍속 을 곱하면 흡입유량) (2150 ft/min) 80.80 ft3 을 계산할 수 있/min

다 계산된 유량이. 80.80 ft3/min (2.29 m3 에 상당할 경우에는 이외의 풍속/min) HH30

측정기도 사용할 수 있다.)

버너를 시험위치에서 워밍업 위치로 회전시킨다 버너를 점화하기 전에 열량계에 물이 정(3) .

상적으로 흐르고 있는지와 열량계의 앞면에 검댕과 같은 이물질이 부착되지 않은 깨끗한

상태인지를 확인해야 한다 버너 콘에 연소잔류물 검댕 등이 남았는지 확인하여 깨끗이. ,

한다 버너 콘 내부에 검댕이 남아 있으면 화염특성에 영향을 미칠 수 있기 때문에 정확.

한 측정이 어렵게 될 수 있다 버너 콘은 시간에 따라 뒤틀릴 수 있기 때문에 주기적으로.

치수를 확인하여야 한다.

그림 버너 정보 및 조정 기준8

버너가 워밍업 위치로 회전되어 있는 상태에서 송풍기 모터 점화기와 연료공급기의 전원(4) / ,

을 켜서 버너를 점화시킨 후 분간 워밍업 한다 버너를 측정위치로 이동하여 분 동안2 . 1

열전쌍을 안정화시킬 수 있도록 한다 분이 지나면 초 동안 매 초의 열유량을 기록한. 1 30

다 버너를 끈 후 버너를 작동 위치에서 회전시켜 냉각시킨다 초 동안의 평균 열유량. , . 30

을 계산한다 평균 열유량은. 16.0±0.8 Btu/ft2-sec (18.2±0.9 W/cm2 이 되어야 한다) .

버너를 열전쌍 레이크의 전면부에 위치시킨다 정렬 상태를 확인한 후 버너를 워밍업 위(5) .

치로 회전시킨 후 송풍기 모터 점화기와 연료공급기의 전원을 켜서 버너를 점화하여 분/ , 2

간 워밍업 한다 버너를 측정위치로 움직여서 분 동안 열전쌍을 안정화시킬 수 있도록. 1

한다 분이 지나면 초 동안 개 각각의 열전쌍의 매 초의 온도를 기록한다 버너를 끈. 1 30 7 .


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후 버너를 작동 위치에서 회전시켜 냉각시킨다 각 열전쌍에 대하여 초 동안의 평균, . 30

온도를 계산하여 기록한다 각 열전쌍의 평균 온도는 의 범위를. 1900±100 (1038±56 )

만족하여야 한다.

열 유량과 온도 중 하나라도 규정된 범위를 벗어난 경우에는 적절한 값에 도달할 때까지(6)

버너로 흡입되는 공기의 속도를 조정하고 상기 와 의 절차를 반복한다 흡입 공기의(4) (5) .

속도는 의 범위를 만족하여야 한다2150±50 ft/min (10.92±0.25 m/s) .

각각의 시험을 수행하기 전에 위의 사항이 만족되도록 조정작업이 이루어져야 한다 불일(7) .

치 사항이 없다는 것이 확인되었으면 시험을 수행할 수 있다 그러나 각 시험의 전후에는.

조정작업을 수행하여야 한다.

시험절차(f)

차단 블랭킷 시편을 시험 프레임에 고정시킨다 차단 블랭킷은 그림 에 제시된 지점에(1) . 7 4

개의 스프링 클램프를 사용하여 시험기구 의 중앙에 위치한 수직정형재에 부착한(test rig)

다 이 부록의 또는 항의 기준에 따른다( (c)(4) (c)(4)(i) .)

버너 콘의 수직면과 시편 프레임의 수평방향 스트링거의 외측면과의 거리가(2) 4±0.125 inch

의 범위에서 유지될 수 있도록 해야 한다 또한 버너와 시험 프레임의 수직(102±3 mm) .

방향에 대한 기울기는 도를 유지하여야 한다30 .

시험을 시작할 준비가 되면 버너를 시험 위치에서 워밍업 위치로 떨어뜨려서 화염이 시편(3)

에 미리부터 영향을 주지 않도록 한다 전원을 켜고 버너를 점화하여 작동상태가 안정될.

수 있도록 분간 작동시킨다2 .

시험을 수행하기 위하여 버너를 시험위치로 회전시킴과 동시에 시간을 측정하기 시작한(4) 다.

시편을 버너 화염에 분간 노출시킨 후 버너를 끈 다음 바로 버너를 돌려 시험위치에서(5) 4

이탈시킨다.

(6) 화염관통시간 또는 열 유량이 2.0 Btu/ft2-sec (2.27 W/cm2 를 초과하게 된 시점을 확정한)

다.

보고서 작성(g)

시편을 확인하고 상태를 기록한다(1) .

시험한 차단 블랭킷 시편의 번호를 기록한다(2) .

화염이 관통하였다면 화염관통시간을 기록하고 차단 블랭킷 시편의 후면에서 측정한 열(3) ,

유량의 최대값과 도달 시간을 기록한다.

합격기준(h)

두개의 차단 블랭킷 시편 모두 분 이내에 화염을 관통시켜서는 안된다(1) 4 .

두개의 차단 블랭킷 시편 모두에 대해서 시험기구의 표면으로부터 화염이 직접 닿지 않는(2)

차단재에 면한 방향으로 떨어진 지점에서 측정한 열 유량이12 inch (30.5 cm) 2.0

Btu/ft2-sec (2.27 W/cm2 를 초과하지 않아야 한다) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15242

부록 연속돌풍 설계 기준G

수직방향 및 횡방향의 연속 난류에 대한 비행기의 동적 응답성을 설정하는데 있어 보다 합리적

인 기준이 없는 한 이 부록의 연속돌풍 설계 기준을 적용하여야 한다 임무분석과 설계 영역.

선도 해석에는 후술하는 돌풍하중에 대한 요구조건을 적용한다.

연속난류 개념을 이용하는 제한돌풍하중은 이 부록의 항 또는 항과 항의 기준에(a) (b) (c) (d)

따라 결정하여야 한다.

설계영역선도의 해석 제한 하중은 다음에 따라서 결정한다(b) : .

항에 규정되어 있는 모든 임계고도 중량 및 중량분포 및 이 부록 항에 언(1) 25.321(b) , (b)(3)

급되어 있는 범위 내의 모든 임계속도를 고려하여야 한다.

(2) A 값 하중증분의 제곱평균값과 돌풍속도의 제곱평균값의 비율 은 동적 해석을 통해 결( )

정하여야 한다 대기 난류의 파워스펙트럼 밀도는 다음의 식으로 구한다. .

φ(Ω ) = σ 2Lπ

1+83(1.339 LΩ) 2

[1+ (1.339 LΩ) 2]11/6

여기서

φ 파워 스펙트럼 밀도= - ( (m/ sec ) 2)/(rad/m) )

σ 돌풍속도의 제곱평균= (m/sec)

Ω 감소 주파수= (rad/m)

L = 762m (2500ft)

제한하중은 동적 해석을 통해 구한(3) A 값에 다음 사항들과 같이 구한 돌풍속도, U σ를

곱해서 구해야 한다.

속도 에서 진돌풍속도(i) Vc : U σ는 고도 의 사이에서0 9,140m(0 30,000ft)～～

이며 고도 까지 직선적으로 감소해서26m/sec(85ft/sec) , 14,000m(80,000ft) 9 m/sec

가 된다 감항당국이 충분한 운항 경험이 있는 비행기의 설계와 동등하다고(30ft/sec) .

인정하는 경우 가 에서 사이에 있을 때Vc 23m/sec(75ft/sec) 26m/sec (85ft /sec)

U σ는 고도 에서 해당 값으로부터 까지 직선적6,100m (20,000ft) 24,400m(80,000ft)

으로 까지 감소하는 값을 택할 수 있다 유사한 설계와의 비교평가9m/sec(30ft/sec) .

시에는 다음과 같은 사항들을 고려한다.

새로운 설계에 전달되는 기능은 유사한 설계와 비교할 때 난류 응답성에 많은 영향(1)

을 주는 통상적이지 않은 즉 모드응답이 합체되어 하중이 상당히 증대되는 결과를,

가져올 수 있는 것과 같은 특성을 보이지 않아야 한다.

새로운 비행기의 운항 임무는 유사한 설계와 실질적으로 동등하여야 한다(2) .

유사한 설계에 의해 선택된(3) U σ가 적절하다는 것이 검증되어야 한다.

속도 에서의(ii) VB U σ는 이 부록 항에서 얻은 값의 배이어야 한다(b)(3)(i) 1.32 .

속도 에서의(iii) VD U σ는 이 부록 항에서 얻은 값의 배이어야 한다(b)(3)(i) 1/2 .

(iv) VB와 VC 사이 및 VC와 VD사이의 속도에서 U σ값은 선형보간으로 얻는다.

해석에 있어 안정성증대 시스템을 포함하는 경우 제한하중 범위에서의 비선형 하중으로(4) ,

인한 영향이 실질적 또는 보수적으로 고려되어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15243

임무 분석 제한하중은 다음과 같이 결정한다(c) : .

예상되는 비행기의 용도는 하중분포와 속도 고도 총중량 중량중심 등의 시간에 따른(1) , , ,

변화가 결정되는 하나 이상의 비행형상을 대표하는 것이어야 한다 이러한 비행형상들은.

해석을 위해서 부분이나 블록으로 나누고 각 부분에서 해당 매개변수들의 평균치 또는

유효 수치들이 결정되어야 한다.

이 부록 항에서 정의되는 각 운항부분에 대한(2) (c)(1) A 및 값을 해석을 통해 결정하N0

여야 한다. A 는 하중증분의 제곱평균값과 돌풍속도의 제곱평균값의 비율로 정의되며,

는 주파수에 대한 하중의 파워 스펙트럼 밀도 함수의 선회 반경이다 대기 난류의N0 0 .

파워 스펙트럼 밀도는 이 부록 항의 식으로 구한다(b)(2) .

선택한 각 하중 및 응력량에 대해 초과주기는 다음 방정식을 사용하여 하중크기의 함수(3)

정해야 한다.

N(y) = ∑ tN o[P 1exp (- | |y - y one - gb 1A

)+P 2exp (- | |y - y one - gb 2A

)]여기서,

절대값|...| =

선택한 시간간격t =

하중 또는 응력y =

y one - g 수평비행에서의 하중 또는 응력= 1g

단위 시간에 하중 또는 응력 지시치를 초과의 평균 횟수N(y) =

∑ 모든 비행 구분의 합=

N o , A 이 부록 항에서 정의한 동적해석을 통해 결정하는 변수= (c)(2)

P 1, P 2, b 1, b 2 이 부록 그림 과 그림 에서 찾을 수 있는 돌풍속도 제곱평균값의= 1 2

확률분포를 결정하는 파라미터 제한돌풍 하중은 초과주기 곡선에서 시간당 초과주기가

2× 10 -5을 넘어서는 곳에서 찾는다 제한하중을 결정하는데 있어서는 음 양의 방향 모두. ,

를 고려하여야 한다.

돌풍하중을 줄이기 위해 안정성 증대 시스템을 사용하는 경우 시스템이 작동하지 않을(4) ,

수 있는 시간 동안의 비행부분을 고려해야 한다 이 부록 항의 비행형상에는 이 비. (c)(1)

행부분에 대해 시스템이 작동하지 않을 때의 비행도 포함해야 한다 해석에 있어 안정성.

증대 시스템을 포함하는 경우 제한하중 범위에서의 비선형 하중으로 인한 영향을 실질적,

또는 보수적으로 고려해야 한다.

추가 설계 영역곡선의 해석 이 부록 항에 정의한 제한하중에 추가하여 다음 사항의(d) : (c) ,

경우를 제외하고 이 부록 항에 따라 정하여야 한다(b) .

이 부록 항에서 고도 에서 진돌풍속도(1) (b)(3)(i) , 0 9,140m(0 30,000ft)～～ U σ =26m/sec

는 로 대체하고 선형적으로 감소하여 고도(85ft /sec) 18.3m/sec(60ft/sec) 24,400m

에서의 진돌풍속도는 가 된다(80,000ft) 7.6m/sec(25ft/sec) .

이 부록 항에 있어 항에서 항까지의 기준은 항에 따라 수정한 항(2) (b) (b)(3)(i) (b)(3)(iii) (d)(1)

목을 기준으로 한 것으로 간주한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15244

그림 1 P 1, P 2 값

그림 2 b 1, b 2 값


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15245

부록 계속 감항성 유지를 위한 지침H

일반H25.1

이 부록 절 절의 요구사항을 충족하기 위한 계속 감항성 유지를 위한 지침(a) 25.1529 , 25.1729

서를 작성하는데 필요한 사항을 명시한 것이다.

비행기에 대한 계속 감항성 유지를 위한 지침서는 엔진과 프로펠러 이후 생산품이라 칭하(b) ( ‘ ’

기로 함 와 장비들에 대한 계속 감항성 유지를 위한 지침서와 이들 생산품 및 장비를 비행)

기에 장착에 있어 필요한 모든 정보를 포함하여야 한다 비행기에 장착되는 장비 또는 생.

산품의 제조자가 계속감항성을 위한 지시서를 공급하지 않는다면 비행기의 계속 감항성,

유지를 위한 지침서에 계속감항성을 유지하기 위해 필요한 정보를 포함하여야 한다.

신청자는 신청자 또는 비행기에 장착되는 생산품이나 장비의 제조자가 작성한 계속 감항성(c)

유지를 위한 지침서에 대한 변경판을 배포하는 방법을 감항당국에 설명해야 한다.

형식H25.2

계속 감항성 유지를 위한 지침서는 한 권의 매뉴얼 또는 자료 양에 적합한 여러 권의 매뉴(a)

얼 형식으로 되어있어야 한다.

매뉴얼의 형식은 실용적으로 배열되어 있어야 한다(b) .

내용H25.3

계속 감항성 유지를 위한 지침서에는 다음과 같은 매뉴얼이나 항목과 정보가 포함되어야 한다.

비행기 정비 매뉴얼 혹은 항목(a)

정비 또는 예방정비에 필요한 범위에서의 비행기의 형태와 데이터의 설명(1)

비행기와 시스템 엔진 프로펠러 및 장치 등을 포함한 장비들에 대한 설명(2) , ,

적용되는 특별한 절차 및 한계를 포함하여 비행기의 부품 및 시스템을 어떻게 제어하고(3)

작동하는 것인지를 설명한 기본적 제어와 운용 정보

서비스 지점 탱크 용량 저장기 사용하는 유체의 형식 여러 시스템에 작용하는 압력 검(4) , , , , ,

사와 서비스를 위한 접속 패널의 위치 윤활 부위 사용되는 윤활제 서비스에 필요한 장, , ,

비 견인의 지시 및 한계 정박 및 잭과 수준조절에 관한 상세한 서비스 정보, ,

정비 지시서(b)

비행기의 각 엔진 보조동력장치 프로펠러 보기 계기 및 장비의 정비계획에 관한 자료(1) , , , , ,

를 통해 세척 검사 조정 시험 및 윤활 권고 기간 검사 정도 허용되는 마모한계 및 이, , , , ,

들 기간동안에 수행해야 하는 작업을 결정할 수 있도록 해준다 특수한 정비 기술 시험. ,

장비 또는 전문지식을 요하는 복잡한 시스템에 대해서는 보기 계기 또는 장비 제조자의,

정비지시서를 참조토록 할 수 있다 분해검사기간과 필요한 감항한계 사항들에 대한 대조.

표가 포함되어 있어야 한다 이에 추가하여 비행기의 계속감항성 유지를 위해 검사주기와.

범위를 포함하는 검사프로그램을 포함해야 한다.

가능한 오작동 이러한 오작동을 인지하는 방법과 조처 방법 등을 설명한 고장규명을 위(2) ,

한 정보

생산품과 부품의 탈착과 교환 및 관련 주의사항에 대한 설명(3)

지상 운전 중의 시스템 시험 절차 대칭성 검사 중량측정과 중량중심의 결정 들어올리기(4) , , ,

와 받치기 및 보관에 관한 한계를 포함하는 기타 일반적인 절차


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15246

점검창에 대한 그림과 점검창이 없는 경우 점검 부위에 도달하는데 필요한 정보(c)

선 및 초음파 검사를 포함한 특수검사기술을 적용하는데 필요한 상세 정보(d) X

검사 후 구조를 보호하는 조처에 관한 정보(e)

식별 폐기 권고 토크값 등과 같은 구조 패스너에 대한 자료(f) , ,

필요한 특수공구 목록(g)

감항한계H25.4

계속 감항성 유지를 위한 지침서에는 감항한계라는 제목의 항목을 설정해야 하며 다른 문(a) ,

서와 명확하게 식별되도록 분리해야 한다 이 항목은 다음의 사항을 포함하여야 한다. .

필수 교체 시기 구조 점검 주기 및 절에 따라 승인을 받은 관련 구조 점검절차를(1) , 25.571

규정해 두어야 한다.

연료계통에 대해서는 항에 따라 승인을 받은 모든 치명적인 설계 형상관리 제한사(2) 25.981

항 강제 교환시기 검사주기 관련 검사절차를 규정해 두어야한다, , , .

절에 규정된 전선연결시스템 구성품의 필수교체시간을 규정하여야 한다(3) 25.1701 (EWIS) .

계속 감항성 유지를 위한 지침서가 여러 권으로 나뉘어 있는 경우에는 감항한계에 대한 중(b)

심 매뉴얼에 포함시켜야 한다 다음과 같은 문구를 눈에 띄는 곳에 읽기 쉬운 글자로 명기.

해 둔다.

이 감항한계는 국토교통부장관의 승인을 받은 것이며 국토교통부장관의 승인을 받은 별“ ,

도의 규정이 없는 한 여기의 정비절차가 항공법에 따른 규정을 충족하는 절차를 명시한

것이다.”

전선연결시스템 에 대한 감항성유지지침서H25.5 (EWIS)

신청자는 절에 명시된 전선연결시스템(a) 25.1701 (EWIS, Electrical Wiring Interconnection

System)에 적합한 감항성유지지침서를 준비하여야 한다 이와 같은 지침서는 다음과 같은.

사항을 포함여야 하며 국토교통부장관의 승인을 받아야 한다, .

강화된 구역별 분석 절차의 사용과 함께 수립된 전선연결시스템 에 대한 정비 및 검(1) (EWIS)

사 요건은 다음 사항을 포함하여야 한다.

비행기의 각 구역의 식별(i) .

전선연결시스템 이 포함되어 있는 각 구역의 식별(ii) (EWIS) .

연소될 수 있는 재료로 구성된 전선연결시스템 이 포함되어 있는 각 구역의 식별(iii) (EWIS) .

프라이머리 및 백업 유압 기계식 또는 전기식 비행 조종장치 및 라인 모두에 근접해 있(iv) , ,

는 전선연결시스템 각 구역의 식별.

다음 사항을 식별하여야 한다(v) .

가능성 있는 점화원과 연소될 수 있는 물질의 축적을 감소시킬 수 있는 작업 과 이(A) (task)

와 같은 작업을 수행하는 주기.

연소될 수 있는 물질의 축적을 감소시킬 수 있는 효과적인 작업방법이 없는 경우 전선(B) ,

연결시스템 구성품 및 그 주변에서 연소될 수 있는 물질을 효과적으로 제거할 수(EWIS)

있는 절차와 이와 같은 절차를 수행하는 주기.

(vi 정비 개조 또는 수리를 수행하는 동안 전선연결시스템) , , (EWIS)의 오염 또는 사고로 인한 손

상을 최소화할 수 있는 보호 및 경고 정보에 대한 지침

표준 형식을 갖춘 인정 가능한 전선연결시스템 정비 실무지침서 를 포함하(2) (EWIS) (practices)

여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15247

절에 따라 결정된 바와 같은 전선 분리 요구조건을 포함하여야 한다(3) 25.1707 .

절에 따라 규정된 전선연결시스템 변경에 대한 식별을 위한 전선연결시스템(4) 25.1711 (EWIS)

식별 방법과 요건에 대한 정보를 포함하여야 한다.

전기부하 데이터와 해당 데이터의 개정을 위한 지침 을 포함하여야 한다(5) (instructions) .

항의 요구조건에 따라 작성된 전선연결시스템 감항성유지지침서는 해당(b) H25.5(a)(1) (EWIS)

정보를 제공하기 위해 적합한 문서 서식에 따라 작성되어야 하고 해당 문서가 전선연결시,

스템의 감항성유지지침서라는 것을 쉽게 인식할 수 있어야 한다 이 문서는 요구되는 전선.

연결시스템의 감항성유지지침서를 포함하고 있거나 이 정보를 포함하고 있는 감항성유지지

침서의 다른 부분을 특별하게 인용할 수 있어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15248

부록 자동 이륙추력 제어시스템I (ATTCS)

일반사항I25.1

이 부록에서는 이륙 중에 엔진 하나가 고장이 나는 경우 작동 엔진의 추력 혹은 동력을(a) 자

동적으로 재설정하는 엔진동력 제어시스템의 장착에 대한 추가적인 요구조건을 설정한다.

자동이륙추력제어시스템과 관련 시스템이 설계대로 정상적으로 작동하는 경우 이 부록에(b) ,

서 요구하는 사항 이외에 기술기준 에서 적용되는 모든 요구조건을 충족하면서 추part 25

력이나 동력을 증가시키기 위한 승무원의 다른 조작이 필요 없어야 한다.

정의I25.2

자동이륙추력제어시스템 자동이륙추력제어시스템이란 이륙하는 동안에 사용하는 엔진의(a) :

고장을 감지한 후 신호를 전송하여 연료제어나 동력조종 레버를 작동시키거나 기타 다른

방법으로 엔진동력을 증가시켜 계획되어 있는 추력 또는 동력으로 증가를 시키고 조종실

에 시스템 작동에 대한 정보를 보내주는 일련의 기계적 전기적 장치들을 포함하는 총괄적,

인 자동 시스템으로 정의한다.

임계시간 자동이륙추력제어시스템을 사용한 이륙에서 임계시간은 에서 초와 감한 시(b) : V1 1

간과 최소 성능을 나타내는 점 사이의 시간이다 한 엔진의 고장과 자동이륙추력 제어시스.

템의 고장이 동시에 일어난다고 가정하면 결과적으로 최소 비행경로는 이후에 기술기준,

에서 요구하는 실제 비행경로와 이륙면 위 이상의 고도에서 만난다 이Part 25 122m(400ft) .

시간간격은 다음 그림과 같다.

성능과 신뢰성에 대한 요구조건I25.3

자동이륙추력제어시스템에 대한 성능과 신뢰성에 대해 다음 요건들을 충족하여야 한다.

임계시간 내에서 자동이륙추력제어시스템의 단일 고장 혹은 복합적인 고장에 관련하여 다(a)

음 사항들이 충족되어야 한다.

허용 최대추력 혹은 동력으로의 진입을 방해받지 않아야 하고 이러한 상황의 발생이 불가(1)

능하다는 사실을 입증해야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15249

추력이나 동력이 심각하게 손실되거나 감소되면 안되며 이러한 상황의 발생이 불가능하다(2)

는 사실을 입증해야 한다.

임계시간 내에서 엔진의 고장과 자동이륙추력제어시스템의 고장이 동시에 발생하지 않아야(b)

한다.

자동이륙추력제어시스템을 사용하여 이륙하는 동안 가장 위험한 임계시간 내에서 한 엔진(c)

이 고장나더라도 기술기준 에서 요구하는 모든 관련 성능요건은 충족되어야 한다Part 25 .

추력 설정I25.4

이륙 초기 엔진추력이나 동력 설정은 다음보다 적지 않아야 한다.

자동이륙추력제어시스템에 의해 설정되는 추력이나 동력의 현 주위 조건하에서 비행(a) 90%(

기에 대한 최대 이륙추력 혹은 동력)

엔진추력이나 동력 설정 위치에 따른 모든 안전 관련 시스템이나 장비의 정상 작동을 허용(b)

하는 범위

추력이나 동력을 초기 이륙추력이나 동력에서 최대 허용 이륙추력이나 동력으로 증가시킬(c)

때 위험한 엔진 응답특성이 없다는 것이 입증된 범위

동력장치 제어I25.5

항의 요구조건에 부가하여 자동이륙추력제어시스템과 이와 관련된 시스템의 단독(a) 25.1141

고장이나 오작동 또는 복합적인 고장으로 인해 안전을 위해 필요한 동력장치 기능의 고장

이 유발되지 않아야 한다.

자동이륙추력제어시스템은 다음과 같이 설계하여야 한다(b) .

(1) 엔진 운영한계를 넘어서지 않는 상태에서 최대 허용 이륙추력이나 동력을 달성하기 위하여

이륙 중 한 엔진의 고장이 발생하더라도 작동 엔진의 추력이나 동력이 유지되어야 한다.

동력 조절기를 사용하여 수동식으로 현재 상태하의 비행기에 최대 허용 이륙추력이나 동(2)

력이 전달되도록 추력이나 동력을 증가하거나 감소시킬 수 있어야 한다 현재 상태에서.

운용한계를 넘지 않도록 자동적으로 조절해 주는 제한조절기가 장착된 비행기에 대하여

자동이륙추력제어시스템의 고장으로 추력이나 동력을 증가시킬 경우 다른 방법을 사용할

수 있어야 한다 이때의 다른 방법은 보통 동력 조절기를 작동하는 손으로 어떠한 운항.

조건에서도 조종사가 한번으로 작동시킬 수 있고 쉽게 인식할 수 있도록 동력 조절기 앞,

이나 위에 위치하여야 한다 이에 부가하여 및 항의 요구사항을 충족해. 25.777 (a), (b), (c)

야 한다.

자동이륙추력제어시스템을 사용하는 경우 승무원이 이륙 전에 이를 검증할 수 있는 수단(3)

을 갖추어야 한다.

승무원이 자동 기능을 멈출 수 있는 수단이 갖추어져야 한다 이 수단은 우발적인 멈춤을(4) .

방지할 수 있는 것이어야 한다.

동력장치 장비I25.6항의 요구사항에 다음 사항이 추가된다25.1305 .

자동이륙추력제어시스템이 작동상태에 있는지를 지시하는 수단이 있어야 한다(a) .

비행기의 기본적인 비행 특성에 엔진고장을 적절히 경고하는 장치가 없다면 자동이륙추력(b) ,

제어시스템과 독립되어 있고 이륙 중에 어떠한 엔진 고장이라도 조종사에게 명백하게 경

고해 주는 시스템이 있어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15250

부록 J 비상탈출 시험-

다음 시험 기준과 절차는 항에 대한 적합성을 입증하는데 사용한다25.803 .

비상탈출은 비행기 비상등 작동 전 외부 조명 광도가 보다 크지 않은 수준(a) 0.3 foot-candle

에서 실시되어야 하며 초기 외부 조명 광원은 실재 비상탈출 평가 중 계속 작동되고 있어,

야 한다 이때 비행기 비상등 시스템을 작동하는 경우를 제외하고 본 외부 조명 광도는 증. ,

가하지 않아야 한다.

비행기는 착륙장치를 내린 정상적인 자세이어야 한다(b) .

비행기에 날개를 타고 내려가는 장치가 없는 경우 날개에서 지상으로 내려오는데 스탠드나(c) ,

램프를 사용할 수 있다 참가자를 보호하기 위하여 매트리스나 뒤집은 구명보트 같은 안전.

장비를 바닥이나 지상에 깔을 수 있다 비행기의 비상대피 장비가 아닌 장비는 보조장비로.

사용할 수 없다.

항의 것 이외에 비행기의 비상등 만을 조명으로 사용할 수 있다(d) (a) .

비행기의(e) 계획된 운용을 위해 필요한 모든 비상장비가 장착되어 있어야 한다.

각 내부 문이나 커튼은 이륙 형상에 두어야 한다(f) .

모든 승무원은 이륙 시에 지정된 좌석에 앉아야 하고 시험 시작 신호를 받을 때까지 계속(g)

앉아 있어야 한다 모든 승무원은 출구 비상 장비 등에 대한 작동 지식을 가지고 있어야. ,

하며 적합성 인증 시험이 동시에 진행되는 경우 모든 승무원은 정규 정기항공회사의 직원,

이어야 한다.

건강한 사람들로 이루어진 대표적인 승객 하중은 다음과 같이 정한다(h) .

최소한 의 승객 하중은 여성이어야 한다(1) 40% .

최소한 의 승객 하중은 대 이후이어야 한다(2) 35% 50 .

최소한 의 승객 하중은 대 이후의 여성이어야 한다(3) 15% 50 .

두 살 이하의 유아를(4) 모사하기 위해 총 승객하중에는 속하지 않는 세 개의 실제 크기의

인형을 승객이 소지하고 있어야 한다.

(5) 일상적인 임무로서 항공기를 정비하고 운용하는 승무원 정비사 훈련요원 등은, , 승객의 임

무를 하지 않아야 한다.

감항당국이 요구하는 경우를 제외하고는 승객을 특정한 좌석에 배정해서는 안 된다 상기(i) .

항의 예외를 제외하고 신청자의 직원은 비상출구 옆자리에 앉아서는 안 된다(g) .

좌석 벨트와 어깨 멜빵 필요한 경우 을 채워야 한다(j) ( ) .

시험을 시작하기 전에 기내 휴대 수화물 담요 베개 그리고 다른 비슷한 물품들의 전체 양(k) , ,

의 약 절반 정도를 통로와 비상 출구로 향하는 길에 방해물로 흩어놓아야 한다.

시험에 사용될 특정 출구를 승무원이나 승객에게 사전에 알려주지 않아야 한다(l) .

신청자는 시험 개월 전 이후의 기간 동안에 연습이나 예행 참가자들을 상대로 한 시험(m) 6 , 에

대한 설명 등을 수행해서는 안되며 참가자들을 이러한 시험에 참가시키지 않아야 한다.

비상탈출 시험을 위한 항공기에 탑승하기 전 승객은 승무원의 지시를 따르도록 지시 받을(n) ,

수는 있으나 안전관련 절차를 제외한 시험 절차에 대한 지시를 받지 않아야 한다 승무원은.

비상탈출 시험을 시작하기 전 승객에게 이륙전 승객 브리핑을 제공할 수 있다 비행승무원.

은 승인을 받은 교육 프로그램에 따라 슬라이드 아래에서 보조임무를 할 수 있도록 시험

시 임무를 부여받을 수 있다.

비상탈출 시험이 시작될 때까지 사용될 비상탈출구를 참가자에게 노출하지 않아야 한다(o) .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15251

시험에 사용하는 비상탈출구는 짝을 이루는 비상탈출구 중 하나로 이루어져야 한다 비행기(p) .

에 탈출 슬라이드가 장착되어 있는 경우 시험 시작 시 비상탈출구를 개방하고 슬라이드를,

팽창시켜서 시험을 수행할 수 있다 이 경우 모든 비상탈출구의 형상은 시험에 사용하는 비.

상탈출구를 시험 참가자들이 알 수 없도록 하여야 한다 이 방법을 사용하는 경우 사용하는.

비상탈출구에 대한 시험준비 시간을 고려하여야 하며 시험에 사용하지 않는 비상탈출구는

시험을 시작하기 전 알 수 없도록 한다 사용하는 비상탈출구는 비행기의 모든 비상탈출구.

를 대표할 수 있는 것이어야 하며 신청자가 지정하여 국토교통부장관의 승인을 받아야 한,

다 이때 바닥 높이의 비상탈출구를 하나 이상 사용하여야 한다. .

상기 항의 경우를 제외하고 모든 대피자는 비행기의 장비를 사용하여 비행기에서 빠져나(q) (c)

가야 한다.

신청자의(r) 승인된 절차는 전체적으로 활용되어야 한다 단. , 운항승무원은 시험과정에서 객실

내의 다른 사람을 적극적으로 도울 수 없다.

대피시간은 마지막 사람이 비행기로부터 대피하여 지상에 도달할 때까지의 시간이다 스탠(s) .

드나 램프 사용율이 실제 추락 시 날개로부터 내려와야 하는 상황에서 가용할 수 있는 수단

의 사용율 보다 크지 않다고 가정하면 항에 따라 허용되어 스탠드나 램프를 사용하는 대, (c)

피자는 그들이 스탠드나 램프 위에 있는 때 지상에 도달한다고 본다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15252

부록 K 장거리운항- (ETOPS)

이 부록은 비행기 엔진 조합의 장거리운항 승인에 필요한 감항요구조건을 규정한다 쌍- (ETOPS) .

발엔진 비행기의 경우 이 부록의 항과 항의 기준을 만족해야 한다 엔진이 세 개 이, K25.1 K25.2 .

상인 비행기의 경우 이 부록의 항과 항의 기준을 만족해야 한다, K25.1 K25.3 .

설계 요구조건K25.1

에 대한 적합성K25.1.1 Part 25

비행기 엔진 조합은 신청자가 승인을 받고자하는 최대 비행 시간과 최장 회항 시간을 고려했-

을 때 의 요건에 적합해야 한다Part 25 .

인적요소K25.1.2

신청자는 고장에 의한 영향이 있는 상태에서 최장 회항 시간 동안 운항을 하는 경우 발생할

수 있는 승무원 업무부담과 업무혼선 승무원 및 승객의 생리적인 현(operational implication),

상을 고려해야 한다.

비행기 시스템K25.1.3

결빙 조건 에서의 운항(a) (icing condition)

비행기는 절에 따라 결빙 조건에서의 운항에 대해 인증을 받아야 한다(1) 25.1419 .

다음의 조건에 의해 발생하는 최악의 착빙상태에서 안전하게 장거리운항 회항을(2) (ETOPS)

수행할 수 있어야 한다.

엔진 고장 또는 객실 감압시 비행해야 하는 고도에서 조우할 수 있는 결빙 조건(i)

이 기준의 부록 에 규정된 연속 최대 결빙 조건에서 분간 체공하는 상황 이 때 함(ii) C 15 .

수량 계수 로는 을 적용한다(liquid water content factor) 1.0 .

이 기준의 부록 에 규정된 결빙 조건에서 접근 및 착륙시의 얼음 축적(iii) C

전원공급장치 비행기는 개 이상의 독립적인 전원을 갖추어야 한다(b) . 3 .

시한성 시스템 신청자는 장거리운항 관련 주요 시간 제한성 시스템의 시스템 시간(c) . (ETOPS)

능력 를 정의해야 한다(system time capability) .

추진 시스템K25.1.4

(a) 연료 시스템의 설계 신청자가 승인을 받고자하는 최장 회항 시간을 포함한 장거리운항.

비행에 필요한 연료는 발생가능성이 극히 불가능 미만인 비행기 고장 조건에서(ETOPS)

절에 따라 요구되는 압력 및 연료흐름으로 작동 엔진에 공급되어야 한다 이때 고려해25.955 .

야 하는 고장의 유형으로는 크로스피드 밸브 고장 자동 연료 관리 시스템의 고장 및 정상,

조건에서 작동되는 전력 발생 장치의 고장 등이 있으며 이들 외의 고장도 고려해야 한다.

음의 엔진 연료 펌프 흡입구 압력에서는 제한적으로 운용되도록 인증된 엔진의 경우 다(1) ,

음의 요구조건을 적용한다.

최악의 순항 및 회항 조건을 반영하여 비행기 실증시험을 수행한다 이때 다음의 요소를(i) .

고려해야 한다.

연료 등급 및 온도(A)

추력 또는 출력 변동(B)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15253

난류 및 음의 중력가속도(C)

승인된 정비 제한 범위 내의 연료 시스템 구성품 성능 저하(D)

흡입 공급 형상에서 사용불가능한 연료량은 절에 따라 결정되어야 한다(ii) 25.959 .

분을 초과하는 장거리운항 인증을 취득하고자하는 쌍발 비행기의 경우 각각의(2) 180 (ETOPS) ,

주 연료 탱크마다 하나의 연료 승압 펌프와 하나 이상의 크로스피드 밸브 또는 다른 형식

의 연료 이송 수단이 있어야 하며 이들은 항에 의해 요구되는 세 개의 전원 이K25.1.3(b)

외의 독립적인 전원에 의해 작동해야 한다 단 전력에 의해 연료 승압 크로스피드 밸브. , ,

작동 또는 연료 이송이 이루어지지 않는 경우에는 본 조항의 요구조건을 적용하지 않는

다.

엔진에 공급될 수 있는 연료량이 목적지까지 비행하는데 필요한 연료량 미만으로 떨어지(3)

는 경우 비행승무원에게 경고가 시현되어야 한다 이 경고는 안전하게 회항할 수 있는 충, .

분한 수준의 연료가 남았을 때 제공되어야 하며 비정상적인 연료 관리나 탱크 간 연료 이

송 및 연료 누설의 가능성이 고려되어야 한다 항공기관사가 필요한 비행기의 경우에는.

본 조항의 요구조건을 적용하지 않는다.

설계 이 부록의 요구조건을 만족하기 위해 가 필요한 경우 다음 사항이 실증되(b) APU . APU ,

어야 한다.

본 부록의 요구조건을 만족하기 위한 신뢰성 수준의 적절성(1) APU

비행 중 시동이 가능해야 하는 경우 최대 운항 고도와 중 낮은(2) APU , 13,700m(45,000ft)

고도에서 시동이 가능하고 이후의 비행동안 작동할 수 있는 능력

엔진 오일 탱크 설계 엔진 오일 탱크의 주유구 마개의 항에 대한 적합성(c) . 33.71(c)(4)

엔진상태 감시K25.1.5

부록 의 항에 따라 엔진 상태 감시 절차를 규정하고 이를 검증해야 한다Part 33 A A33.(c) .

형상 정비 및 절차K25.1.6 ,

신청자는 형상 운용 및 정비 요구사항 하드웨어 수명 제한사항 및 장거리운항, , , MMEL (ETOPS)

승인서를 문서에 제시해야 한다CMP .

비행교범K25.1.7

비행 교범에는 장거리운항 형식 설계 승인과 관련하여 다음과 같은 정보가 제시되어야(ETOPS)

한다.

승인을 신청한 최대 회항 시간까지 비행기의 운항과 관련된 모든 제한사항을 포함하는 특수(a)

제한 사항

요구되는 표식 또는 플래카드(b)

장거리 운항에 필요한 탑재 장비와 이를 사용하기 위한 절차(c)

다음 시스템의 시스템 시간 능력(d) (system time capability)

화물실 또는 수화물실의 가장 제한적인 화재진압시스템(1) Class C

화물실 또는 수화물실 화재진압시스템 이외의 가장 제한적인 중요 장거리운항(2) Class C

시스템(ETOPS)

다음과 같은 문구가 명시되어야 한다(e) .

이 비행기 엔진 조합은 감항기술기준 절에 따라 형식 설계의 신뢰성과 성능을 평가한“ - 25.1535

결과, ( 문서명 명시CMP 에 규정된 형상 정비 및 절차 표준이 준수될 경우) , (승인된 최대 회항


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15254

시간 명시 장거리운항 에 적합한 것으로 형식 설계 승인되었다 이 비행기에 대해 승) (ETOPS) .

인된 실제 최대 회항 시간은 가장 제한적인 시스템 시간 능력 에 따라(system time capability)

더 작을 수 있다 장거리운항 형식 설계 승인은 실제 장거리운항 운항을 수행. (ETOPS) (ETOPS)

하기 위한 운항 승인을 의미하지는 않는다.”

두 개의 엔진이 장착된 비행기의 경우K25.2. .

두 개의 엔진이 장착된 비행기의 장거리운항 형식설계승인 신청자는 본 부록의(ETOPS)

도는 에 명시된 방식 중 하나를 적용하여야 한다K25.2.1, K25.2.2 K25.2.3 .

운용경험방식K25.2.1

운용경험방식을 이용하여 장거리운항 형식설계승인을 받으려는 신청자는 본 부록의(ETOPS)

항과 항에 명시된 평가와 항에 명시된 비행시험을 수행하기 전에K25.2.1(c) K25.2.1(d) K25.2.1.(e)

와 항에 규정된 요건을 만족하여야 한다K25.2.1(a) K25.2.1(b) .

운용경험 전 세계적으로 동일한 엔진을 장착한 비행기의 엔진 운용시간은 최소 시간(a) . 250,000

이 축적되어야 한다 신청자가 보상계수를 입증하고 이를 국토교통부가 승인한 경우 국토교. ,

통부는 운용경험 요구시간을 감소시킬 수 있다 보상계수에는 다른 비행기의 운용경험을 포.

함시킬 수 있으나 후보 비행기에 대한 경험은 총 운용 경험의 중요한 부분으로 구성되어야,

한다.

(b) 비행 중 엔지 정지율 전 세계 비행기의 비행기 엔진 조합 에 대한 입증된 개월 연속(IFSD). - 12

평균의 비행 중 엔진 정지율은 승인받으려는 장거리운항 의 수준과 비례하여야 한다(ETOPS) .

최대 분 이하의 장거리운항 형식설계승인인 경우 국토교통부가 별도로 승인하(1) 120 (ETOPS) :

는 경우를 제외하고 비행 중 엔진 정지율 은 전 세계 엔진 운용 시간당 이, (IFSD) 1,000 0.05

하여야 한다 비행 중 엔진 정지율 이 전 세계 엔진 운용시간 시간당 이하가. (IFSD) 1,000 0.02

되지 않는 한 신청자는 본 부록 에 명시된, K25.1.6 CMP(Configuration, Maintenance, and

문서에 엔진 운용 시간당 비행 중 엔진 정지율이 이하의 결과를 달성할Procedure) 1,000 0.02

수 있는 개선조치 목록을 제공하여야 한다.

최대 분 이하의 장거리운항 형식설계승인인 경우 국토교통부가 별도로 승인하(2) 180 (ETOPS) .

는 경우를 제외하고 비행 중 엔진 정지율 은 전 세계 엔진 운용 시간당 이, (IFSD) 1,000 0.02

하여야 한다 비행기 엔진 조합이 문서 내에 명시되어 있는 분 장거리운항. - CMP 120

을 만족하기 위한 비행 중 엔진 정지율 을 만족하지 않는 경우 새로운 또는(ETOPS) (IFSD) ,

추가적인 요건에 대하여 신청자는 비행 중 엔진 정지율 달성을 입증하여야 하CMP (IFSD)

며 이를 문서에 추가하여야 한다, CMP .

을 초과하는 장거리운항 형식설계승인의 경우 국토교통부가 별도로 승인하는(3) 180 (ETOPS) .

경우를 제외하고 비행 중 정지율 은 전 세계 엔진 운용 시간당 이하여야 한, (IFSD) 1,000 0.01

다 비행기 엔진 조합이 문서 내에 명시되어 있는 분 또는 분 장거리운항. - CMP 120 180

을 만족하기 위한 비행 중 엔진 정지율 을 만족하지 않는 경우 새로운 또는(ETOPS) (IFSD) ,

추가적인 요건에 대하여 신청자는 비행 중 정지율 달성을 입증하여야 하며 이CMP (IFSD) ,

를 문서에 추가하여야 한다CMP .

추진계통평가(c) .

신청자는 전 세계의 비행기 엔진 조합으로부터 수집된 다음의 자료들을 바탕으로 추진계통(1) -

에 대한 평가를 수행하여야 한다.

(i) 계획되지 않은 지상에서의 엔진 정지 그리고 엔진의 엔진정지 를 포함하여 엔진(Flameout)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15255

제어 또는 원하는 추력 출력 수준까지 도달하지 않는 상태로 엔진이 정지하지 않는 사건/

비행 중 또는 지상에서 등의 모든 비행 중 엔진 정지목록 비행훈련 동안 수행한 계획된( ) .

비행 중 정지는 포함시킬 필요가 없다 신청자는 다음의 사항을 모두 제공하여야 한다. .

모든 비행기와 엔진의 제작 회사명 모델명 그리고 일련번호(A) ,

엔진 형상 그리고 메이저 변경 내역(B) ,

엔진 위치(C)

엔진 정지 또는 사건이 발생하기까지의 상황(D)

비행 또는 지상 운용 단계(E)

날씨와 기타 환경 조건(F)

엔진 정지 또는 사건의 원인(G)

(ii) 엔진 장탈에 대한 메이저 원인 요약개요를 포함한 엔진이 운용의 최초 운용 시점부터 비계

획 엔진 장탈율 내역 이때 엔진 장탈율은 개월과 개월의 연속평균을 이용하여야 한다. 6 12 .

운항관리로 인한 지연 취소 이륙중단 회항 그리고 사건 발생 후 목적지까지의 지속적(iii) , , , ,

인 비행 등을 포함하는 추진계통의 모든 사건 목록 정비 또는 비행승무원의 과실이 원인(

이 사항이든 아닌 사항이든)

엔진 시간과 주기의 총 시간 엔진의 최고 운용 시간 엔진의 최고 주기 횟수 그리고 시(iv) , , ,

간과 주기의 분배

신뢰성에 영향을 미치는 추진계통 구성품의 고장간 평균시간(v) (MTBF)

엔진이 운용되는 시점부터 비행 중 엔진 정지율에 대한 개월 연속평균 내역(vi) 12

항에 명시된 모든 항목의 원인과 잠재적 원인은 시정조치 및 활동이 이루어(2) K25.2.1(c)(1)(i)

져야 하며 이 같은 시정조치로 인해 미래에 발생 가능한 사건을 예방할 수 있다는 것을,

입증하여야 한다 모든 시정조치는 항에 명시된 문서에 명시하여야 하여야 한. K25.1.6 CMP

다 다음에 대하여는 개선조치가 요구되지 않는다. .

제작자가 원인과 잠재적 원인을 판단할 수 없을 경우(i) .

시정조치의 개발이 기술적으로 실행할 수 없는 사건의 경우(ii) .

전 세계 비행기의 비행 중 엔진 정지율이 다음과 같은 경우(iii) .

(A) 최대 분 이하의 장거리운항 승인을 위한 비행기의 비행기 엔진 운용 시180 (ETOPS) 1,000

당 비행 중 정지율이 이하인 경우 또는0.02 .

분을 초과하는 장거리운항 승인을 위한 비행기의 비행기 엔진 운용 시(B) 180 (ETOPS) 1,000

간당 비행 중 정지율이 이하인 경우0.01 .

비행기 계통 평가 신청자는 비행기 계통에 대한 평가를 수행하여야 한다 신청자는 후보(d) . .

비행기의 장거리운항 주요 시스템이 항의 요건에 적합함을 후보 비행기의(ETOPS) 25.1309(b)

운용 중 발생된 신뢰할 수 있는 자료를 이용하여 입증을 하여야 한다 운용 중 발생되는 설.

계 제작 운용 그리고 정비 문제의 각각의 원인 또는 잠재적 원인은 시정조치 및 활동이, ,

이루어져야 하며 이 같은 시정조치로 인해 미래에 발생 가능한 사건을 예방할 수 있다는,

것을 입증하여야 한다 각각의 시정조치는 본 부록 항에 규정된 문서 내에 명. K25.1.6 CMP

시하여야 한다 발생된 문제가 관련된 비행기 계통의 안전성 및 신뢰성에 중요한 영향을 미.

치지 않는다면 시정조치를 수행하지 않아도 된다 관련성 문제란 장거리운항 그룹, . (ETOPS)

의 중요 시스템이 비행 중 엔진 정지 또는 회항을 초래할 수 있는 문제를 의미한다 신청1 .

자는 이 같은 관련성 문제 정보를 합리적으로 이용할 수 있도록 하기 위해 다른 형식의 비

행기에 장착된 유사하거나 동일한 장비를 관련성 문제 평가에 포함하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15256

비행기 비행 시험 신청자는 운용 중 장거리운항 계통에 발생될 수 있는 가장 나쁜(e) . (ETOPS)

조건의 고장 및 오작동 상태에서 운항승무원의 능력으로 안전하게 장거리운항 회항(ETOPS)

을 할 수 있다는 것을 입증하기 위한 비행시험 하여야 한다 비행시험은 시범 고장 및 오작.

동을 포함한 비행기의 비행 특성과 성능을 입증할 수 있어야 한다.

장거리운항 조기 승인 방식K25.2.2 (Early ETOPS)

장거리운항 조기 승인 방식을 이용하여 장거리운항 형식설계승인을 받으(Early ETOPS) (ETOPS)

려는 신청자는 다음과 같은 요구조건에 만족하여야 한다.

하에 이미 승인된 비행기의 관련 경험의 평가 신청자는 신청자에 의해 제작되어(a) Part 25 .

하에 이미 승인된 비행기에서 발생된 설계 제작 운용 그리고 정비에 대한 문제를Part 25 , , ,

예방하기 위해 후보 비행기에 취해진 특정 시정조치를 명시하여야 한다 관련 비행기 계통.

의 안전성 및 신뢰성에 중요한 영향을 미치지 않는 문제의 경우 특정 시정조치를 수행하지,

않아도 된다 관련성 문제란 장거리운항 그룹 의 중요 시스템이 비행 중 정지 또. (ETOPS) 1

는 회항을 초래할 수 있는 문제를 의미한다 신청자는 이 같은 관련성 문제 정보를 합리적.

으로 이용할 수 있도록 하기 위해 장거리운항 그룹 의 중요 계통을 제공하는 공급(ETOPS) 1

업체의 문제와 다른 제작자에 의해 비행기에 장착된 유사하거나 동일한 장비의 문제를 관

련성 문제 평가에 포함하여야 한다.

추진계통설계(b) .

신청자의 비행기 설계에 사용된 엔진은 본 장의 의 장거리운항 조기 승인(1) 33.201 (Early

을 취득할 자격이 있다는 것을 승인되어야 한다ETOPS) .

신청자는 비행 중 정지를 초래할 수 있는 고장 및 오작동을 차단할 수 있도록 추진계통을(2)

설계하여야 한다 신청자는 분석 시험 다른 비행기의 운용경험 또는 국토교통부로부터 승. , ,

인된 다른 방식을 통하여 이 같은 요구조건에 대한 적합성을 입증하여야 한다 분석방식이.

사용된 경우 신청자는 다음과 같은 비행 중 엔진 정지율을 만족하도록 추진계통의 고장,

및 오작동이 최소화도록 설계되었음을 입증하여야 한다.

분 이하의 형식설계승인인 경우 전 세계 비행기의 비행기 엔진 운용 시간당 비(i) 180 , 1,000

행 중 엔진 정지율 이하0.02 .

분을 초과하는 형식설계인승인인 경우 전 세계 비행기의 비행기 엔진 운용 시간(ii) 180 , 1,000

당 비행 중 엔진 정지율 이하0.01 .

정비와 운용 절차 신청자는 장거리운항 중요 시스템에 대한 모든 정비 및 운용 절(c) . (ETOPS)

차를 검증하여야 한다 신청자는 본 부록 항에 규정된 문제 추적 및 해결 시스템. K25.2.2(h)

에 따라 검증기간 동안 발생된 모든 문제를 식별 추적 그리고 해결 하여야 한다, .

추진계통 검증시험(d) .

승인 받고자 하는 장착된 엔진 형상은 항에 명시된 규정을 만족하여야 한다 엔진(1) 33.201(c) .

나셀과 시험설치대와의 연결을 위해 불가피한 형상 차이를 제외한 시험 엔진의 형상은 엔,

진 마운트 장비를 포함한 완전한 비행기의 나셀 전체이어야 한다 추진계통의 시험 종결부.

분에서는 다음과 같은 요건이 수행되어야 한다.

날개에 장착된 상태에서의 신청자의 검사 권고사항 및 제한에 따른 육안으로 검사를 수(i)

행하여야 한다 그리고.

항에 명시된 요건에 의해 제출된 감항성 유지를 위한 지침서 내에 규정된 운용한(ii) 25.1529

계에 대한 만족여부를 판단하기 위해 추진계통과 추진계통의 하드웨어는 완전히 분해되

고 검사되어야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15257

신청자는 본 부록 항에 명시된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 검사를 수행하(2) K25.2.2(h)

는 동안 발생된 비행 중 정지 추력 감소 조우된 출력 상실 등의 원인과 잠재적 원인을, ,

식별 추적 그리고 해결하여야 한다, , .

새로운 기술 시험 신청자는 새로운 제작 기술을 포함하여 비행기 설계에 사용된 새로운 기(e) .

술이 적합한지를 입증하기 위한 시험을 수행하여야 한다.

검증 시험 본 부록에 대한 적합성 입증을 하기 위해 가 필요한 경우 비행기와(f) APU . APU ,

함께 형식승인되는 형식의 한 대는 회의 비행기 운항 주기와 상응하는 시험을 수APU 3,000

행하여야 한다 시험이 종료되는 시점에 는 분해 및 검사되어야 한다 신청자는 본 부. APU .

록 항에 명시된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 비행 중 의도한 바와 같이25.2.2(h) APU

가 구동되지 않거나 작동되지 않는 모든 원인 또는 잠재적 원인을 식별 추적 그리고 해결, ,

하여야 한다.

비행기 실증 장거리운항 을 승인 받기 위한 모든 비행기 엔진 조합의 경우 신청자(g) . (ETOPS) - ,

가 취득하고자 하는 승인을 위해 최장의 체공 회항과 장거리운항 을 수행하는 동안(ETOPS)

비행기와 비행기에 장착된 구성품과 장비가 적합하게 작동된다는 것을 입증하기 위한 비행

시험을 수행하여야 한다 시험에는 최소 한 하나의 비행기로 비행시험을 수행하여야 한다. .

이 같은 비행시험은 다른 비행시험과 병행할 수 있으나 항에 요구된 비행시험을, 21.35(b)(2)

대체할 수는 없다.

비행기 실증 시험 프로그램에는 다음의 사항이 포함되어야 한다(1) .

정상 순항 고도에서의 비행 단계 상승 운용이 포함된 실제 장거리운항 을(i) , , APU (ETOPS)

모사하는 비행.

최대 회항시간이 포함된 최대 비행시간(ii)

비행기 실증 비행 시험 프로그램에 사용되는 비행기에 장착된 엔진들의 엔진 오작동 최(iii)

대 회항시간이 포함되어야 한다 최대 연속 추력 또는 출력으로 최소 회의 엔진 오작동. 2

회항을 수행하여야 한다 회의 엔진 오작동 회항에 사용되는 엔진은 동일 엔진이어야. 2

한다.

신청자는 운용 중 장거리운항 계통에 발생될 수 있는 가장 나쁜 조건의 고장 및(iv) (ETOPS)

오작동 상태에서 운항승무원의 능력으로 안전하게 장거리운항 회항을 할 수 있(ETOPS)

다는 것을 검증하기 위한 비정상 조건에서의 비행을 수행하여야 한다.

장거리운항 회항을 위해 이용된 공항유형에 대한 설명(v) (ETOPS)

반복적으로 지상의 날씨가 습하고 험한 상태에서 노출된 후 정상 순항고도에서의 장시(vi) ,

간 비행

비행기 실증 비행 시험 프로그램에서 비행기의 비행 특성 및 성능과 운항승무원의 능력으(2)

로 장거리운항 회항을 안전하게 수행할 수 있다는 것을 본 부록 항에(ETOPS) K25.2.2(g)(1)

명시된 조건하에서 검증하여야 한다.

비행기 실증 비행 시험 프로그램을 수행하는 동안 모든 시험 비행기는 신청자가 권고하는(3) ,

운용 및 정비 절차를 이용하여 운용 및 정비되어야 한다.

(4) 비행기 실증 비행 시험 프로그램이 종료되는 시점에서 모든 장거리운항 중요 시스(ETOPS)

템은 계속안전운항의 조건을 수립하기 위해 제안된 감항성 유지를 위한 지침서에 규정된

임무에 따라 날개에 장착된 상태에서의 검사 또는 시험을 수행하여야 한다 또한 모든 엔진.

의 가스 경로 검사를 하여야 한다 이 같은 검사는 비행 중 엔진 정지 또는 회항의. (IFSD)

결과를 초래할 수 있는 비정상 조건을 식별하기 위해 이행되어야 한다 신청자는 본 부록.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15258

항에 규정된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 검사기간 동안 발생된 모든 비정K25.2.2(h)

상 조건을 식별 추적 그리고 해결 하여야 한다, .

문제 추적 및 해결 시스템(h) .

신청자는 문제 추적 및 해결 시스템을 수립 및 유지 하여야 한다 문제 추적 및 해결 시스(1) .

템에는 다음의 요건을 만족하여야 한다.

장거리운항 조기 승인 적격성 평가를 위하여 비행기와 엔진을 개발 하는(i) (Early ETOPS)

동안 항에 따라 보고할 의무가 있는 모든 사건을 신속하게 국토교통부로 보고21.4(a)(6)

하기 위한 절차가 시스템에 포함되어야 한다.

본 부록 항에 의해 보고된 사건으로부터 식별된 각 문제에 대하여 신청자(ii) K25.3.2(h)(1)(i)

가 필요하다고 판단되는 모든 시정조치제안을 국토교통부에게 통지하는 절차가 시스템

에 포함되어야 한다 시정조치제안을 시행하기 전에 국토교통부의 적합한 검토를 받아.

야 한다.

(2) 신청자가 이미 장거리운항 이 승인된 비행기 엔진 조합을 변경하여 장거리운항(ETOPS) -

형식설계승인을 받고자 하는 경우 신청자는 장거리운항 형식설계승인을(ETOPS) , (ETOPS)

받기 전에 문제 추적과 해결 시스템을 국토교통부로 제출하여야 하며 국토교통부의 사전승

인 조건하에 문제 추적과 해결 시스템은 다음의 표에 명시된 문제만을 다뤄야 한다.

새로운 비행기 형식승인이 요구되지 않

는 변경이라면..

문제 추적과 해결 시스템은 다음의 사

항을 취급하여야 한다.

새로운 엔진형식승인이 필요한 경우(i) 새로운 엔진 장착에 적용되는 모든 문

제 그리고 그 외의 비행기 잔여 문제, ,

변경된 시스템에 국한된 문제

새로운 엔진형식승인이 필요하지(ii)

않은 경우


승인 기준 본 부록 에 명시된 비행기 실증 비행 시험 프로그램과 비행기 비행(i) . K25.2.2(g)

시험 프로그램을 수행하는 동안 장거리운항 중요 시스템에 발생하는 고장 및 오(ETOPS)

작동의 형태와 빈도수는 현재 장거리운항 가 승인된 비행기에서 예상되는 고장(ETOPS)

및 오작동의 형태와 빈도수와 일치하여야 한다.

운용 경험 승인과 조기 승인 의 조합 방식K25.2.3 (Early ETOPS)

운용 경험과 조기 승인 의 조합 방식으로 장거리운항 형식설계 승인을 받(Early ETOPS) (ETOPS)

고자하는 신청자는 다음의 요구조건을 만족하여야 한다.

전 세계적으로 동일한 엔진을 장착한 비행기의 엔진 운용 경험 시간이 시간 이상이(a) 15,000

어야 한다.

본 부록 항에 명시된 비행기 실증을 제외한 의 장거리운항 조기 승인(b) K25.2.2(g) , K25.2.2

요구조건(Early ETOPS)

본 부록 항에 명시된 비행 시험 요구조건(c) K25.2.1(e)

두 개 이상의 엔진이 장착된 비행기K25.3


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15259

두 개 이상의 엔진이 장착된 비행기에 대한 장거리운항 형식설계승인을 받으려는 신청(ETOPS)

자는 본 부록 항 항 또는 항에 명시된 방식들 중 하나를 이용하여야 한다K25.3.1 , K25.3.2 K25.3.3 .

운용 경험 방식K25.3.1

운용 경험 방식을 이용하여 장거리운항 형식설계승인을 받으려는 신청자는(ETOPS) K25.3.1(b)

항에 명시된 비행기 시스템 평가와 항에 명시된 비행시험을 수행하기 전에 본 부록의K25.3.1(c)

항에 명시된 요구조건을 만족하여야 한다K25.3.1(a) .

운용 경험 전 세계적으로 동일한 엔진을 장착한 비행기의 엔진 운용시간은 최소 시(a) . 250,000

간이 축적되어야 한다 신청자가 보상계수를 입증하고 이를 국토교통부가 승인한 경우 국토. ,

교통부는 운용경험 요구시간을 감소시킬 수 있다 보상계수에는 다른 비행기의 운용경험을.

포함시킬 수 있으나 후보 비행기에 대한 경험은 총 운용 경험의 중요한 부분으로 구성되어,

야 한다.

비행기 계통 평가 신청자는 비행기 계통에 대한 평가를 수행하여야 한다 신청자는 후보 비(b) . .

행기의 장거리운항 주요 시스템이 항의 요건에 적합함을 후보 비행기의(ETOPS) 25.1309(b)

운용 중 발생된 신뢰할 수 있는 자료를 이용하여 입증을 하여야 한다 운용 중 발생되는 설.

계 제작 운용 그리고 정비 문제의 각각의 원인 또는 잠재적 원인은 시정조치 및 활동이 이, ,

루어져야 하며 이 같은 시정조치로 인해 미래에 발생 가능한 사건을 예방할 수 있다는 것,

을 입증하여야 한다 각각의 시정조치는 본 부록 항에 규정된 문서 내에 명시. K25.1.6 CMP

하여야 한다 발생된 문제가 관련된 비행기 계통의 안전성 및 신뢰성에 중요한 영향을 미치.

지 않는다면 시정조치를 수행하지 않아도 된다 관련성 문제란 장거리운항 그룹, . (ETOPS) 1

의 중요 시스템이 비행 중 엔진 정지 또는 회항을 초래할 수 있는 문제를 의미한다 신청자.

는 이 같은 관련성 문제 정보를 합리적으로 이용할 수 있도록 하기 위해 다른 형식의 비행

기에 장착된 유사하거나 동일한 장비를 관련성 문제 평가에 포함하여야 한다.

비행기 비행 시험 신청자는 운용 중 장거리운항 계통에 발생될 수 있는 가장 나쁜(c) . (ETOPS)

조건의 고장 및 오작동 상태에서 운항승무원의 능력으로 안전하게 장거리운항 회항(ETOPS)

을 할 수 있다는 것을 입증하기 위한 비행시험 하여야 한다 비행시험은 시범 고장 및 오작.

동을 포함한 비행기의 비행 특성과 성능을 입증할 수 있어야 한다.

장거리운항 조기 승인 방식K25.3.2 (Early ETOPS)

장거리운항 조기 승인 방식을 이용하여 장거리운항 형식설계승인을 받으(Early ETOPS) (ETOPS)

려는 신청자는 다음과 같은 요구조건에 만족하여야 한다.

정비와 운용 절차 신청자는 장거리운항 중요 시스템에 대한 모든 정비 및 운용 절(a) . (ETOPS)

차를 검증하여야 한다 신청자는 본 부록 항에 규정된 문제 추적 및 해결 시스템. K25.3.2(e)

에 따라 검증기간 동안 발생된 모든 문제를 식별 추적 그리고 해결 하여야 한다, .

새로운 기술 시험 신청자는 새로운 제작 기술을 포함하여 비행기 설계에 사용된 새로운 기(b) .

술이 적합한지를 입증하기 위한 시험을 수행하여야 한다.

검증 시험 본 부록에 대한 적합성 입증을 하기 위해 가 필요한 경우 비행기와(c) APU . APU ,

함께 형식승인되는 형식의 한 대는 회의 비행기 운항 주기와 상응하는 시험을 수APU 3,000

행하여야 한다 시험이 종료되는 시점에 는 분해 및 검사되어야 한다 신청자는 본 부. APU .

록 항에 명시된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 비행 중 의도한 바와 같이25.3.2(e) APU

가 구동되지 않거나 작동되지 않는 모든 원인 또는 잠재적 원인을 식별 추적 그리고 해결, ,

하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15260

비행기 실증 장거리운항 을 승인 받기 위한 모든 비행기 엔진 조합의 경우 신청자(d) . (ETOPS) - ,

가 취득하고자 하는 승인을 위해 최장의 체공 회항과 장거리운항 을 수행하는 동안(ETOPS)

비행기와 비행기에 장착된 구성품과 장비가 적합하게 작동된다는 것을 입증하기 위한 비행

시험을 수행하여야 한다 시험에는 최소 한 하나의 비행기로 비행시험을 수행하여야 한다. .

이 같은 비행시험은 다른 비행시험과 병행할 수 있으나 항에 요구된 비행시험을, 21.35(b)(2)

대체할 수는 없다.

비행기 실증 시험 프로그램에는 다음의 사항이 포함되어야 한다(1) .

정상 순항 고도에서의 비행 단계 상승 운용이 포함된 실제 장거리운항 을(i) , , APU (ETOPS)

모사하는 비행.

최대 회항시간이 포함된 최대 비행시간(ii)

비행기 실증 비행 시험 프로그램에 사용되는 비행기에 장착된 엔진들의 엔진 오작동 최(iii)

대 회항시간이 포함되어야 한다 최대 연속 추력 또는 출력으로 최소 회의 엔진 오작동. 2

회항을 수행하여야 한다 회의 엔진 오작동 회항에 사용되는 엔진은 동일 엔진이어야. 2

한다.

신청자는 운용 중 장거리운항 계통에 발생될 수 있는 가장 나쁜 조건의 고장 및(iv) (ETOPS)

오작동 상태에서 운항승무원의 능력으로 안전하게 장거리운항 회항을 할 수 있(ETOPS)

다는 것을 검증하기 위한 비정상 조건에서의 비행을 수행하여야 한다.

장거리운항 회항을 위해 이용된 공항유형에 대한 설명(v) (ETOPS)

반복적으로 지상의 날씨가 습하고 험한 상태에서 노출된 후 정상 순항고도에서의 장시(vi) ,

간 비행

비행기 실증 비행 시험 프로그램에서 비행기의 비행 특성 및 성능과 운항승무원의 능력으(2)

로 장거리운항 회항을 안전하게 수행할 수 있다는 것을 본 부록 항에(ETOPS) K25.2.2(g)(1)

명시된 조건하에서 검증하여야 한다.

비행기 실증 비행 시험 프로그램을 수행하는 동안 모든 시험 비행기는 신청자가 권고하는(3) ,

운용 및 정비 절차를 이용하여 운용 및 정비되어야 한다.

비행기 실증 비행 시험 프로그램이 종료되는 시점에서 모든 장거리운항 중요 시스(4) (ETOPS)

템은 계속안전운항의 조건을 수립하기 위해 제안된 감항성 유지를 위한 지침서에 규정된

임무에 따라 날개에 장착된 상태에서의 검사 또는 시험을 수행하여야 한다 또한 모든 엔.

진의 가스 경로 검사를 하여야 한다 이 같은 검사는 비행 중 엔진 정지 또는 회항. (IFSD)

의 결과를 초래할 수 있는 비정상 조건을 식별하기 위해 이행되어야 한다 신청자는 본 부.

록 항에 규정된 문제 추적 및 해결 시스템에 따라 검사기간 동안 발생된 모든 비K25.2.2(h)

정상 조건을 식별 추적 그리고 해결 하여야 한다, .

문제 추적 및 해결 시스템(e) .

신청자는 문제 추적 및 해결 시스템을 수립 및 유지 하여야 한다 문제 추적 및 해결 시스(1) .

템에는 다음의 요건을 만족하여야 한다.

장거리운항 조기 승인 적격성 평가를 위하여 비행기와 엔진을 개발 하는(i) (Early ETOPS)

동안 항에 따라 보고할 의무가 있는 모든 사건을 신속하게 국토교통부로 보고하21.4(a)(6)

기 위한 절차가 시스템에 포함되어야 한다.

(ii) 본 부록 항에 의해 보고된 사건으로부터 식별된 각 문제에 대하여 신청자가K25.3.2(h)(1)(i)

필요하다고 판단되는 모든 시정조치제안을 국토교통부에게 통지하는 절차가 시스템에 포

함되어야 한다 시정조치제안을 시행하기 전에 국토교통부의 적합한 검토를 받아야 한다. .


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15261

신청자가 이미 장거리운항 이 승인된 비행기 엔진 조합을 변경하여 장거리운항(2) (ETOPS) -

형식설계승인을 받고자 하는 경우 신청자는 장거리운항 형식설계승인(ETOPS) , (ETOPS)

을 받기 전에 문제 추적과 해결 시스템을 국토교통부로 제출하여야 하며 국토교통부의

사전승인 조건하에 문제 추적과 해결 시스템은 다음의 표에 명시된 문제만을 다뤄야 한

다.

새로운 비행기 형식승인이 요구되지 않

는 변경이라면..

문제 추적과 해결 시스템은 다음의 사항

을 취급하여야 한다.

새로운 엔진형식승인이 필요한 경우(i) 새로운 엔진 장착에 적용되는 모든 문

제 그리고 그 외의 비행기 잔여 문제, ,


새로운 엔진형식승인이 필요하지 않(ii)

은 경우


승인 기준 본 부록 에 명시된 비행기 실증 비행 시험 프로그램과 비행기 비행 시(f) . K25.3.2(g)

험 프로그램을 수행하는 동안 장거리운항 중요 시스템에 발생하는 고장 및 오작동(ETOPS)

의 형태와 빈도수는 현재 장거리운항 이 승인된 비행기에서 예상되는 고장 및 오작(ETOPS)

동의 형태와 빈도수와 일치하여야 한다.

운용 경험과 조기 승인 의 조합 방식K25.3.3 (Early ETOPS)

운용 경험과 조기 승인 의 조합 방식으로 장거리운항 형식설계 승인을 받(Early ETOPS) (ETOPS)

고자하는 신청자는 다음의 요구조건을 만족하여야 한다.

전 세계적으로 동일한 엔진을 장착한 비행기의 엔진 운용 경험 시간이 시간 이상이어(a) 15,000

야 한다.

본 부록 항에 명시된 비행기 실증을 제외한 의 장거리운항 조기 승인(b) K25.3.2(d) , K25.3.2

요구조건(Early ETOPS)

본 부록 항에 명시된 비행 시험 요구조건(c) K25.3.1(c)


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15262

부록 고강도전자기장 환경 및 장비품에 대한 시험수준L - (HIRF)

이 부록은 에 의거하여 전기 및 전자 시스템에 대한 고강도 전자기장 환경과 장§25.1317 (HIRF)

비품에 대한 시험수준을 규정한다 고강도 전자기장 환경과 장비 고강도 전자기장. (HIRF) (HIRF)

시험수준에 대한 전계 강도 값은 변조 주기의 최고점에서 측정되는 실효치로 표현한다.

고강도 전자기장 환경 은 다음 표와 같다(a) (HIRF) I :

표 고강도 전자기장 환경I. (HIRF) I

Frequency

Field strength(volts/meter)

Peak Average

10 kHz 2 MHz– 50 50

2 MHz 30 MHz– 100 100

30 MHz 100 MHz– 50 50

100 MHz 400 MHz– 100 100

400 MHz 700 MHz– 700 50

700 MHz 1 GHz– 700 100

1 GHz 2 GHz– 2,000 200

2 GHz 6 GHz– 3,000 200

6 GHz 8 GHz– 1,000 200

8 GHz 12 GHz– 3,000 300

12 GHz 18 GHz– 2,000 200

18 GHz 40 GHz– 600 200

이 표에서 주파수대 끝에서 더 높은 전계 강도를 적용한다.

고강도 전자기장 환경 는 다음과 같다(b) (HIRF) II :

표 고강도 전자기장 환경II. (HIRF) II

Frequency

Field strength(volts/meter)

Peak Average

10 kHz 500 kHz– 20 20

500 kHz 2 MHz– 30 30

2 MHz 30 MHz– 100 100

30 MHz 100 MHz– 10 10

100 MHz 200 MHz– 30 10


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15263

이 표에서 주파수대 끝에서 더 높은 전계 강도를 적용한다.

장비 고강도 전자기장 시험수준(c) (HIRF) I

에서 에서는 퍼센트 이상으로 변조된 연속파 로 의 구형파로 전(1) 10kHz 400MHz 90 (CW) 1kHz

도내성 시험한다 전도내성 전류는 에서 최소 로 시작하고 에서 최소. 10kHz 0.6mA 500kHz

까지 주파수당 로 증가시킨다30mA 10 20dB .

부터 까지는 전도내성 전류는 적어도 여야 한다(2) 500kHz 40MHz 30mA .

부터 까지는 에서 최소 로 시작하여 에서 최소 로(3) 40MHz 400MHz 40MHz 30mA 400MHz 3mA

주파수당 로 감소시키면서 전도내성 시험한다10 20dB .

부터 까지는 연속파 로 퍼센트 이상으로 변조된 의 구형파(4) 100MHz 400MHz (CW) 90 1kHz

크기로 방사내성 시험한다20V/m .

에서 에서 의 펄스 반복주기를 갖는 퍼센트의 듀티 사이클(5) 400MHz 8GHz 1kHz 4 (duty

의 펄스 변조로 최소 의 크기로 방사내성 시험한다 이 신호는 퍼센트의cycle) 150V/m . 50

듀티 사이클로 의 비율로 온 오프 절환되어야 한다1Hz / .

장비 고강도 전자기장 시험수준(d) (HIRF) 2

장비 고강도 전자기장 시험수준 는 수락 가능한 항공기 전달 함수와 감쇄 커브로 감소(HIRF) 2

된 값으로서 이 부록의 표 의 고강도 전자기장 환경 이다 시험은 에서 까II (HIRF) II . 10kHz 8GHz

지의 주파수대를 포함한다.

장비 고강도 전자기장 시험수준(e) (HIRF) 3.

부터 까지는 에서 최소 에서 시작하여 에서 최소(1) 10kHz 400MHz 10kHz 0.15mA 500kHz

까지 주파수 당 로 증가시키면서 전도내성 시험한다7.5mA 10 20dB .

부터 까지 최소 로 전도내성 시험한다(2) 500kHz 40MHz 7.5mA .

부터 까지 에서 로 시작하여 에서 최소 로(3) 40MHz 400MHz 40MHz 7.5mA 400MHz 0.75mA 10

주파수당 로 감쇄하면서 전도내성 시험한다20dB .

부터 까지 최소 의 전계강도로 방사내성 시험한다(4) 100MHz 8GHz 5V/m .

200 MHz 400 MHz– 10 10

400 MHz 1 GHz– 700 40

1 GHz 2 GHz– 1,300 160

2 GHz 4 GHz– 3,000 120

4 GHz 6 GHz– 3,000 160

6 GHz 8 GHz– 400 170

8 GHz 12 GHz– 1,230 230

12 GHz 18 GHz– 730 190

18 GHz 40 GHz– 600 150


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15264

부록 연료탱크 시스템 인화성 감소수단M.

연료탱크 가연성 노출 요구조건M25.1

이 기준의 부록 에 따라서 결정된 각 연료탱크의 기단 평균 가연성 노출(a) N (FAFE, Fleet

은 부록 에서 정의된 바와 같이 가연성 노출 평가시간Average Flammability Exposure) N

의 를 초과하지 않아야 한다 단 인화(FEET, Flammability Exposure Evaluation Time) 3% . ,

성 감소수단 을 사용하는 다음의 작동시간 동안에는(FRM, Flammability Reduction Means)

가연성 노출 평가시간 의 를 초과하지 않아야 한다(FEET) 1.8% .

인화성 감소수단 이 작동하고 있지만 연료탱크는 활성 상태이고 가연성이 있을 때(1) (FRM) , .

인화성 감소수단 이 작동하지 않고 연료탱크는 가연성이 있을 때(2) (FRM) .

이 기준의 부록 에서 정의된 바와 같이 각 연료탱크의 기단 평균 가연성 노출 은(b) N (FAFE)

따뜻한 날씨 에 지상 또는 이륙 및 상승 비행단계 중에도 가연성 노출 평가시(warm days)

간 의 를 초과하지 않아야 한다 이 분석은 다음의 조건을 고려하여야 한다(FEET) 3% . .

(1) 전반적인 성능을 위하여 수행된 가연성 노출 분석으로부터 해면 지상 대기온도 또27 (80 )

는 그 이상의 온도에서 비행한 부분에 대한 자료를 사용하여야 한다.

지상과 이륙 및 상승 비행단계에 대한 평균 가연성 노출은 특정한 비행단계에서 연료탱크(2)

가 가연성 상태인 시간을 해당 비행단계의 총시간으로 나눔으로써 계산할 수 있다.

이 항에 대한 적합성은 인화성 감소수단 이 작동하는 상태로 운항되는 비행기의 해(3) (FRM)

당 비행단계에 적용하여 입증하여야 한다.

적합성 입증M25.2

신청자는 해석 지상시험 비행시험 또는 이들을 조합된 방법으로 적합성 입증에 필요한 데(a) , ,

이터를 제시하여야 한다.

이 부록의 항에 따라 요구되는 분석에서 사용된 파라미터를 검증하여야 한다(1) M25.1 .

이 부록의 항에 대한 적합성을 입증하기 위해 인화성 감소수단 을 사용하는 각(2) M25.1 (FRM)

탱크의 모든 격실에서 가연성 노출 제한에 대한 유효성을 입증하여야 한다.

각각의 비행단계 동안에 인화성 감소수단 이 작동하지 않는 상태에 대한 상황을 서(3) (FRM)

술하여야 한다.

신청자는 승인을 받고자 하는 인화성 감소수단 의 성능에 영향을 미치는 비행기 또는(b) (FRM)

엔진의 형상을 포함하여 해당 인화성 감소수단 이 항의 요구조건에 충족함을(FRM) M25.1

검증하여야 한다.

신뢰성 지시 및 정비 접근성M25.3

(a) 인화성 감소수단 의 잠재적인 고장을 식별하기 위한 신뢰성 지시 수단을(FRM) (indications)

구비하여야 한다 이에 대한 식별은 인화성 감소수단 과 함께 해당 연료탱크가. (FRM) M25.1

항에 제시된 기단 평균 인화성 노출 요구조건을 만족하는지 보장하기 위하여 필요한(FAFE)

것이다 이때 인화성 감소수단 이 작동하지 않는 상태를 포함한다. (FRM) .

정비요원 또는 비행승무원이 인화성 감소수단 의 신뢰성 지시수단에 용이하게 접근할(b) (FRM)

수 있도록 하여야 한다.

인화성 감소수단 과 함께 연료탱크 배기시스템을 통하여 탱크와 통하는 다른 탱크를(c) (FRM) (

포함 그리고 정상적인 상태 또는 고장 상태에서 위험한 상황을 내포할 수 있는 폐쇄된),

공간 또는 감싸진 영역에 접근하는 문이나 패널에는 잠재적으로 위험한 상황이 존재할 수


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15265

있음을 정비요원에게 경고하기 위하여 영구적인 인쇄 표식 또는 플래카드를 부착하여야, ,

한다.

감항성 한계 및 절차M25.4

이 부록의 항에 대한 적합성 입증을 위하여 인화성 감소수단 을 사용하는 경우(a) M25.1 (FRM) ,

항의 요구조건을 만족시키는데 사용된 인화성 감소수단 구성품의 고장을 식별M25.1 (FRM)

하는데 필요한 모든 정비 또는 검사 항목을 감항성 한계 부분에 제시하여야 한다.

인화성 감소수단 의 정비 중에 고려해야 하는 모든 위험을 식별할 수 있도록 정비절(b) (FRM)

차를 작성하여야 한다 이 절차는 감항성유지지침서에 포함되어야 한다. .

신뢰성 보고M25.5

현재 적용되는 기준 에 따라 인화성 감소수단 의 신뢰성에 영향을 미치는 비행기 구(basis) (FRM)

성품의 고장을 평가하여야 한다 신청자 및 소지자는 다음 사항을 수행하여야 한다. .

(a) 인화성 감소수단 신뢰성 데이터의 수집을 보장하는 효과적인 방법을 실증하여야 한다(FRM) .

이 방법으로 구성품 고장과 같은 인화성 감소수단 의 신뢰성에 영향을 미치는 데이터를(FRM)

제시하여야 한다.

에 정의된 바와 같이 국토교통부장관이 대체 보고 절차를 승인하지 않은 경우 해(b) Part 26 ,

당 비행기의 운용 개시 후 첫 년 동안은 매 개월마다 국토교통부에 보고서를 제출하여5 6

야 한다 이후의 매 개월마다 보고는 국토교통부장관이 인정하는 기타의 신뢰성 추적관리. 6

시스템으로 대체하거나 인화성 감소수단 의 신뢰성이 이 부록 항의 노출 요구, (FRM) M25.1

조건을 지속적으로 만족할 수 있다고 확인되는 경우 이를 생략할 수 있다.

에 정의된 바와 같이 국토교통부장관이 승인한 일정계획에 따라 해당 비행기의 운(c) Part 26 ,

용 중에 연료탱크의 기단 평균 가연성 노출 이 항의 요구조건 이상으로 증가할(FAFE) M25.1

수 있는 인화성 감소수단 의 고장을 수정하기 위한 운용기술 지침서를 작성하거나 해(FRM)

당 비행기 매뉴얼을 개정하여야 한다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15266

부록 연료탱크 가연성 노출 및 신뢰성 분석N.

일반N25.1

이 부록은 연료탱크의 기단 평균 가연성 노출(a) (FAFE, Fleet Average Flammability

분석을 수행함에 있어 이 기준의 항과 부록 을 만족하기 위해 필요Exposure) 25.981(b) M

한 요구조건을 규정한다 알루미늄 날개에 장착된 연료탱크에 있어 탱크가 전통적인 비가.

열성 날개의 탱크라는 것이 입증되는 경우 정성적 평가만으로 충분하다, .

이 부록은 분석을 수행함에 있어 사용되는 연료탱크 가연성에 영향을 미치는 파라미터를(b)

정의한다 이것은 대기온도의 통계적 분포 연료 발화점 비행거리 비행기의 하강률 같은. , , ,

기단 에 속한 모든 비행기에 영향을 미치는 파라미터를 포함한다 적합성에 대한 실(fleet) .

증은 평가하고자 하는 비행기 모델에 해당하는 특정한 요소를 적용하도록 요구한다 이와.

같은 요소에는 최대 항속거리 순항 마하수 비행기가 초기 순항비행 단계를 시작하는 전, ,

형적인 고도 지상 및 비행시간 동안의 연료온도 그리고 가연성 감소수단 이 장착된, , (FRM)

경우 이에 대한 성능을 포함한다.

(c) 다음의 절에서 제시하는 정의 입력 변수 그리고 데이터 표는 특정한 비행기 모델에 대한 기, ,

단 평균 가연성 노출 을 결정하기 위한 프로그램에 적용하여야 한다(FAFE) .

정의N25.2

전체 평균 연료온도 라 함은 탱크가 배플 또는 격실에 의(a) (Bulk Average Fuel Temperature)

해서 세부적으로 나누어지는 경우 해당 연료탱크 또는 탱크의 다른 부분 내부의 평균 연,

료온도를 말한다.

가연성 노출 평가시간(b) (FEET, Flammability Exposure Evaluation 이라 함은 비행기가Time)

비행을 위해 준비하는 시간부터 비행 후 착륙하여 모든 탑재물과 모든 승객 및 승무원이

내린 시간까지이다 몬테 카를로 프로그램에서 비행시간은 비행거리 분포도. (Monte Carlo)

표 에서 무작위로 추출되고 사전 비행시간은 비행시간의 함수로 주어지고 비행( N25.4-2) , ,

후 시간은 분으로 한다30 .

가연성 이라 함은 유체 또는 가스에 관하여 쉽게 점화되거나 폭발하기 쉬운 성(c) (Flammable)

질을 의미 의 정의 한다 연료탱크의 비가연성 잔여공간 은 연료 공기 증기가(Part 1 ) . (ullage) -

연소하기에 너무 희박 하거나 너무 농후 경우 또는 아래와 같이 정의된 불활성(lean) (rich)

상태를 말한다 이 부록의 목적상 탱크 내부의 전체 평균 연료온도가 해당 연료의(inert) . ,

가연성 범위 이내에 있을 때 불활성이 아닌 연료탱크는 가연성으로 간주한다 배플 또는.

격실에 의해서 나누어진 불활성이 아닌 연료탱크는 전체 평균 연료온도가 해당 연료의 가

연성 범위 이내에 있을 때 가연성으로 간주한다.

유체의 발화점 이라 함은 가열된 유체 샘플에 불꽃을 작용시킬 때 증기가 순간(d) (Flash Point)

적으로 점화되는 가장 낮은 온도를 말한다 이 부록의 표 은 분석에 사용되는 표준. N25.4-1

연료의 발화점을 제시한다.

기단 평균 가연성 노출 이라 함은 이 부록에(e) (FAFE, Fleet Average Flammability Exposure)

서 정의된 바와 같은 전세계 환경조건과 연료의 특성으로 항속거리 상에서 운항하는 비행

기 형식의 기단 에 대하여 각 연료탱크의 잔여공간 에 가연성이 있는 가연성 노(fleet) (ullage)

출 평가 시간 의 백분율을 말한다(FEET, flammability exposure evaluation time) .

가우스 분포 라 함은 정규 분포 에 대한 다른 명(f) (Gaussian Distribution) (normal distribution)

칭이며 샘플의 평균과 표준편차에 관련된 정확한 수학적 공식을 가지고 있는 대칭적인 빈,


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15267

도 분포이다 가우스 분포는 좌우의 바깥쪽으로 확장되는 곡선에서는 점진적으로 빈도가.

낮은 것으로 관찰되고 평균 주위에서 대부분의 값이 집중되는 종 모양의 빈도 곡선을 나타

낸다.

위험한 상황 이라 함은 정비요원 승객 또는 비행승무원이 죽음(g) (Hazardous Atmosphere) , ,

무능력 자진구출 폐쇄된 공간에서 도움 없이 탈출 능력 장애 부상 심한 통, (self-rescue, ) , ,

증의 위험에 노출되는 상태를 말한다.

불활성 이라 함은 이 부록의 목적상 탱크의 각 격실에서 전체 평균 산소 농도가 해면(h) (Inert)

부터 고도까지는 미만 이후 의 부터3,048m(10,000ft) 12% , 3,048m(10,000ft) 12%

의 까지 선형적으로 증가하고 그 이상의 고도에서는 외삽법에 의해12,192m(40,000ft) 14.5% ,

선형적으로 증가될 때 해당 탱크를 불활성으로 간주한다, .

불활성화 라 함은 불연성 가스가 연료탱크 잔여공간 으로 유입되어 연료탱크(i) (Inerting) (ullage)

잔여공간이 불활성으로 되는 작용을 말한다.

몬테 카를로 분석 이라 함은 이 부록에서 연료탱크의 기단 평균 가(j) (Monte Carlo Analysis)

연성 노출 시간을 평가하기 위한 적합성 입증방법으로 규정한 분석적 방법을 말한(FAFE)

다.

산소 발생 이라 함은 연료탱크에서 압력과 온도의 감소될 때 연료에 용(k) (Oxygen Evolution)

해되어 있던 산소가 연료탱크 잔여공간 으로 방출되는 현상을 말한다(ullage) .

표준 편차 라 함은 분포에서 분산 또는 변동의 통계적 척도로서 산술(I) (Standard Deviation) ,

적 평균으로부터 편차를 제곱한 값을 산술 평균하고 그 값을 제곱근하여 계산한다.

전달 효과 라 함은 이 부록의 목적상 연료량이 적은 상태 연료의 응축(m) (Transport Effects) , ,

연료의 증기화에 의해서 연료탱크 내부에 발생하는 연료 증기 농도의 변화를 말한다.

연료탱크 잔여공간 이라 함은 액체 연료가 채워지지 않은 연료탱크 내부의 빈 공간(n) (Ullage)

을 말한다.

연료탱크 가연성 노출 분석N25.3

연료탱크의 가연성 노출 분석 은 평가 중인 해당 비행기와(a) (flammability exposure analysis)

연료 형식에 대한 기단 평균 가연성 노출 을 결정하기 위해 해당 연료탱크를 대상으(FAFE)

로 수행하여야 한다 연료탱크는 배플 및 격실로 나눠지기 때문에 이 분석은 탱크의 각 격.

실 또는 가장 높은 가연성 노출을 가진 탱크의 격실을 대상으로 수행하여야 한다 이 분석.

에서는 전달 효과 를 고려하지 않는다 이 분석은 연료탱크 가연성 평가방(transport effects) .

법 사용자 매뉴얼 에 제시된 방법 및 절차에 따라서 수행하여야 한다(DOT/FAA/AR-05/8) .

연료탱크 가연성 노출 몬테 카를로 분석에는 항 및 항에 규정된 파라미터를“ ” N25.3(b) (c)


다음의 파라미터는 몬테 카를로 분석에서 정의하며 항에 규정되어 있다(b) , N25.4 .

이 부록에서 정의된 순항비행 대기온도(1)

이 부록에서 정의된 지상 대기온도(2)

이 부록에서 정의된 연료 발화점(3)

이 부록의 표 에서 정의된 비행거리 분포(4) N25.4-2

연료탱크 가연성 평가방법 사용자 매뉴얼 에서 정의된 비행기 상승(5) (DOT/FAA/AR-05/8)

및 하강 프로파일

특정한 비행기 모델에 대한 몬테 카를로 분석에서 입력 값으로 제시되어야 하는 파라미터(c)

는 다음과 같다.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15268

비행기 순항고도(1)

연료탱크 용량 연료의 양이 연료탱크의 가연성에 영향을 미치는 경우 몬테 카를로 분석(2) . ,

에서 평가 중인 비행의 전체 비행시간 동안 연료탱크 또는 연료탱크의 격실 안에 있는 실

제 연료의 양을 입력하여야 한다 이 데이터의 입력 값은 지상 및 비행시험 데이터 또는.

국토교통부장관이 승인한 연료 관리 절차에서 인용하여야 한다.

비행기 순항 마하수(3)

비행기 최대 항속거리(4)

연료탱크 열적 특성 연료의 온도가 연료탱크의 가연성에 영향을 미치는 경우 몬테 카를(5) . ,

로 분석에서 평가 중인 비행의 각 구간에서 연료탱크의 각 지점에서 적시에 연료탱크 안

의 실제 전체 평균 연료온도를 입력하여야 한다 배플 또는 격실로 나누어지는 연료탱크.

에 대한 전체 평균 연료온도 입력 값은 탱크의 각 격실의 값으로 제시하여야 한다 이 데.

이터의 입력 값은 지상 및 비행시험 데이터 또는 지상과 비행시험 데이터에 의해서 확인

한 탱크의 열적 모델 에서 인용하여야 한다(thermal model) .

비행기 비행교범의 한계 부분에 정의된 해당 비행기의 최대 운용온도 한계(6)

비행기 활용 신청자는 평가 대상인 특정한 비행기 모델의 일 비행 편수와 비행 편당 시(7) . 1

간을 포함하는 데이터를 제시하여야 한다 평가 대상 비행기의 기단 데이터가 없을. (fleet)

경우 신청자는 일 비행 편수와 비행 편당 시간이 기존의 기단 데이터와 일치한다는 입, 1

증자료를 제시하여야 한다.

(d) 연료탱크 인화성 감소수단 모델 인화성 감소수단이 사용되는 경우 국토교통부장관이(FRM) . ,

승인한 몬테 카를로 프로그램은 항의 가연성 요구조건에 대한 적합성을 입증하는데M25.981

사용하여야 한다 연료탱크 또는 인화성 감소수단이 장착된 격실이 가연성을 가질 때 프로. ,

그램은 각각의 비행 단계 동안 시간 구간을 결정하여야 한다 시간 구간을 설정하는데 있어.

다음의 요소를 고려하여야 한다.

인화성 감소수단이 적절하게 작동 중이나 연료탱크 통기구 시스템 또는 다른 원인으로 인(1)

하여 비가연성 연료탱크를 유지하지 못하였을 때 가연성 노출 평가 시간을 통해서 예상되

는 운용 상황 하에서 시간 구간

표준 최소장비 목록 에 의한 부작동 시스템의(2) (MMEL, Master Minimum Equipment List)

운항배치를 요구하는 경우 신뢰성 분석에서 가정된 시간 구간 단 국토교통부장관이 대, . ,

체 구간을 승인하지 않은 경우 비행 시간을 일 표준 최소장비 목록 배정제한을 위해, 60 10


인화성 감소수단이 작동정지 또는 작동되지 않을 수 있는 비행기 시스템의 작동정지 또는(3)

고장을 포함하여 잠재적인 또는 알려진 고장에 의하여 발생할 수 있는 국토교통부장관이,

인정하는 분석 또는 시험으로 입증된 인화성 감소수단 부작동 시간 구간의 빈도 및 시간,

연료탱크의 가연성 노출을 증가시킬 수 있는 인화성 감소수단의 고장 영향(4)

연료탱크 내부의 산소 농도에 영향을 미치는 인화성 감소수단을 사용하는 경우 연료에서(5) ,

의 산소 발생이 연료탱크 또는 격실이 불활성 수준을 초과하는 결과를 초래할 때의 시간

구간 신청자는 연료탱크 또는 격실의 연료에서 산소 발생이 가연성 연료탱크가 될 때까.

지의 시간을 포함하여야 한다 산소 발생률은 연료탱크 가연성 평가 사용자 매뉴얼.

에 정의된 값을 사용하여야 한다(DOT/FAA/AR-05/8) .

불활성 시스템 인화성 감소수단을 사용하는 경우 표 에서 정의된 바와 같이 시(6) , N25.4-4 12

간 밤사이의 주변온도 변화로 인하여 주간의 마지막 비행 다음에 연료탱크로 유입될 수


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있는 공기의 영향

신청자는 연료탱크 가연성 분석 승인을 위하여 이 부록의 항에 따라 식별된 해당(e) , N25.3(c)

비행기의 특정한 파라미터 가연성 노출에 영향을 미치는 것으로 항에서 정의된, N25.6(b)

파라미터를 포함하여 입증에 필요한 데이터 감항성 한계 그리고 분석에서 가정한 기타의, , ,

조건을 국토교통부장관에게 제출하여야 한다.

변수와 데이터 표N25.4

다음의 데이터는 기단 평균 가연성 노출 을 결정하기 위하여 가연성 노출 분석을 수행할(FAFE)

때 사용하여야 한다 기단 가연성 노출을 계산하기 위하여 사용되는 변수는 주변 대기온도 비. ,

행시간 가연성 노출 평가시간 연료 발화점 연료탱크의 열적 특성 밤새 강하한 온도 연료탱, , , , ,

크의 연료로부터 잔여공간으로 발생되는 산소를 포함하여야 한다.

주변 대기온도 및 연료 특성(a)

주어진 비행시간 동안에 가연성 노출 정도를 예측하기 위하여 지상의 주변온도와 순항비(1)

행 시 주변온도의 변화 지상에서 순항비행으로 그리고 그 반대의 경로로 전환과정을 계,

산하는 방법을 사용하여야 한다 지상 및 순항 온도의 변화와 연료의 발화점은 가우스 곡.

선에서 정의되며 값과 표준편차 의 값으로 주어진다, 50% “±1 ” .

(2) 주변온도 이 프로그램 하에서 지상 및 순항비행의 주변온도는 대기 상의 온도로 간주한다: .

순항비행 온도에 도착할 때까지 온도는 지상 주변온도부터 국제표준대기 변화율에 따라 고

도와 함께 달라진다 이 고도 이상에서의 주변온도는 순항비행의 주변온도로 고정된다 이것. .

은 상층 대기온도의 변화를 가져온다 저온 대기조건 에서는 까지. (cold days) 3,048m(10,000ft)

역전 이 적용되고 그 이후부터 국제표준대기 변화율을 사용한다(inversion) .

연료 특성(3)

연료인 경우 연료 발화점의 변화는 주어진 표 의 값과 표준편차(i) Jet A , N25.4-1 50% "±1 "

에 의하여 가우스 분포에서 정의된다.

가연성 노출 분석에 사용하여야 하는 연료 가연성 선도는 주어진 비행 동안 몬테 카를(ii)

로에 의해 결정된 연료의 발화점 역할을 하는 것이다 연료 가연성 선도는 다음과 같이.

인화성 상한 과 인화성 하한((UFL, Upper Flammability Limit) (LFL, Lower Flammability

에 의해 정의된다Limit) .

해면고도에서 인화성 하한 해면고도 의 연료 발화점 온도 인화성 하(A) (LFL) : 5.5 (10°F) .

한은 고도가 증가함에 따라 당 비율로 감소한다246m(808ft) 0.55 (1°F) .

해면고도에서 인화성 상한 해면고도 의 연료 발화점 온도 인화성(B) (UFL) : 19.5 (63.5°F) .

상한은 고도가 증가함에 따라 당 비율로 감소한다156m(512ft) 0.55 (1°F) .

각 비행분석을 위한 각각의 임의의 수는 표 에서 정의된 가우스 분포에서 사용하(4) N25.4-1

는 개의 변수 지상 주변온도 순항 주변온도 연료 발화점 로부터 생성하여야 한다3 ( , , ) .

파라미터 지상 주변온도 순항 주변온도 연료 발화점

평균 온도15.36(59.95 )

-73.3 (-70 ) 48.8 (120 )

표준편차-111.18(20.14 )

4.4 (8 ) 4.4 (8 )

표준편차+19.6(17.28 )

4.4 (8 ) 4.4 (8 )

표 지상 주변온도 순항 주변온도 연료 발화점에 대한 가우스 분포N25.4-1. , ,


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몬테 카를로 분석에서 표 에 정의된 비행거리분포도를 사용하여야 한다(b) N25.4-2 .

밤새 강하한 온도 인화성 감소수단 이 장착된 비행기에 대한 밤새 강하한 온도는(c) . (FRM)

다음 사항을 사용하는 것으로 간주한다.

비행거리(NM) 비행기 최대거리(NM)

시작(from) 끝(to) 1,000 2,000 3,000 4,000 5,000 6,000 7,000 8,000 9,000 10,000

0 200 11.7 7.5 6.2 5.5 4.7 4.0 3.4 3.0 2.6 2.3

200 400 27.3 19.9 17.0 15.2 13.2 11.4 9.7 8.5 7.5 6.7

400 600 46.3 40.0 35.7 32.6 28.5 24.9 21.2 18.7 16.4 14.8

600 800 10.3 11.6 11.0 10.2 9.1 8.0 6.9 6.1 5.4 4.8

800 1,000 4.4 8.5 8.6 8.2 7.4 6.6 5.7 5.0 4.5 4.0

1,000 1,200 0.0 4.8 5.3 5.3 4.8 4.3 3.8 3.3 3.0 2.7

1,200 1,400 0.0 3.6 4.4 4.5 4.2 3.8 3.3 3.0 2.7 2.4

1,400 1,600 0.0 2.2 3.3 3.5 3.3 3.1 2.7 2.4 2.2 2.0

1,600 1,800 0.0 1.2 2.3 2.6 2.5 2.4 2.1 1.9 1.7 1.6

1,800 2,000 0.0 0.7 2.2 2.6 2.6 2.5 2.2 2.0 1.8 1.7

2,000 2,200 0.0 0.0 1.6 2.1 2.2 2.1 1.9 1.7 1.6 1.4

2,200 2,400 0.0 0.0 1.1 1.6 1.7 1.7 1.6 1.4 1.3 1.2

2,400 2,600 0.0 0.0 0.7 1.2 1.4 1.4 1.3 1.2 1.1 1.0

2,600 2,800 0.0 0.0 0.4 0.9 1.0 1.1 1.0 0.9 0.9 0.8

2,800 3,000 0.0 0.0 0.2 0.6 0.7 0.8 0.7 0.7 0.6 0.6

3,000 3,200 0.0 0.0 0.0 0.6 0.8 0.8 0.8 0.8 0.7 0.7

3,200 3,400 0.0 0.0 0.0 0.7 1.1 1.2 1.2 1.1 1.1 1.0

3,400 3,600 0.0 0.0 0.0 0.7 1.3 1.6 1.6 1.5 1.5 1.4

3,600 3,800 0.0 0.0 0.0 0.9 2.2 2.7 2.8 2.7 2.6 2.5

3,800 4,000 0.0 0.0 0.0 0.5 2.0 2.6 2.8 2.8 2.7 2.6

4,000 4,200 0.0 0.0 0.0 0.0 2.1 3.0 3.2 3.3 3.2 3.1

4,200 4,400 0.0 0.0 0.0 0.0 1.4 2.2 2.5 2.6 2.6 2.5

4,400 4,600 0.0 0.0 0.0 0.0 1.0 2.0 2.3 2.5 2.5 2.4

4,600 4,800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.6 1.5 1.8 2.0 2.0 2.0

4,800 5,000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2 1.0 1.4 1.5 1.6 1.5

5,000 5,200 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.8 1.1 1.3 1.3 1.3

5,200 5,400 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.8 1.2 1.5 1.6 1.6

5,400 5,600 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.9 1.7 2.1 2.2 2.3

5,600 5,800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.6 1.6 2.2 2.4 2.5

5,800 6,000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2 1.8 2.4 2.8 2.9

6,000 6,200 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 1.7 2.6 3.1 3.3

6,200 6,400 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 1.4 2.4 2.9 3.1

6,400 6,600 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.9 1.8 2.2 2.5

6,600 6,800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.5 1.2 1.6 1.9

6,800 7,000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2 0.8 1.1 1.3

7,000 7,200 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.4 0.7 0.8

7,200 7,400 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.3 0.5 0.7

7,400 7,600 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2 0.5 0.6

7,600 7,800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.1 0.5 0.7

7,800 8,000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.1 0.6 0.8

8,000 8,200 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.5 0.8

8,200 8,400 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.5 1.0

8,400 8,600 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.6 1.3

8,600 8,800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.4 1.1

8,800 9,000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2 0.8

9,000 9,200 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.5

9,200 9,400 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.2

9,400 9,600 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.1

9,600 9,800 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.1

9,800 10,000 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.0 0.1

표 비행거리 분포도N25.4-2.


제정 개정: 1993.08.24 25 - : 2013.04.15271

(1) 이전 비행의 착륙 온도와 같은 한밤중의 초기 온도는 가우스 분포에 근거한 임의의 수이다.

밤새 강하한 온도는 가우스 분포에 근거한 임의의 수이다(2) .

밤새 지상에 있는 비행기 특정한 비행기의 평가 모델을 사용하느냐에 따라 일별 평균 비(3) (

행 대수가 아닌 일 한 대의 비행기 에 대해 착륙 시 외부 공기온도는 다음의 가우스 곡1 ) ,

선에서 임의의 수를 정한다.

파라미터

평균 온도 14.82 (58.68 )

표준편차-1 11.41 (20.55 )

표준편차+1 7.3 (13.21 )

표 착륙 시의 외부 공기온도N25.4-3.

밤새 강하한 외부 공기온도는 다음의 가우스 곡선에서 임의의 수를 정한다(4) .

파라미터

평균 온도 -11.11 (12 )

표준편차1 3.3 (6 )

표 외부 공기온도 강하N25.4-4.

(d) 분석에서 요구하는 시험 비행기 대수 기단 평균과 따뜻한 날 의 가연성. (fleet) (warm day)

노출 요구조건에 대한 적합성을 입증하기 위한 몬테 카를로 분석을 위하여 신청자는 표,

에 정의된 적용 가연성 한계를 만족하는 평가에 의거하여 연료탱크의 따뜻한 날 가N25.4-5

연성 노출과 기단 평균을 확보하기 위한 최소 비행기 수에 대한 분석을 수행하여야 한다.

몬테 카를로

분석 최소 횟수

요구조건 충족하기 위한3%

최대 허용 가능한 몬테 카를로

평균 연료탱크 가연성 노출(%)

요구조건 충족하기 위한7%

최대 허용 가능한 몬테 카를로

평균 연료탱크 가연성 노출(%)

10,000 2.91 6.76

100,000 2.98 6.96

1,000,000 3.00 7.00

표 가연성 노출 한계N25.4-5.

part25 감항분류가수송 류인(t)...

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