단점: "대부분의 승무원은 친절했으나 한명의 신규로 보이는 승무원이 짜증이 나있고 많이 지쳐보였습니다. 덴탈마스크를 전부 뒤집어 착용하고 있었습니다. 마스크 착용안한 승무원도 보여서 전체착용 교육 필요할 것 같습니다." 단점: "한국인 승무원은 한국인 탑승객에게 친절히 대하기를 바란다. 분명 외국항공을 이용할때 한국승무원을 배치하는것은 한국승객들의 편위를 위해서인것으로 생각되는데, 서비스업에 종사하는 사람이 서비스 마인드가 없으면 다른 직업을 찾아보도록 해라." 장점: "마음에 드는 점은 딱히 없었다. 항공권이 저렴했다는 것?" 단점: "타 사이트에서 항공권 예약 시 에어아시아 내 사이트의 예약과 연동이 쉽지 않네요. 고객센터에 문의하면 예약번호로밖에 조회가 안된다고 하고, 공항 카운터에서는 예약번호 외에도 항공권 티켓이 있어야만 발권이 된다고 하고 수화물 추가하는 절차도 에어아시아 사이트에서 예매한 경우 외에는 어떠한 절차로 해야하는지 정확한 안내가 없습니다. 이 점이 몹시 불편했고 밤 비행기임에도 불구하고 항공기 내에서 승무원들의 안내나 기념품 판매로 인한 소음이 몹시 컸습니다. 좌석 간 간격도 좁고 장거리 여행을 위한 안락함은 찾을 수가 없었네요." 단점: "한국인 승무원은 한국인 탑승객에게 친절히 대하기를 바란다. 분명 외국항공을 이용할때 한국승무원을 배치하는것은 한국승객들의 편위를 위해서인것으로 생각되는데, 서비스업에 종사하는 사람이 서비스 마인드가 없으면 다른 직업을 찾아보도록 해라." 장점: "마음에 드는 점은 딱히 없었다. 항공권이 저렴했다는 것?" 단점: "타 사이트에서 항공권 예약 시 에어아시아 내 사이트의 예약과 연동이 쉽지 않네요. 고객센터에 문의하면 예약번호로밖에 조회가 안된다고 하고, 공항 카운터에서는 예약번호 외에도 항공권 티켓이 있어야만 발권이 된다고 하고 수화물 추가하는 절차도 에어아시아 사이트에서 예매한 경우 외에는 어떠한 절차로 해야하는지 정확한 안내가 없습니다. 이 점이 몹시 불편했고 밤 비행기임에도 불구하고 항공기 내에서 승무원들의 안내나 기념품 판매로 인한 소음이 몹시 컸습니다. 좌석 간 간격도 좁고 장거리 여행을 위한 안락함은 찾을 수가 없었네요." JS4.2165 Performance and Flight Characteristics Requirements for Flight in Atmospheric Icing Conditions (a) An applicant who requests certification for flight in atmospheric icing conditions must show the following in the icing conditions for which certification is requested: (1) Compliance with each requirement of this subpart, except those applicable to spins and any that must be demonstrated at speeds in excess of— (i) 250 knots calibrated airspeed (CAS); (iii) A speed at which the applicant demonstrates the airframe will be free of ice accretion. (2) The means by which minimum safe speed warning is provided to the pilot for flight in icing conditions and non-icing conditions is the same. (b) The applicant must provide a means to detect icing conditions for which certification is not requested and show the aircraft's ability to avoid or exit those icing conditions. (c) The applicant must develop an operating limitation to prohibit intentional flight, including takeoff and landing, into icing conditions for which the aircraft is not certified to operate. ※ 블로그 주인장 : §23.2165와 비교해봅니다.
참고로, VMO는 maximum operating limit speed, VNE는 never-exceed speed입니다. § 23.2165 결빙조건에서의 비행을 위한 성능 및 비행특성 요구도. (a) 본 챕터의 part 25에 대한 부록 C의 part 1에 정의된 결빙조건에서의 비행을 위한 인증을 요청하는 신청자, 또는 이런 결빙조건 및 추가적인 대기 결빙조건에서의 비행을 위한 인증을 요청하는 신청자는, 결빙방지계통의 정상운용 하에서 인증이 요청된 결빙조건에서 다음을 보여주어야 합니다: (1) 스핀에 적용되는 것과 다음을 초과하는 속력에서 실증되어야 하는 것을 제외하고, 본 서브파트의 각 요구도와의 적합성 - (iii) 신청자가 기체에 결빙 부착이 없음을 실증하는 속력. (2) 결빙조건과 비결빙조건에서의 비행을 위해 조종사에게 실속 경고를 제공하는 수단은 동일합니다. (b) 신청자가 결빙조건에서의 비행을 위한 인증을 요청하는 경우, 신청자는 인증이 요청되지 않은 결빙조건을 탐지하는 수단을 제공하고 이런 조건을 회피하거나 탈출할 수 있는 항공기의 능력을 보여주어야 합니다. (c) 신청자는, 이착륙을 포함해, 항공기가 운용하도록 인증되지 않은 결빙조건으로 의도적 비행을 금지하는 운용한계를 개발해야 합니다. (a) An applicant who requests certification for flight in icing conditions defined in part 1 of appendix C to part 25 of this chapter, or an applicant who requests certification for flight in these icing conditions and any additional atmospheric icing conditions, must show the following in the icing conditions for which certification is requested under normal operation of the ice protection system(s): (1) Compliance with each requirement of this subpart, except those applicable to spins and any that must be demonstrated at speeds in excess of - (iii) A speed at which the applicant demonstrates the airframe will be free of ice accretion. (2) The means by which stall warning is provided to the pilot for flight in icing conditions and non-icing conditions is the same. (b) If an applicant requests certification for flight in icing conditions, the applicant must provide a means to detect any icing conditions for which certification is not requested and show the airplane's ability to avoid or exit those conditions. (c) The applicant must develop an operating limitation to prohibit intentional flight, including takeoff and landing, into icing conditions for which the airplane is not certified to operate. 신청자는, 신청자가 본 서브파트의 요구도와의 적합성을 보여줄 항공기 설계 및 운용 매개변수의 영역과 한계를 설명하는, 구조설계영역을 결정해야 합니다. 신청자는, 다음을 포함해, 구조적 하중, 강도, 내구성 및 공탄성에 영향을 미치는 모든 항공기 설계 및 운용 매개변수를 고려해야 합니다: (a) 구조적 설계대기속력, 착륙-강하 속력, 그리고 신청자가 본 서브파트의 요구도에 적합함을 보여주어야 하는 모든 기타 속력한계. 구조적 설계대기속력은 다음과 같아야 합니다 - (1) 난기류에서 조종력 상실을 방지하기 위해 항공기의 최소안전속력보다 충분히 높아야 합니다; 그리고 (2) 실제 운용한계 대기속력을 설정하기 위한 충분한 여유를 제공합니다. (b) 서비스 이력에 나타난 것, 그 이상의 설계기동하중계수는 구조설계영역 내에서 발생할 수 있습니다. (c) 중량, 무게중심 및 질량관성모멘트를 포함한 관성속성, 다음을 설명합니다 - (1) 항공기 공허중량으로부터 최대중량까지의 각 임계중량; 그리고 (2) 탑승자, 탑재물 및 연료의 중량 및 분포. (d) 조종면, 고양력장치 또는 기타 동적 면에 대한 운동범위 및 허용오차를 포함한, 항공기 제어계통의 특성. (f) 엔진-구동식 양력-장치 회전 속력 및 범위, 그리고 최대 후방 및 측방 비행속력. JS4.2200 Structural Design Envelope The applicant must determine the structural design envelope, which describes the range and limits of aircraft design and operational parameters for which the applicant will show compliance with the requirements of this subpart. The applicant must account for all aircraft design and operational parameters that affect structural loads, strength, durability, and aeroelasticity, including: (a) Structural design airspeeds, landing-descent speeds, and any other airspeed limitation at which the applicant must show compliance to the requirements of this subpart. The structural design airspeeds must— (1) Be sufficiently greater than the minimum safe speed of the aircraft to safeguard against loss of control in turbulent air; and (2) Provide sufficient margin for the establishment of practical operational limiting airspeeds. (b) Design maneuvering load factors not less than those, which service history shows, may occur within the structural design envelope. (c) Inertial properties including weight, center of gravity, and mass moments of inertia, accounting for— (1) Each critical weight from the aircraft empty weight to the maximum weight; and (2) The weight and distribution of occupants, payload, and fuel. (d) Characteristics of aircraft control systems, including range of motion and tolerances for control surfaces, high lift devices, or other moveable surfaces. (e) Each critical altitude up to the maximum altitude. (f) Engine-driven lifting-device rotational speed and ranges, and the maximum rearward and sideward flight speeds. ※ 블로그 주인장 : §23.2200과 비교해봅니다.
주인장 추정으론, 2022.02.16에 고속 성능 입증 시험비행 중 추락한 N542AJ 양산형 비행시제기 1호기는 "구조설계영역" 검증과도 관련이 있을 것입니다. 즉, V-n diagram 비행영역 한계에 가깝게 시험하고 있었을 것입니다. 신청자는, 신청자가 본 서브파트의 요구도와 적합성을 보여줄 비행기 설계 및 운용 매개변수의 영역과 한계를 설명하는, 구조설계영역을 결정해야 합니다. 신청자는, 다음을 포함해, 구조적 하중, 강도, 내구성 및 공탄성에 영향을 미치는 모든 비행기 설계 및 운용 매개변수를 고려해야 합니다. (a) 구조적 설계대기속력, 착륙 강하 속력, 그리고 신청자가 본 서브파트의 요구도에 적합함을 보여주어야 하는 모든 기타 속력한계. 구조적 설계대기속력은 다음과 같아야 합니다 - (1) 난기류에서 조종력 상실을 방지하기 위해 비행기의 실속 속력보다 충분히 빨라야 합니다; 그리고 (2) 실제 운용한계 대기속력을 설정하기 위한 충분한 여유를 제공합니다. (b) 서비스 이력에 나타난 것, 그 이상의 설계기동하중계수는 구조설계영역 내에서 발생할 수 있습니다. (c) 중량, 무게중심 및 질량관성모멘트를 포함한 관성속성, 다음을 설명합니다 - (1) 비행기 공허중량으로부터 최대중량까지의 각 임계중량; 그리고 (2) 탑승자, 탑재물 및 연료의 중량 및 분포. (d) 조종면, 고양력장치 또는 기타 동적 면에 대한 동작범위 및 허용오차를 포함한 비행기 제어계통의 특성. The applicant must determine the structural design envelope, which describes the range and limits of airplane design and operational parameters for which the applicant will show compliance with the requirements of this subpart. The applicant must account for all airplane design and operational parameters that affect structural loads, strength, durability, and aeroelasticity, including: (a) Structural design airspeeds, landing descent speeds, and any other airspeed limitation at which the applicant must show compliance to the requirements of this subpart. The structural design airspeeds must - (1) Be sufficiently greater than the stalling speed of the airplane to safeguard against loss of control in turbulent air; and (2) Provide sufficient margin for the establishment of practical operational limiting airspeeds. (b) Design maneuvering load factors not less than those, which service history shows, may occur within the structural design envelope. (c) Inertial properties including weight, center of gravity, and mass moments of inertia, accounting for - (1) Each critical weight from the airplane empty weight to the maximum weight; and (2) The weight and distribution of occupants, payload, and fuel. (d) Characteristics of airplane control systems, including range of motion and tolerances for control surfaces, high lift devices, or other moveable surfaces. (e) Each critical altitude up to the maximum altitude. Sec. 23.2205 계통과 구조의 상호작용 Sec. 23.2205 Interaction of Systems and Structures ※ 블로그 주인장 : §23.2205를 그대로 채택했습니다. 구조적 성능을 수정하거나, 본 서브파트의 요구도의 영향을 완화하거나, 본 서브파트의 MoC를 제공하는, 계통이 장착된 비행기의 경우, 신청자는 본 서브파트의 요구도와의 적합성을 보여줄 때 이런 계통의 영향과 고장을 설명해야 합니다. For airplanes equipped with systems that modify structural performance, alleviate the impact of this subpart's requirements, or provide a means of compliance with this subpart, the applicant must account for the influence and failure of these systems when showing compliance with the requirements of this subpart. Sec. 23.2210 Structural Design Loads (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2210를 그대로 채택했습니다. (1) 비행, 육상 및 수상 운용, 육상 및 수상 조업, 그리고 비행기가 주기 또는 계류되어 있을 때, 발생할만한 외부 또는 내부적으로 가해지는 압력, 힘 또는 모멘트로 인한 해당 구조설계하중을 결정합니다. (2) 본 섹션의 (a)(1)항에서 요구하는 하중을 구조설계영역의 경계에서 그리고 그 안에서 매개변수의 모든 임계적인 조합에서 결정합니다. (b) 본 섹션에서 요구하는 해당 구조설계하중의 크기와 분포는 물리적 원리에 기반해야 합니다. (1) Determine the applicable structural design loads resulting from likely externally or internally applied pressures, forces, or moments that may occur in flight, ground and water operations, ground and water handling, and while the airplane is parked or moored. (2) Determine the loads required by paragraph (a)(1) of this section at all critical combinations of parameters, on and within the boundaries of the structural design envelope. (b) The magnitude and distribution of the applicable structural design loads required by this section must be based on physical principles. Sec. 23.2215 Flight Load Conditions (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2215를 그대로 채택했습니다. eVTOL은 분산전기추진(DEP)이므로 (c)항의 경우의 수가 많아지는 데, 이를 모두 상정해야 합니다. 신청자는 다음 비행조건으로 인한 구조설계하중을 결정해야 합니다: (a) 측정된 돌풍 통계에 기반한 이런 돌풍의 크기와 구배일 경우의 대기돌풍. (c) 동력기관 장치의 고장으로 인한 비대칭 추력. The applicant must determine the structural design loads resulting from the following flight conditions: (a) Atmospheric gusts where the magnitude and gradient of these gusts are based on measured gust statistics. (b) Symmetric and asymmetric maneuvers. (c) Asymmetric thrust resulting from the failure of a powerplant unit. Sec. 23.2220 육상 및 수상 하중 조건 Sec. 23.2220 Ground and Water Load Conditions ※ 블로그 주인장 : §23.2220를 그대로 채택했습니다. 신청자는 정상 및 불리한 자세 및 형상에서 해당 표면에서 지상활주, 이륙, 착륙 및 조업 조건으로 인한 구조설계하중을 결정해야 합니다. The applicant must determine the structural design loads resulting from taxi, takeoff, landing, and handling conditions on the applicable surface in normal and adverse attitudes and configurations. 신청자는 다음에 작용하는 구조설계하중을 결정해야 합니다: (a) 다음으로 인한 하중을 견디도록 설계된 각 엔진 장착대 및 지지구조물 - (1) 비행돌풍 및 기동하중과 결합된 동력기관 작동; 그리고 (2) 비왕복동 동력기관의 경우, 동력기관의 갑작스런 정지. (b) 다음으로 인한 각 비행제어 및 고양력 면, 관련 계통 및 지지구조물 - (4) 재밍 및 마찰을 포함한, 계통 유도 조건; 그리고 (5) 해당 면에 발생하는 배풍 활주 및 돌풍을 포함해, 해당 면에 활주, 이륙 및 착륙 운용. (1) 0으로부터 돌풍 및 기동 하중과 결합된 최대 릴리프 압력까지; (2) 항공기가 객실 여압 상태로 착륙할 수 있는 경우, 0으로부터 육상 및 수상 하중과 결합된 최대 릴리프 압력까지; 그리고 (3) 다른 모든 하중을 제외하고, 최대 릴리프 압력에 1.33을 곱한 값에서. (d) 엔진-구동 양력-장치 조립체는, 비행 및 지상 조건으로 인한 하중을 고려해, 모든 양력-장치 회전속력에서 입력 토크를 한정합니다. JS4.2225 Component Loading Conditions The applicant must determine the structural design loads acting on: (a) Each engine mount and its supporting structure such that both are designed to withstand loads resulting from— (1) Powerplant operation combined with flight gust and maneuver loads; and (2) For non-reciprocating powerplants, sudden powerplant stoppage. (b) Each flight control and high-lift surface, their associated system and supporting structure resulting from— (1) The inertia of each surface and mass balance attachment; (2) Flight gusts and maneuvers; (3) Pilot or automated system inputs; (4) System induced conditions, including jamming and friction; and (5) Taxi, takeoff, and landing operations on the applicable surface, including downwind taxi and gusts occurring on the applicable surface. (c) A pressurized cabin resulting from the pressurization differential— (1) From zero up to the maximum relief pressure combined with gust and maneuver loads; (2) From zero up to the maximum relief pressure combined with ground and water loads if the aircraft may land with the cabin pressurized; and (3) At the maximum relief pressure multiplied by 1.33, omitting all other loads. (d) Engine-driven lifting-device assemblies, considering loads resulting from flight and ground conditions, as well limit input torque at any lifting-device rotational speed. ※ 블로그 주인장 : §23.2220에 (d)항을 더했습니다.
신청자는 다음에 작용하는 구조설계하중을 결정해야 합니다: (a) 다음으로 인한 하중을 견디도록 설계된 각 엔진 장착대 및 지지구조물 - (1) 비행돌풍 및 기동하중과 결합된 동력기관 작동; 그리고 (2) 비왕복동 동력기관의 경우, 동력기관의 갑작스런 정지. (b) 다음으로 인한 각 비행제어 및 고양력 면, 관련 계통 및 지지구조물 - (4) 재밍 및 마찰을 포함한 계통 유도 조건; 그리고 (5) 해당 면에서 발생하는 배풍 활주 및 돌풍을 포함해, 해당 면에서 활주, 이륙 및 착륙 운용. (1) 0으로부터 돌풍 및 기동 하중과 결합된 최대 릴리프 압력까지; (2) 항공기가 객실 여압 상태로 착륙할 수 있는 경우, 0으로부터 육상 및 수상 하중과 결합된 최대 릴리프 압력까지; 그리고 (3) 다른 모든 하중을 제외하고, 최대 릴리프 압력에 1.33을 곱한 값에서. The applicant must determine the structural design loads acting on: (a) Each engine mount and its supporting structure such that both are designed to withstand loads resulting from - (1) Powerplant operation combined with flight gust and maneuver loads; and (2) For non-reciprocating powerplants, sudden powerplant stoppage. (b) Each flight control and high-lift surface, their associated system and supporting structure resulting from - (1) The inertia of each surface and mass balance attachment; (2) Flight gusts and maneuvers; (3) Pilot or automated system inputs; (4) System induced conditions, including jamming and friction; and (5) Taxi, takeoff, and landing operations on the applicable surface, including downwind taxi and gusts occurring on the applicable surface. (c) A pressurized cabin resulting from the pressurization differential - (1) From zero up to the maximum relief pressure combined with gust and maneuver loads; (2) From zero up to the maximum relief pressure combined with ground and water loads if the airplane may land with the cabin pressurized; and (3) At the maximum relief pressure multiplied by 1.33, omitting all other loads. Sec. 23.2230 Limit and Ultimate Loads (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2230을 그대로 채택했습니다. Skybrary에서 정리한 한계하중과 극한하중에 대해 소개합니다.
(a) 본 파트에서 달리 명시되지 않는 한 구조설계하중과 동일한, 한계하중; 그리고 (b) 본 파트에서 달리 명시되지 않는 한 한계하중에 1.5 안전계수를 곱한 것과 동일한, 극한하중. The applicant must determine - (a) The limit loads, which are equal to the structural design loads unless otherwise specified elsewhere in this part; and (b) The ultimate loads, which are equal to the limit loads multiplied by a 1.5 factor of safety unless otherwise specified elsewhere in this part. Sec. 23.2235 Structural Strength (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2235를 그대로 채택했습니다. The structure must support: (a) Limit loads without - (1) Interference with the safe operation of the airplane; and (2) Detrimental permanent deformation. (a) 신청자는, 중상 또는 치명상을 초래할 수 있거나, 안전여유가 감소된 상태로 연장된 기간의 운용을 초래할 수 있는, 강도 저하의 예측 가능한 원인으로 인한 구조적 고장을 예방하기 위한 검사 또는 기타 절차를 개발하고 이행해야 합니다. 본 섹션에 따라 개발된 각 검사 또는 기타 절차는 JS4.1529에서 요구하는 지속감항성유지지침서(ICA)의 감항성한계 섹션에 포함되어야 합니다. (1) 항공기는, 도어 및 창문 고장으로 인한 갑작스러운 방출을 포함해, 객실 압력이 갑자기 방출된 후에도 CSFL이 가능해야 합니다. (2) 최고운용고도가 41,000ft를 초과하는 항공기의 경우, 본 섹션의 (a)항에 적합하기 위해 개발된 절차는, 중상 또는 치명상을 초래할 급격한 감압이 손상으로 인해 초래되기 전에, 여압된 객실 구조의 손상을 탐지할 수 있어야 합니다. (c) 항공기는 격납되지 않은 엔진 또는 회전하는 기계 고장으로부터의 고에너지 파편으로 초래된 구조적 손상으로 인한 항공기의 위해요소를 최소화하도록 설계되어야 합니다. JS4.2240 Structural Durability (a) The applicant must develop and implement inspections or other procedures to prevent structural failures due to foreseeable causes of strength degradation, which could result in serious or fatal injuries, or extended periods of operation with reduced safety margins. Each of the inspections or other procedures developed under this section must be included in the Airworthiness Limitations Section of the Instructions for Continued Airworthiness, required by JS4.1529. (b) For pressurized aircraft: (1) The aircraft must be capable of continued safe flight and landing following a sudden release of cabin pressure, including sudden releases caused by door and window failures. (2) For aircraft with maximum operating altitude greater than 41,000 feet, the procedures developed for compliance with paragraph (a) of this section must be capable of detecting damage to the pressurized cabin structure before the damage could result in rapid decompression that would result in serious or fatal injuries. (c) The aircraft must be designed to minimize hazards to the aircraft due to structural damage caused by high-energy fragments from an uncontained engine or rotating machinery failure. ※ 블로그 주인장 : §23.2235의 (b)항을 삭제하고, (a), (c),(d)항을 JS4.2240의 (a), (b), (c)로 사실상 채택했습니다.
(a) 신청자는, 중상 또는 치명상을 초래할 수 있거나, 안전여유가 감소된 상태로 장기간 운용을 초래할 수 있는, 강도 저하의 예측 가능한 원인으로 인한 구조적 고장을 예방하기 위한 검사 또는 기타 절차를 개발하고 이행해야 합니다. 본 섹션에 따라 개발된 각 검사 또는 기타 절차는 § 23.1529에서 요구하는 지속감항성유지지침서(ICA)의 감항성한계 섹션에 포함되어야 합니다. (b) 레벨 4 비행기의 경우, 본 절의 (a)항에 적합하기 위해 개발된 절차는 손상이 구조적 고장을 초래하기 전에 구조적 손상을 탐지할 수 있어야 합니다. (1) 비행기는 도어 및 창문 고장으로 인한 갑작스러운 방출을 포함해, 객실 압력이 갑자기 방출된 후에도 CSFL이 가능해야 합니다. (2) 최고운용고도가 41,000ft를 초과하는 비행기의 경우, 본 섹션의 (a)항에 적합하기 위해 개발된 절차는, 중상 또는 치명상을 초래할 급격한 압력 감압이 손상으로 인해 초래되기 전에, 여압된 객실 구조의 손상을 탐지할 수 있어야 합니다. (d) 비행기는 격납되지 않은 엔진 또는 회전하는 기계 고장으로부터의 고에너지 파편으로 초래된 구조적 손상으로 인한 항공기의 위해요소를 최소화하도록 설계되어야 합니다. (a) The applicant must develop and implement inspections or other procedures to prevent structural failures due to foreseeable causes of strength degradation, which could result in serious or fatal injuries, or extended periods of operation with reduced safety margins. Each of the inspections or other procedures developed under this section must be included in the Airworthiness Limitations Section of the Instructions for Continued Airworthiness required by § 23.1529. (b) For Level 4 airplanes, the procedures developed for compliance with paragraph (a) of this section must be capable of detecting structural damage before the damage could result in structural failure. (c) For pressurized airplanes: (1) The airplane must be capable of continued safe flight and landing following a sudden release of cabin pressure, including sudden releases caused by door and window failures. (2) For airplanes with maximum operating altitude greater than 41,000 feet, the procedures developed for compliance with paragraph (a) of this section must be capable of detecting damage to the pressurized cabin structure before the damage could result in rapid decompression that would result in serious or fatal injuries. (d) The airplane must be designed to minimize hazards to the airplane due to structural damage caused by high-energy fragments from an uncontained engine or rotating machinery failure. Sec. 23.2245 Aeroelasticity (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2245를 그대로 채택했습니다. 플러터는 Sec. 23.2160에서 잠깐 설명했었지요. 항공기는 공탄성(aeroelasticity)으로 인해, (1) 발산(divergence), (2) 조종역전(control reversal), (3) 플러터가 발생할 수 있습니다. (1) 발산(Divergence) : 공기역학적 힘이 날개의 받음각(AoA)을 증가시켜 힘을 더욱 증가시킬 수 있습니다. 예를 들어, 날개 끝단(wingtip)이 과도하게 비틀리며(torsional divergence) 급작스럽게 손상될 수 있습니다. (2) 조종역전(Control Reversal) : 역조작, 제어역전 등으로 다양하게 번역되며, 제어 작동이 오히려 정반대 공기역학적 모멘트를 발생시켜서 극단적으로는 조종유효성(control effectiveness)를 역전시켜 버리는 현상입니다. 예를 들어, 날개가 과도하게 비틀린 상태에서 조종면을 작동하면 제어역전이 발생할 수 있습니다. (3) 플러터(flutter) : 힝공기를 급격한 파괴로 이끄는 억제되지 않은 진동입니다. Sec. 23.2160에서 소개했듯이, 보잉 정의에 따르면, "불안정한 공기역학이 공기가 타고 흐르는 구조의 고유진동수를 들뜨게(excite)시키는 불안정한 상태"입니다. (a) 비행기는 플러터, 조종반전, 그리고 발산이 없어야 합니다 - (1) 구조설계영역 이내 및 충분히 초과하는 모든 속력에서; (4) 모든 임계 고장 또는 오작동에 대해 설명하며. (b) 신청자는 플러터에 영향을 미치는 모든 양에 관한 허용오차를 설정해야 합니다. (a) The airplane must be free from flutter, control reversal, and divergence - (1) At all speeds within and sufficiently beyond the structural design envelope; (2) For any configuration and condition of operation; (3) Accounting for critical degrees of freedom; and (4) Accounting for any critical failures or malfunctions. (b) The applicant must establish tolerances for all quantities that affect flutter. Sec. 23.2250 Design and Construction Principles (a) through (e) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2250을 그대로 채택했습니다. (a) 신청자는 비행기의 예상 운용조건에 맞게 각 부품, 물품 및 조립체를 설계해야 합니다. (b) 설계 데이터는 부품, 물품 또는 조립체 형상, 해당 설계특징, 사용된 모든 재료 및 공정을 적절하게 정의해야 합니다. (c) 신청자는 운용의 안전에 중요한 영향을 미치는 각 설계 세부사항 및 부품의 적절성을 결정해야 합니다. (d) 제어계통은 비행기가 예상되는 한계공기하중을 받을 때 끼임, 과도한 마찰 및 과도한 편향이 없어야 합니다. (e) 문, 캐노피 및 비상구는, 비행 중 열릴 때 위해요소를 만들지 않음을 보여주지 않는 한, 비행 중 부주의한 열림으로부터 보호되어야 합니다. (a) The applicant must design each part, article, and assembly for the expected operating conditions of the airplane. (b) Design data must adequately define the part, article, or assembly configuration, its design features, and any materials and processes used. (c) The applicant must determine the suitability of each design detail and part having an important bearing on safety in operations. (d) The control system must be free from jamming, excessive friction, and excessive deflection when the airplane is subjected to expected limit airloads. (e) Doors, canopies, and exits must be protected against inadvertent opening in flight, unless shown to create no hazard when opened in flight. Sec. 23.2255 Protection of Structure (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2255를 그대로 채택했습니다. (a) 신청자는, 예상되는 운용환경에서 발생 가능할만한 모든 원인으로 인해 강도가 저하되거나 손실되지 않도록 패스너와 같은 작은 부품을 포함해, 비행기의 각 부품을 보호해야 합니다. (b) 비행기의 각 부품은 환기 및 배수를 위한 적절한 기구를 갖고 있어야 합니다. (c) 정비, 예방정비 또는 서비스가 필요한 각 부품에 대해, 신청자는 그런 조치를 수행할 수 있도록 항공기 설계에 수단을 통합해야 합니다. (a) The applicant must protect each part of the airplane, including small parts such as fasteners, against deterioration or loss of strength due to any cause likely to occur in the expected operational environment. (b) Each part of the airplane must have adequate provisions for ventilation and drainage. (c) For each part that requires maintenance, preventive maintenance, or servicing, the applicant must incorporate a means into the aircraft design to allow such actions to be accomplished. Sec. 23.2260 Materials and Processes (a) through (g) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2260을 그대로 채택했습니다. 본 포스팅에서는 "structural failure"를 "구조 고장"으로 번역했지만, 해당 구조 부품/물품/조립체가 당초 설계된 구조적 역할을 온전히 수행하지 못하는 상태로 이해하면 좋겠습니다. (a) 신청자는, 고장시 CSFL을 방해할 수 있는, 서비스에서 예상되는 가능할만한 환경조건의 영향을 고려해, 부품, 물품 및 조립체에 사용되는 재료의 적절성과 내구성을 결정해야 합니다. (b) 사용된 가공 및 조립의 방법 및 공정은 지속적으로 건전한 구조를 생산해야 합니다. 가공공정이 본 목표를 달성하기 위해 면밀한 통제를 요구할 경우, 신청자는 승인된 공정규격에 따라 공정을 수행해야 합니다. (c) 본 섹션의 (f) 및 (g)항에 제공된 경우를 제외하고, 신청자는 구조 요소의 임계성을 설명하는 확률로 재료 강도를 보장하는 설계값을 선택해야 합니다. 설계값은 재료 변동성으로 인한 구조적 고장 가능성을 고려해야 합니다. (d) 재료 강성이 요구될 경우, 그런 물성의 결정은 통계적 기반에서 설계값을 설정하기 위해 규격을 충족하는 재료의 충분한 시험를 기반으로 해야 합니다. (e) 정상운용조건에서 임계적 구성품 또는 구조에 대한 열 영향이 중대한 경우, 신청자는 설계에 사용되는 허용 응력에 대한 영향을 결정해야 합니다. (f) 각 개별 품목의 시편을 사용하기 전에 해당 특정 품목의 실제 강성이 설계에서 사용된 강성과 동일하거나 초과할 것임을 결정하기 위해 시험을 하는 경우, 보장된 최소값만 일반적으로 허용되는 곳애서 본 섹션에 명시된 최소값보다 큰, 설계값을 사용할 수 있습니다. (g) 신청자는 청장이 승인한 경우 다른 재료 설계값을 사용할 수 있습니다. (a) The applicant must determine the suitability and durability of materials used for parts, articles, and assemblies, accounting for the effects of likely environmental conditions expected in service, the failure of which could prevent continued safe flight and landing. (b) The methods and processes of fabrication and assembly used must produce consistently sound structures. If a fabrication process requires close control to reach this objective, the applicant must perform the process under an approved process specification. (c) Except as provided in paragraphs (f) and (g) of this section, the applicant must select design values that ensure material strength with probabilities that account for the criticality of the structural element. Design values must account for the probability of structural failure due to material variability. (d) If material strength properties are required, a determination of those properties must be based on sufficient tests of material meeting specifications to establish design values on a statistical basis. (e) If thermal effects are significant on a critical component or structure under normal operating conditions, the applicant must determine those effects on allowable stresses used for design. (f) Design values, greater than the minimums specified by this section, may be used, where only guaranteed minimum values are normally allowed, if a specimen of each individual item is tested before use to determine that the actual strength properties of that particular item will equal or exceed those used in the design. (g) An applicant may use other material design values if approved by the Administrator. Sec. 23.2265 Special Factors of Safety (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2265을 그대로 채택했습니다. 아까, § 23.2230 "한계 및 극한 하중"은 달리 명시되지 않는 한 한계하중에 안전계수 1.5를 곱하면 극한하중이라고 했습니다. 하지만, 어떤 부품/물품/조립체에 대한 불확실성이 있다면 특별 안전계수를 적용해야 합니다. 즉, 더 보수적으로 설계합니다. (a) 신청자는 임계 설계값이 불확실한 각 부품, 물품 또는 조립체에 대한 각 임계 설계값과, 다음에 해당하는 각 부품, 물품 또는 조립체에 관한 특별 안전계수를 결정해야 합니다 - (1) 정상 교체 전에 서비스가 저하될 가능성이 있는 경우; 또는 (2) 제작공정 또는 검사 방법의 불확실성으로 인해 주목할 만한 변동성이 있는 경우. (b) 신청자는 다음 각호를 설명하는 품질관리 및 규격을 사용해 특별 안전계수를 결정해야 합니다 - (c) 신청자는 구조의 각 부품에 대한 설계에서 가장 관련 있는 특별 안전계수에 각 한계 및 극한 하중을 곱하거나, 비상조건 하중에서 발생하는 것처럼, 해당 한계하중이 없는 경우, 극한하중만을 곱해야 합니다. . (a) The applicant must determine a special factor of safety for each critical design value for each part, article, or assembly for which that critical design value is uncertain, and for each part, article, or assembly that is - (1) Likely to deteriorate in service before normal replacement; or (2) Subject to appreciable variability because of uncertainties in manufacturing processes or inspection methods. (b) The applicant must determine a special factor of safety using quality controls and specifications that account for each - (3) Structural test requirement; (4) Sampling percentage; and (5) Process and material control. (c) The applicant must multiply the highest pertinent special factor of safety in the design for each part of the structure by each limit and ultimate load, or ultimate load only, if there is no corresponding limit load, such as occurs with emergency condition loading. Structural Occupant Protection Sec. 23.2270 Emergency Conditions (a) through (e) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2270을 그대로 채택했습니다. (a) 비행기는, 비상착륙시 손상된 경우에도, 다음과 같은 경우 탈출을 막을 수 있는 부상으로부터 각 탑승자를 보호해야 합니다 - (1) 설계에 제공된 안전장비 및 특징을 적절히 사용합니다; (2) 탑승자는 비상착륙 시 발생 가능할만한 극한정적관성하중을 경험합니다; 그리고 (3) 객실 내부 또는 후방에 있는, 엔진 또는 보조동력장치(APU)를 포함해, 탑승자를 부상시킬 수 있는, 질량 품목은 비상착륙 시 발생 가능할만한 극한정적관성하중을 받을 수 있습니다. (b) 본 섹션의 (a)(1) 및 (a)(2)항에 명시된 비상착륙조건은 다음과 같아야 합니다. (1) 비상착륙 시 발생 가능할만한 동적조건을 포함합니다; 그리고 (2) 비행기 내 물체와의 구속 또는 접촉으로 인해 인간이 허용할 수 있는 인체부상기준을 초과하는, 하중을 탑승자가 경험하지 않도록 합니다. (c) 비행기는 가능할만 한 비행, 지상 및 비상착륙 조건을 고려해, 모든 탑승자를 보호해야 합니다. (d) 각 탑승자보호계통은 의도된 기능을 수행해야 하며 탑승자에게 2차 부상을 유발할 수 있는 위험을 만들지 않아야 합니다. 탑승자보호계통은 사용하지 않을 때 탑승자의 탈출을 막거나 비행기 운용을 방해해서는 안 됩니다. (e) 각 수하물 및 화물 구획은 다음과 같아야 합니다. - (1) 본 파트에 따라 결정된 비행 및 지상 하중 조건에 해당하는 최대하중계수에서 내용물의 최대중량 및 임계하중분포에 대해 설계되어야 합니다; (2) 구획의 내용물이 탑승자에게 충격을 주거나 이동하여 위해요소가 되는 것을 예방할 수 있는 수단을 갖추어야 합니다; 그리고 (3) 손상이나 고장이 안전 운용에 영향을 미칠 수 있는 제어장치, 배선, 라인, 장비 또는 액세서리를 보호하세요. (a) The airplane, even when damaged in an emergency landing, must protect each occupant against injury that would preclude egress when - (1) Properly using safety equipment and features provided for in the design; (2) The occupant experiences ultimate static inertia loads likely to occur in an emergency landing; and (3) Items of mass, including engines or auxiliary power units (APUs), within or aft of the cabin, that could injure an occupant, experience ultimate static inertia loads likely to occur in an emergency landing. (b) The emergency landing conditions specified in paragraph (a)(1) and (a)(2) of this section, must - (1) Include dynamic conditions that are likely to occur in an emergency landing; and (2) Not generate loads experienced by the occupants, which exceed established human injury criteria for human tolerance due to restraint or contact with objects in the airplane. (c) The airplane must provide protection for all occupants, accounting for likely flight, ground, and emergency landing conditions. (d) Each occupant protection system must perform its intended function and not create a hazard that could cause a secondary injury to an occupant. The occupant protection system must not prevent occupant egress or interfere with the operation of the airplane when not in use. (e) Each baggage and cargo compartment must - (1) Be designed for its maximum weight of contents and for the critical load distributions at the maximum load factors corresponding to the flight and ground load conditions determined under this part; (2) Have a means to prevent the contents of the compartment from becoming a hazard by impacting occupants or shifting; and (3) Protect any controls, wiring, lines, equipment, or accessories whose damage or failure would affect safe operations. Subpart D—Design and Construction (a) 신청자는 비행제어계통을 다음과 같이 설계해야 합니다. (1) 그 기능을 적절히 수행할 수 있도록 쉽고, 부드럽고, 분명하게 작동하도록; 그리고 (2) 가능할 만한 위해요소로부터 보호합니다. (b) 신청자는, 장착 시, 다음과 같이 트림 계통을 설계해야 합니다. (1) 부주의하거나, 부정확하거나, 갑작스러운 트림 작동으로부터 보호합니다; 그리고 (i) 항공기 운동에 대한 트림 제어 이동의 방향; (iii) 횡적 및 방향 트림을 위한 중립 위치; 그리고 (iv) 신청자가 요청한 모든 무게중심 범위 및 형상에 대한 이륙 범위. (c) 본 섹션의 (a) 및 (b)항에 추가해, 간접 비행-제어 계통의 경우: (1) 정상 및 비정상 계통 작동 중에 항공기의 핸들링 또는 운용 특성에 대한 중대한 변경 또는 저하를 승무원에게 지시하는 수단이 제공되어야 합니다. 그리고 (2) 조종력 상실(LOC), 구조손상 또는 임계한계 초과로부터 항공기를 보호하는 기능은 다음과 같이 설계되어야 합니다 - (i) 각 보호기능의 시작 특성은 매끄럽고 비행단계 및 기동 유형에 적절합니다; (ii) 동시 한계적 이벤트를 포함한, 비행-제어 입력, 불안정한 대기조건, 그리고 기타 가능할만한 조건에 대한 항공기 응답에 불리한 비행특성이 없습니다; 그리고 (iii) 항공기는 승인된 비행영역 및 예상 운용조건 전반에 걸쳐 극도로 희박해 보이지 않는 고장 후에도 CSFL이 가능합니다. JS4.2300 Flight-Control Systems (a) The applicant must design flight-control systems to: (1) Operate easily, smoothly, and positively enough to allow proper performance of their functions; and (2) Protect against likely hazards. (b) The applicant must design trim systems, if installed, to: (1) Protect against inadvertent, incorrect, or abrupt trim operation; and (2) Provide a means to indicate— (i) The direction of trim control movement relative to aircraft motion; (ii) The trim position with respect to the trim range; (iii) The neutral position for lateral and directional trim; and (iv) The range for takeoff for all applicant-requested center of gravity ranges and configurations. (c) In addition to paragraph (a) and (b) of this section, for indirect flight-control systems: (1) A means must be provided to indicate to the flightcrew any significant changes or degradation to the handling or operational characteristics of the aircraft during normal and abnormal system operation; and (2) Features that protect the aircraft against loss of control, structural damage, or exceeding critical limits must be designed such that— (i) The onset characteristics of each protection feature is smooth and appropriate for the phase of flight and type of maneuver; (ii) There are no adverse flight characteristics in aircraft response to flight-control inputs, unsteady atmospheric conditions, and other likely conditions, including simultaneous limiting events; and (iii) The aircraft is capable of continued safe flight and landing following failures not shown to be extremely improbable throughout the approved flight envelope and expected operational conditions. Sec. 23.2305 Landing Gear Systems (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2305를 그대로 채택했습니다. (a) 착륙장치는 다음과 같이 설계되어야 합니다 - (1) 수상운용 동안 비행기에 안정적인 지지와 제어를 제공합니다; 그리고 (2) 가능할만한 계통 고장 및 가능할만한 운용환경을 설명합니다(예상되는 한계 초과 및 비상절차 포함). (b) 모든 비행기는 착륙할 수 있는 충분한 운동에너지 흡수해 비행기를 정지시킬 수 있는 신뢰할 수 있는 수단을 가져야 합니다. 실패이륙 능력을 입증해야 하는 비행기는 이런 추가적인 운동에너지를 고려해야 합니다. (c) 착륙장치를 작동시키는 게통을 갖춘 비행기의 경우, 다음이 있습니다 - (1) 착륙장치를 착륙 위치에 유지하기 위한 확실한 수단; 그리고 (2) 비전개 계통 위치가 위해요소일 때 착륙장치를 착륙 위치로 가져오는 데 사용할 수 있는 대체 수단. (a) The landing gear must be designed to - (1) Provide stable support and control to the airplane during surface operation; and (2) Account for likely system failures and likely operation environments (including anticipated limitation exceedances and emergency procedures). (b) All airplanes must have a reliable means of stopping the airplane with sufficient kinetic energy absorption to account for landing. Airplanes that are required to demonstrate aborted takeoff capability must account for this additional kinetic energy. (c) For airplanes that have a system that actuates the landing gear, there is - (1) A positive means to keep the landing gear in the landing position; and (2) An alternative means available to bring the landing gear in the landing position when a non-deployed system position would be a hazard. SEC. 23.2310 수상 비행기와 수륙양용의 부력 Sec. 23.2310 Buoyancy for Seaplanes and Amphibians (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2310을 그대로 채택했습니다. 조비가 TC 신청 시 JAS4-1을 수상비행기 또는 수륙양용으로 쓸 의도가 있다고 밝혔으므로, FAA는 관련 요구도를 감항기준에 채택했을 것입니다. § 23.2310 수상비행기 및 수륙양용의 부력. 수상운용으로 의도된 비행기는, 다음과 같아야 합니다 - (a) 담수에서 비행기의 최대중량을 지지하는 데 요구되는 부력의 80% 초과 부력을 제공해야 합니다; 그리고 (b) 부유 또는 기체가 침수될 만한가능성이 있는 경우 비행기가 전복되지 않고 잔잔한 물에 정지 상태로 떠 있을 수 있도록 충분한 여유를 가져야 합니다. Airplanes intended for operations on water, must - (a) Provide buoyancy of 80 percent in excess of the buoyancy required to support the maximum weight of the airplane in fresh water; and (b) Have sufficient margin so the airplane will stay afloat at rest in calm water without capsizing in case of a likely float or hull flooding. Occupant System Design Protection (a) ~ (b) [JAS4-1에 적용, (a)(1)의 비상착수 제외 포함] Sec. 23.2315 Means of Egress and Emergency Exits (a) through (b) [Applicable to JAS4-1, including the ditching exclusion in (a)(1)] ※ 블로그 주인장 : §23.2310을 그대로 채택했습니다. (a) 이륙 또는 착륙을 위해 형상화된 객실에서, 비행기는 다음과 같이 설계됩니다: (1) 레벨 1, 레벨 2 및 단발 엔진 레벨 3 비행기의 비상착수를 제외하고, 비상착수 후 발생할만한 조건에서 비행기의 신속하고 안전한 대피를 촉진합니다. (2) 내부와 외부에서 쉽게 찾고 열 수 있는, 탈출수단(개구부, 출구 또는 비상구)이 있어야 합니다. 여는 수단은 간단하고 명확해야 하며 비행기 내부와 외부에 표지되어야 합니다. (3) 비상구가 있을 때 쉽게 접근할 수 있습니다. (b) 곡예비행용으로 승인된 비행기는 비행 중에 비행기에서 탈출할 수 있는 수단을 가져야 합니다. (a) With the cabin configured for takeoff or landing, the airplane is designed to: (1) Facilitate rapid and safe evacuation of the airplane in conditions likely to occur following an emergency landing, excluding ditching for level 1, level 2 and single engine level 3 airplanes. (2) Have means of egress (openings, exits or emergency exits), that can be readily located and opened from the inside and outside. The means of opening must be simple and obvious and marked inside and outside the airplane. (3) Have easy access to emergency exits when present. (b) Airplanes approved for aerobatics must have a means to egress the airplane in flight. (a) 신청자는 항공기를 다음과 같이 설계해야 합니다: (1) 운항승무원과 승객 간의 명확한 의사소통을 허용합니다; (2) 프로펠러로부터 조종사와 비행제어장치를 보호합니다; 그리고 (3) 윈드실드, 창문 및 캐노피에 손상으로 인한 중상으로부터 탑승자를 보호합니다. (b) 항공기는 2.2lbs(1.0kg) 새와 충돌한 후에도 CSFL을 할 수 있어야 합니다. 또한, 항공기 설계에는 조류충돌 잠재성을 줄이기 위한 조류억제장치가 포함되어야 합니다. (c) 항공기는 각 탑승자에게 호흡 가능한 압력에서 공기를 제공해야 하며, 정상운용 및 가능할만한 고장 중 유해한 농도의 가스, 증기 및 연기가 없어야 합니다. (d) 여압계통이 항공기에 장착된 경우, 다음을 방지하도록 설계되어야 합니다: (e) 항공기에 산소계통이 장착된 경우, 다음과 같아야 합니다 - (1) 저산소증 영향을 예방하기 위해 각 사용자에게 산소를 효과적으로 제공합니다; 그리고 (2) 그 자체로부터, 그 작동 방법에서, 그리고 다른 구성품에 대한 그 영향에 위해요소가 없어야 합니다. JS4.2320 Occupant Physical Environment (a) The applicant must design the aircraft to: (1) Allow clear communication between the flightcrew and passengers; (2) Protect the pilot and flight controls from propellers; and (3) Protect the occupants from serious injury due to damage to windshields, windows, and canopies. (b) The aircraft must be capable of continued safe flight and landing after a bird strike with a 2.2-lb (1.0 kg) bird. In addition, the aircraft design must include bird deterrence devices to reduce the potential for bird strikes. (c) The aircraft must provide each occupant with air at a breathable pressure, free of hazardous concentrations of gases, vapors, and smoke during normal operations and likely failures. (d) If a pressurization system is installed in the aircraft, it must be designed to protect against: (1) Decompression to an unsafe level; and (2) Excessive differential pressure. (e) If an oxygen system is installed in the aircraft, it must— (1) Effectively provide oxygen to each user to prevent the effects of hypoxia; and (2) Be free from hazards in itself, in its method of operation, and its effect upon other components. ※ 블로그 주인장 : §23.2320을 사실상 그대로 채택했습니다. 다만, §23.2320(b)의 조류충돌 요구도는 "통근기(commuter)"급의 레벨 4 비행기에만 해당되었지만, UAM용 eVTOL이 도심에서 저고도 다빈도 운용되는 점을 고려해, 승객 4인석인 JAS4-1에도 2.2lbs(1.0kg) 조류충돌 요구도를 강제했습니다. (a) 신청자는 비행기를 다음과 같이 설계해야 합니다 - (1) 운항승무원과 승객 간의 명확한 의사소통을 허용합니다; (2) 프로펠러로부터 조종사와 비행제어장치를 보호합니다; 그리고 (3) 윈드실드, 창문, 캐노피에 손상으로 인한 중상으로부터 탑승자를 보호합니다. (b) 레벨 4 비행기의 경우, 각 윈드실드와 조종사 바로 앞의 지지구조물은, 비행기의 속도가 비행기의 최고접근플랩속력과 같을 때 2lbs 새에 동등한 충격을, 관통없이, 견뎌야 합니다. (c) 비행기는 각 탑승자에게 호홉 가능한 압력에서 공기를 제공해야 하며, 정상운용 및 가능할만한 고장 중 유해한 농도의 가스, 증기 및 연기가 없어야 합니다. (d) 여압계통이 비행기에 장착된 경우, 다음을 방지하도록 설계되어야 합니다 - (e) 비행기에 산소계통이 장착된 경우, 다음과 같아야 합니다 - (1) 저산소증 영향을 예방하기 위해 각 사용자에게 산소를 효과적으로 제공합니다; 그리고 (2) 그 자체로부터, 그 작동 방법에서 그리고 다른 구성품에 대한 그 영향에 위해요소가 없어야 합니다. (a) The applicant must design the airplane to - (1) Allow clear communication between the flightcrew and passengers; (2) Protect the pilot and flight controls from propellers; and (3) Protect the occupants from serious injury due to damage to windshields, windows, and canopies. (b) For level 4 airplanes, each windshield and its supporting structure directly in front of the pilot must withstand, without penetration, the impact equivalent to a two-pound bird when the velocity of the airplane is equal to the airplane's maximum approach flap speed. (c) The airplane must provide each occupant with air at a breathable pressure, free of hazardous concentrations of gases, vapors, and smoke during normal operations and likely failures. (d) If a pressurization system is installed in the airplane, it must be designed to protect against - (1) Decompression to an unsafe level; and (2) Excessive differential pressure. (e) If an oxygen system is installed in the airplane, it must - (1) Effectively provide oxygen to each user to prevent the effects of hypoxia; and (2) Be free from hazards in itself, in its method of operation, and its effect upon other components. Fire and High Energy Protection (a)(1), (a)(2), (b)~(d), (f)(1), (g)~(h) [JAS4-1에 적용] (a)(3), (e) 및 (f)(2) [JAS4-1에는 비적용] § 23.2325 Fire Protection (a)(1), (a)(2), (b) through (d), (f)(1), and (g) through (h) [Applicable to JAS4-1] (a)(3), (e), and (f)(2) [Not applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §23.2320의 대부분을 채택했지만, 통근기인 Level 4 비행기의 화재방지 요구도는 제외했습니다. 예를 들어, JAS4-1의 기내 소화기는 조종석 인근에만 비치할 뿐, 객실에는 두지 않아도 되며, 조종실/객실의 재료는 "자기-소화성" 요구도를 적용받지 않고, 난연성이면 됩니다. (a) 다음 재료는 자기-소화성이어야 합니다 - (2) 레벨 1, 2, 3 비행기의 경우, 비행 중 접근 불가한 수하물 및 화물 구획의 재료; 그리고 (3) 레벨 4 비행기의 경우, 조종실, 객실, 수하물 및 화물 구획의 재료. (1) 레벨 1, 2, 3 비행기의 경우, 비행 중 접근 가능한 각 구획의 재료; 그리고 (2) 전기 케이블 장착과 관련되고 회로 과부하 또는 결함 발생 시 과열되는 모든 장비. (c) 동체의 열/음향 재료가 장착될 경우 화염 전파 위해요소이면 안 됩니다. (d) 인접한 물체를 발화시킬 수 있는 각 수하물 및 화물 구획 내의 열원은 그런 발화를 예방하기 위해 차폐 및 절연되어야 합니다. (e) 레벨 4 비행기의 경우, 각 수하물 및 화물 구획은 다음과 같아야 합니다 - (1) 화재가 조종사에게 보일 수 있는 곳에 위치하거나, 화재탑지계통 및 경고계통을 갖어야 합니다; 그리고 (2) 화재의 수동 진압이 접근 가능하거나, 내장된 소화계통을 갖거나, 구획 내에서 모든 화재를 격납할 수 있도록 구성 및 밀폐되어야 합니다. (f) 다음과 같이 객실에서 화재를 소화할 수 있는 수단이 있어야 합니다. (1) 조종사가, 착석한 동안, 소화수단에 쉽게 접근할 수 있습니다; 그리고 (2) 레벨 3 및 4 비행기의 경우, 승객은 여객 구획 내에서 소화수단을 갖고 있습니다. (g) 유체계통 누출로 인해 인화성 유체 또는 증기가 누출될 수 있는 각 구역은 다음과 같아야 합니다 - (2) 유체 및 증기 발화 확률과, 발화 발생 시, 결과적인 위해요소를 최소화하는 수단을 가집니다. (h) 연소발열장착품은 비격납 화재로부터 보호되어야 합니다. (a) The following materials must be self-extinguishing - (1) Insulation on electrical wire and electrical cable; (2) For levels 1, 2, and 3 airplanes, materials in the baggage and cargo compartments inaccessible in flight; and (3) For level 4 airplanes, materials in the cockpit, cabin, baggage, and cargo compartments. (b) The following materials must be flame resistant - (1) For levels 1, 2 and 3 airplanes, materials in each compartment accessible in flight; and (2) Any equipment associated with any electrical cable installation and that would overheat in the event of circuit overload or fault. (c) Thermal/acoustic materials in the fuselage, if installed, must not be a flame propagation hazard. (d) Sources of heat within each baggage and cargo compartment that are capable of igniting adjacent objects must be shielded and insulated to prevent such ignition. (e) For level 4 airplanes, each baggage and cargo compartment must - (1) Be located where a fire would be visible to the pilots, or equipped with a fire detection system and warning system; and (2) Be accessible for the manual extinguishing of a fire, have a built-in fire extinguishing system, or be constructed and sealed to contain any fire within the compartment. (f) There must be a means to extinguish any fire in the cabin such that - (1) The pilot, while seated, can easily access the fire extinguishing means; and (2) For levels 3 and 4 airplanes, passengers have a fire extinguishing means available within the passenger compartment. (g) Each area where flammable fluids or vapors might escape by leakage of a fluid system must - (2) Have a means to minimize the probability of fluid and vapor ignition, and the resultant hazard, if ignition occurs. (h) Combustion heater installations must be protected from uncontained fire. JS4.2330 화재구역 및 인접구역의 화재방지 (a) 화재구역 내 또는 인접한 비행제어장치, 엔진 장착대 및 기타 비행 구조물은 화재의 영향을 견딜 수 있어야 합니다. (b) 화재구역의 엔진은 화재 발생 시 항공기에 부착된 채 유지되어야 합니다. (c) 화재구역에서, 비상절차 중에 사용되는 단자, 장비 및 전기 케이블은 화재 발생 시 의도된 기능을 수행해야 합니다. JS4.2330 Fire Protection in Fire Zones and Adjacent Areas (a) Flight controls, engine mounts, and other flight structures within or adjacent to fire zones must be capable of withstanding the effects of a fire. (b) Engines in a fire zone must remain attached to the aircraft in the event of a fire. (c) In fire zones, terminals, equipment, and electrical cables used during emergency procedures must perform their intended function in the event of a fire. ※ 블로그 주인장 : §23.2320을 사실상 그대로 채택했습니다. 다만, (c)항에서 "내화성"을 "의도된 기능을 수행"으로 결과론적인 요구도로 변화시켰습니다. eVTOL은 전기추진을 사용하므로, 재래식 내연기관 항공기에 비해 전기/전자 부품, 전기 케이블, 배선, 부속품들이 더 많은 점을 고려해, 비상절차 중 사용되는 단자, 장비, 전기 케이블은 내화성뿐만 아니라 의도된 기능을 수행하도록 요구했습니다. § 23.2330 지정된 화재구역 및 인접구역의 화재방지. (a) 비행제어장치, 엔진 장착대 및 지정된 화재구역 내 또는 인접한 기타 비행 구조물은 화재의 영향을 견딜 수 있어야 합니다. (b) 지정된 화재구역의 엔진은 화재 발생 시 비행기에 부착된 채로 유지되어야 합니다. (c) 지정된 화재구역에서, 비상절차 중에 사용되는 단자, 장비 및 전기 케이블은 내화성이 있어야 합니다. (a) Flight controls, engine mounts, and other flight structures within or adjacent to designated fire zones must be capable of withstanding the effects of a fire. (b) Engines in a designated fire zone must remain attached to the airplane in the event of a fire. (c) In designated fire zones, terminals, equipment, and electrical cables used during emergency procedures must be fire-resistant. (a) 항공기는 낙뢰로부터의 참사적 영향으로부터 보호되어야 합니다. (b) 항공기는 정전기 전하의 축적으로 인한 유해한 영향으로부터 보호되어야 합니다. JS4.2335 Lightning and Static Electricity Protection (a) The aircraft must be protected against catastrophic effects from lightning. (b) The aircraft must be protected against hazardous effects caused by an accumulation of electrostatic charge. ※ 블로그 주인장 : §23.2335를 그대로 채택하고, (b)항을 추가했습니다. 정전기 전하의 축적을 방출하는 장비로는 정전기 방전기(static discharger or wick)가 있으니, JAS4-1도 그걸 장착하라는 말이죠. 비행기는 낙뢰로부터의 참사적 영향으로부터 보호되어야 합니다. The airplane must be protected against catastrophic effects from lightning. (a) 본 서브파트의 목적을 위해, 항공기 동력기관 장착은 추진에 필요한 각 구성품을 포함해야 하며, 이는 추진 안전성에 영향을 미치거나 항공기에 보조동력을 제공합니다. (b) 각 항공기 엔진과 프로펠러는 형식증명(TC)을 갖고 있거나 서브파트 H 및 I에 있는 표준을 사용해 항공기 TC에 따라 승인을 받아야 합니다. (c) 신청자는 다음을 고려해 각 동력기관 장착을 시공하고 배치해야 합니다. (1) 이물질 위협을 포함해, 가능할만한 운용조건; (2) 항공기 기타 부품 및 그 주변물에 대한 동적 부품의 충분한 간격; (3) 지상요원에 대한 위해요소를 포함해 운용 중 가능할만한 위해요소; 그리고 (d) 유체, 증기 또는 가스의 유해한 축적은 항공기 및 인원 구획으로부터 격리되어야 하며 안전하게 격납되거나 방출되어야 합니다. (e) 동력기관 구성품은 구성품 한계 및 장착지침에 적합하거나 위해요소를 만들지 않음을 보여주어야 합니다. JS4.2400 Powerplant Installation (a) For the purpose of this subpart, the aircraft powerplant installation must include each component necessary for propulsion, which affects propulsion safety, or provides auxiliary power to the aircraft. (b) Each aircraft engine and propeller must have a type certificate or be approved under the aircraft type certificate using standards found in subparts H and I. (c) The applicant must construct and arrange each powerplant installation to account for— (1) Likely operating conditions, including foreign-object threats; (2) Sufficient clearance of moving parts to other aircraft parts and their surroundings; (3) Likely hazards in operation including hazards to ground personnel; and (4) Vibration and fatigue. (d) Hazardous accumulations of fluids, vapors, or gases must be isolated from the aircraft and personnel compartments and be safely contained or discharged. (e) Powerplant components must comply with their component limitations and installation instructions or be shown not to create a hazard. ※ 블로그 주인장 : §23.2335를 사실상 그대로 채택했습니다. 다만, (b)항에서, 엔진과 프로펠러에 관한 별도의 TC를 갖던지, 그러지 않으면 본 감항기준 서브파트 H(전기엔진 요구도), I(프로펠러 요구도)의 표준을 따라 JAS4-1 항공기 TC에 포함되어 받도록 해줍니다. 즉, 조비는 JAS4-1의 전기엔진과 프로펠러에 대한 TC를 별도로 받을 마음이 없고, JAS4-1 TC에 녹여서 받고 싶은 것이죠. (a) 본 서브파트의 목적을 위해, 비행기 동력기관 장착은 추진에 필요한 각 구성품을 포함해야 하며, 이는 추진 안전성에 영향을 미치거나 비행기에 보조동력을 제공합니다. (b) 각 항공기 엔진과 프로펠러는 형식증명(TC)을 갖고 있어야 하며, 단, 레벨 1 저속 비행기에 장착된 엔진과 프로펠러는, 청장은 엔진 또는 프로펠러의 특정 설계 및 의도된 용도에 적절하고 적용 가능하며 FAA가 수락 가능한 수준의 안전성을 제공하는 감항기준을 지닌, FAA에서 수락한 표준에 따른 비행기 TC에 따라 승인될 수 있습니다. (c) 신청자는 다음을 고려해 각 동력기관 장착을 시공하고 배치해야 합니다. (1) 이물질 위협을 포함한, 가능할만한 운용조건; (2) 항공기 기타 부품 및 그 주변물에 대한 동적 부품의 충분한 간격; (3) 지상요원에 대한 위해요소를 포함해 운용 중 가능할만한 위해요소; 그리고 (d) 유체, 증기 또는 가스의 유해한 축적은 항공기 및 인원 구획으로부터 격리되어야 하며 안전하게 격납 또는 방출되어야 합니다. (e) 동력기관 구성품은 구성품 한계 및 장착지침에 적합하거나 위해요소를 만들지 않음을 보여주어야 합니다. (a) For the purpose of this subpart, the airplane powerplant installation must include each component necessary for propulsion, which affects propulsion safety, or provides auxiliary power to the airplane. (b) Each airplane engine and propeller must be type certificated, except for engines and propellers installed on level 1 low-speed airplanes, which may be approved under the airplane type certificate in accordance with a standard accepted by the FAA that contains airworthiness criteria the Administrator has found appropriate and applicable to the specific design and intended use of the engine or propeller and provides a level of safety acceptable to the FAA. (c) The applicant must construct and arrange each powerplant installation to account for - (1) Likely operating conditions, including foreign object threats; (2) Sufficient clearance of moving parts to other airplane parts and their surroundings; (3) Likely hazards in operation including hazards to ground personnel; and (4) Vibration and fatigue. (d) Hazardous accumulations of fluids, vapors, or gases must be isolated from the airplane and personnel compartments, and be safely contained or discharged. (e) Powerplant components must comply with their component limitations and installation instructions or be shown not to create a hazard. (a) 모든 동력 또는 추력 제어계통, 역전계통 또는 동력기관 제어계통은 계통이 정상운용하는 동안 불안전한 조건이 발생하지 않도록 설계해야 합니다. (b) 동력 또는 추력 제어계통, 역전계통 또는 동력기관 제어계통의 단일 고장 또는 고장/오작동의 가능할만한 조합이 항공기의 CSFL을 방해해서는 안 됩니다. (c) 동력 또는 추력 제어계통, 역전계통 또는 동력기관 제어계통의 부주의한 운항승무원의 작동은 예방되어야 하며, 예방되지 않는 경우, 항공기의 CSFL을 방해해서는 안 됩니다. (d) 자동 동력 또는 추력 제어계통의 고장이 극히 희박하지 않는 한, 계통은 다음을 수행해야 합니다- (1) 운항승무원이 계통이 운용조건에 있는지 확인할 수 있는 수단을 제공합니다; (2) 운항승무원이 자동기능을 오버라이드 할 수 있는 수단을 제공합니다; 그리고 JS4.2405 Power or Thrust Control Systems (a) Any power or thrust control system, reverser system, or powerplant control system must be designed so no unsafe condition results during normal operation of the system. (b) Any single failure or likely combination of failures or malfunctions of a power or thrust control system, reverser system, or powerplant control system must not prevent continued safe flight and landing of the aircraft. (c) Inadvertent flightcrew operation of a power or thrust control system, reverser system, or powerplant control system must be prevented, or if not prevented, must not prevent continued safe flight and landing of the aircraft. (d) Unless the failure of an automatic power or thrust control system is extremely remote, the system must— (1) Provide a means for the flightcrew to verify the system is in an operating condition; (2) Provide a means for the flightcrew to override the automatic function; and (3) Prevent inadvertent deactivation of the system. ※ 블로그 주인장 : FAA는 서문에서, "JS4.2405에서 감항기준 제정안은 § 23.2405 및 § 23.2425의 엔진 및 프로펠러 제어 기능을 결합하고 엔진 제어, 프로펠러 제어 및 나셀 회전을 포함한 모든 동력기관 제어 기능을 포착하도록 적용을 개정합니다"라고 밝혔었죠.
§ 23.2405 자동 동력 또는 추력 제어계통. (a) 비행 중 사용하기 위해 의도된 자동 동력 또는 추력 제어계통은 계통의 정상운용 중에 안전하지 않은 조건이 발생하지 않도록 설계되어야 합니다. (b) 자동 동력 또는 추력 제어계통의 단일 고장 또는 고장의 가능할만한 조합이 비행기의 CSFL을 방해해서는 안 됩니다. (c) 운항승무원에 의한 자동 동력 또는 추력 제어계통의 부주의한 작동은 예방되어야 하며, 예방되지 않을 경우, 불안전한 조건을 초래해서는 안 됩니다. (d) 자동 동력 또는 추력 제어계통의 고장이 극히 희박하지 않는 한, 계통은 다음을 수행해야 합니다 - (1) 운항승무원이 계통이 운용조건에 있는지 확인할 수 있는 수단을 제공합니다; (2) 운항승무원이 자동 기능을 오버라이드 할 수 있는 수단을 제공합니다; 그리고 (3) 계통의 우발적인 비활성화를 예방합니다. (a) An automatic power or thrust control system intended for in-flight use must be designed so no unsafe condition will result during normal operation of the system. (b) Any single failure or likely combination of failures of an automatic power or thrust control system must not prevent continued safe flight and landing of the airplane. (c) Inadvertent operation of an automatic power or thrust control system by the flightcrew must be prevented, or if not prevented, must not result in an unsafe condition. (d) Unless the failure of an automatic power or thrust control system is extremely remote, the system must - (1) Provide a means for the flightcrew to verify the system is in an operating condition; (2) Provide a means for the flightcrew to override the automatic function; and (3) Prevent inadvertent deactivation of the system. Sec. 23.2410 동력기관 장착 위해요소 평가 Sec. 23.2410 Powerplant Installation Hazard Assessment (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 23.2410을 그대로 채택했습니다. § 23.2410 동력기관 장착 위해요소 평가 신청자는 동력기관계통, 구성품 또는 부속품의 고장 가능성으로 인한 모든 위해요소가 다음과 같지 않음을 보여주기 위해 각 동력기관을 항공기 기타 계통과 장착품과 관련해 분리해 평가해야 합니다. (a) CSFL을 방지하거나, CSFL을 보장할 수 없는 경우, 위해요소는 최소화됩니다; (b) 회피할 수 있는 중상을 초래합니다; 그리고 (c) 나머지 모든 동력기관계통의 지속적인 작동을 위해 모든 승무원의 즉각 조치를 요구합니다. The applicant must assess each powerplant separately and in relation to other airplane systems and installations to show that any hazard resulting from the likely failure of any powerplant system, component, or accessory will not - (a) Prevent continued safe flight and landing or, if continued safe flight and landing cannot be ensured, the hazard has been minimized; (b) Cause serious injury that may be avoided; and (c) Require immediate action by any crewmember for continued operation of any remaining powerplant system. Sec. 23.2415 Powerplant Ice Protection (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 23.2415를 그대로 채택했습니다. JAS4-1은 내연기관 기반이 아니고 전기추진 기반이므로 연소에 필요한 공기가 유입되는 흡입구(inlet)가 불필요하지만, 전기추진계통 등의 발열을 냉각을 위해, 그 설계에 따라 외부 대기를 유입할 수도 있습니다. (a) 흡기 및 흡입 시스템을 포함한, 비행기 설계는 동력기관 작동에 악영향을 미치는 예측 가능한 결빙 또는 눈의 축적을 예방해야 합니다. (b) 동력기관 장착 설계는, 인증이 요청된 결빙 조건에서, 동력기관 작동에 악영향을 미치는 결빙 또는 눈의 축적을 예방해야 합니다. (a) The airplane design, including the induction and inlet system, must prevent foreseeable accumulation of ice or snow that adversely affects powerplant operation. (b) The powerplant installation design must prevent any accumulation of ice or snow that adversely affects powerplant operation, in those icing conditions for which certification is requested. (a) 장착된 각 동력기관은 항공기 및 엔진의 운용한계 범위 내에서 정상 및 비상 운용동안 모든 유해한 특성 없이 작동해야 합니다. (b) 설계는 설정된 운용영역 내에서 비행 중에 동력기관의 정지 및 재시동을 제공해야 합니다. JS4.2425 Powerplant Operational Characteristics (a) Each installed powerplant must operate without any hazardous characteristics during normal and emergency operation within the range of operating limitations for the aircraft and the engine. (b) The design must provide for the shutdown and restart of the powerplant in flight within an established operational envelope. ※ 블로그 주인장 : § 23.2415(a)는 그대로 채택했지만, (b)항은 "조종사"를 "설계"로 대체했습니다. 그 이유는 JAS4-1 같은 eVTOL은 유인조종이라고 하더라도, 여러 개의 분산전기추진(DEP)을 자동으로 제어하는 시스템을 채택했으므로, 조종사가 일일이 DEP를 정지하고 재시동할 수 없기 때문입니다. (a) 장착된 동력기관은 비행기 및 엔진의 운용한계의 범위 내에서 정상 및 비상 운용동안 모든 유해한 특성 없이 작동해야 합니다. (b) 조종사는 비행 중인 동력기관를 정지하고 설정된 운용영역 내에서 동력기관을 재시동할 수 있는 능력이 있어야 합니다. (a) The installed powerplant must operate without any hazardous characteristics during normal and emergency operation within the range of operating limitations for the airplane and the engine. (b) The pilot must have the capability to stop the powerplant in flight and restart the powerplant within an established operational envelope. (a) 각 에너지계통은 다음과 같아야 합니다 - (1) 한 계통의 어느 한 구성품의 고장이 다른 계통의 에너지 저장 또는 공급의 손실을 초래하지 않도록, 다중 에너지-저장 및 공급 계통 간에 독립성을 제공하도록 설계 및 배열되어야 합니다; (2) 낙뢰에 노출될 가능성이 있을만한 항공기에 대한 직간접적 영향을 고려해, 낙뢰로 인한 참사적 이벤트를 예방하도록 설계되어야 합니다; (3) 가능할만한 모든 운용조건에서 각 동력기관 및 보조동력장치가 적절히 기능하도록 보장하는 데 필요한 에너지를 제공합니다; (4) 가능할만한 에너지 변동을 고려해, 계통이 올바르게 작동할 때 사용 가능한 총 가용 에너지를 결정하고 해당 에너지를 중단 없이 공급할 수 있는 수단을 운항승무원에게 제공합니다; (5) 계통에 저장된 에너지를 항공기로부터 안전하게 제거하거나 격리하는 수단을 제공합니다; 그리고 (6) 모든 가능할만한 운용조건에서 에너지를 보존하고 비상착륙 또는 그렇지 않으면 생존 가능한 충격(추락착륙) 후 탑승자에 대한 위해요소를 최소화하도록 설계되어야 합니다. (b) 각 에너지-저장 계통은 다음과 같아야 합니다 - (1) 가능할만한 운용조건에서 고장 없이 하중을 견딥니다; 그리고 (2) 인원 구획으로부터 격리되고 의도되지 않은 온도 영향으로 인한 위해요소로부터 보호됩니다. (c) 각 에너지-저장 재주입 또는 재충전 계통은 다음과 같이 설계되어야 합니다 - (1) 부적절한 재주입 또는 재충전을 예방합니다; 그리고 (3) 재주입 또는 재충전하는 동안 항공기 또는 사람에 대한 위해요소 발생을 예방합니다. (a) Each energy system must— (1) Be designed and arranged to provide independence between multiple energy-storage and supply systems, so that failure of any one component in one system will not result in loss of energy storage or supply of another system; (2) Be designed to prevent catastrophic events due to lightning strikes, taking into account direct and indirect effects on the aircraft where the exposure to lightning is likely; (3) Provide the energy necessary to ensure each powerplant and auxiliary power unit functions properly in all likely operating conditions; (4) Provide the flightcrew with a means to determine the total useable energy available and provide uninterrupted supply of that energy when the system is correctly operated, accounting for likely energy fluctuations; (5) Provide a means to safely remove or isolate the energy stored in the system from the aircraft; and (6) Be designed to retain energy under all likely operating conditions and to minimize hazards to occupants following an emergency landing or otherwise survivable impact (crash landing). (b) Each energy-storage system must— (1) Withstand the loads under likely operating conditions without failure; and (2) Be isolated from personnel compartments and protected from hazards due to unintended temperature influences. (c) Each energy-storage refilling or recharging system must be designed to— (1) Prevent improper refilling or recharging; and (3) Prevent the occurrence of hazard to the aircraft or to persons during refilling or recharging. ※ 블로그 주인장 : 당초 §23.2430은 "연료계통(fuel systems)"입니다. FAA는 서문에서, "JS4.2430 제정안에서 에너지계통 감항기준은 § 27.952의 의도를 포착하기 위해 에너지계통 내추락성을 다루기 위한 요구도를 포함하며 액체연료계통에 특화된 요구도는 삭제합니다"라고 밝혔었죠. § 27.952는 "연료계통 내추락성"입니다. 즉, 액체연료 기반의 요구도이며 배터리 기반의 요구도가 아니죠. 따라서, FAA는 § 27.952의 "의도(intention)"을 포착하기 위해 배터리를 포함한 에너지계통 요구도로 변환한 것입니다. (a) 각 연료계통은 다음과 같아야 합니다 - (1) 한 계통의 어느 한 구성품의 고장이 다른 계통의 연료 저장 또는 공급의 손실을 초래하지 않도록, 다중 연료 저장 및 공급 계통 간에 독립성을 제공하도록 설계 및 배열되어야 합니다; (2) 발생 가능성이 높은 구역에 대한 직접적인 낙뢰 또는 쓸림 낙뢰, 또는 연료 배출구의 코로나 또는 스트리밍에 의해 계통 내 연료의 발화를 예방하도록 설계 및 배열되어야 합니다; (3) 가능할만한 모든 운용조건에서 각 동력기관 및 보조동력장치가 적절히 기능하도록 보장하는 데 필요한 연료를 제공합니다; (4) 가능할만한 연료 변동을 고려해, 계통이 올바르게 작동할 때 사용 가능한 총 가용 연료를 결정하고 해당 연료를 중단 없이 공급할 수 있는 수단을 운항승무원에게 제공합니다; (5) 계통에 저장된 연료를 비행기로부터 안전하게 제거하거나 격리하는 수단을 제공합니다; (6) 모든 가능할만한 운용조건에서 연료를 보존하고 생존 가능한 비상착륙 중에 탑승자에 대한 위해요소를 최소화하도록 설계되어야 합니다. 레벨 4 비행기의 경우, 착륙계통의 과부하로 인한 고장을 고려해야 합니다; 그리고 (7) 각 동력기관 및 보조동력장치에 공급되는 연료의 유해한 오염을 예방합니다. (b) 각 연료저장계통은 다음과 같아야 합니다 - (1) 가능할만한 운용조건에서 고장 없이 하중을 견뎌야 합니다; (2) 인원 구획으로부터 격리되고 의도되지 않은 온도 영향으로 인한 위해요소로부터 보호됩니다; (3) 연료 저장 또는 공급 계통 간의 연료이송으로 인해, 또는 가능할만한 운용조건에서, 모든 환기계통으로부터 저장연료의 상당한 손실을 예방하도록 설계되어야 합니다. (4) 최대연속 출력 또는 추력에서 최소 30분 동안 작동할 수 있도록 연료를 공급합니다; 그리고 (5) 착륙이 요구될 경우 연료를 안전하게 배출할 수 있어야 합니다. (c) 각 연료저장 재주입 또는 재충전 계통은 다음과 같이 설계되어야 합니다 - (1) 부적절한 재주입 또는 재충전을 예방합니다; (2) 가능할만한 운용조건동안 저장연료의 오염을 예방합니다. 그리고 (3) 재주입 또는 재충전 동안 비행기 또는 사람에게 위해요소 발생을 예방합니다. (a) Each fuel system must - (1) Be designed and arranged to provide independence between multiple fuel storage and supply systems so that failure of any one component in one system will not result in loss of fuel storage or supply of another system; (2) Be designed and arranged to prevent ignition of the fuel within the system by direct lightning strikes or swept lightning strokes to areas where such occurrences are highly probable, or by corona or streamering at fuel vent outlets; (3) Provide the fuel necessary to ensure each powerplant and auxiliary power unit functions properly in all likely operating conditions; (4) Provide the flightcrew with a means to determine the total useable fuel available and provide uninterrupted supply of that fuel when the system is correctly operated, accounting for likely fuel fluctuations; (5) Provide a means to safely remove or isolate the fuel stored in the system from the airplane; (6) Be designed to retain fuel under all likely operating conditions and minimize hazards to the occupants during any survivable emergency landing. For level 4 airplanes, failure due to overload of the landing system must be taken into account; and (7) Prevent hazardous contamination of the fuel supplied to each powerplant and auxiliary power unit. (b) Each fuel storage system must - (1) Withstand the loads under likely operating conditions without failure; (2) Be isolated from personnel compartments and protected from hazards due to unintended temperature influences; (3) Be designed to prevent significant loss of stored fuel from any vent system due to fuel transfer between fuel storage or supply systems, or under likely operating conditions; (4) Provide fuel for at least one-half hour of operation at maximum continuous power or thrust; and (5) Be capable of jettisoning fuel safely if required for landing. (c) Each fuel storage refilling or recharging system must be designed to - (1) Prevent improper refilling or recharging; (2) Prevent contamination of the fuel stored during likely operating conditions; and (3) Prevent the occurrence of any hazard to the airplane or to persons during refilling or recharging. 그러지 않으면 생존 가능한 충격(충락착륙) 후 탑승자에 대한 연료 화재의 위해요소를 최소화하기 위해 청장이 수락하는 다른 수단을 사용하지 않는 한, 연료계통은 본 섹션의 설계 특징을 통합해야 합니다. 이런 계통은, 점화원으로 연료를 누출시키는 계통 구성품, 연료탱크 또는 부착물의 구조적 손상 없이, 계통 구성품의 무게중심에서 측정된, 단독으로 작용하는 극한하중으로 간주되는 본 섹션의 정적 및 동적 감속 하중을 지탱할 수 있는 것으로 입증되어야 합니다. (a) 낙하시험 요구도. 각 탱크, 또는 가장 임계적 탱크는 다음처럼 낙하시험을 해야 합니다: (1) 낙하 높이는 50ft 이상이어야 합니다. (2) 낙하 충격 표면은 변형되지 않아야 합니다. (3) 탱크는 정상 총용량의 80%까지 물을 채워야 합니다. (4) 탱크는 주변 구조물에 탱크 파열에 기여할만한 돌출부 또는 기타 설계 특징이 없다는 것이 밝힐 수 없는 한, 장착을 대표하는 주변 구조물로 둘러싸여야 합니다. (5) 탱크는 자유 낙하해 ±10° 수평 위치에서 충격을 받아야 합니다. (b) 연료탱크 하중 계수. 엔진, 히터 및 보조동력장치처럼 중대한 점화원 또는 탑승자에 대한 연료 누출로 인한 탱크 파열이 극히 희박하도록위치한 연료탱크를 제외하고, 각 연료탱크는, 다음과 같이 단독으로 작용하는, 극한 관성 하중 계수 하에서 내용물을 보존하도록 설계 및 장착되어야 합니다. (2) 느슨해지면, 비상착륙 시 탑승자가 부상을 입을 수 있는 승무원 또는 승객 구획 위 또는 뒤에 위치한 연료탱크의 경우: (c) 연료관 자체 밀봉 분리 커플링. 자체 밀봉 분리형 커플링은, 연료계통 구성품이 서로 또는 국부적으로 회전익기 구조물에 대해 유해한 상대운동이 있을 가능성이 극히 희박하거나 다른 수단이 제공되지 않는 한, 장착되어야 합니다. 모든 연료탱크-연료관 연결, 탱크 대 탱크 상호연결 및 국부 구조적 변형으로 인해 연료가 누출될 수 있는 연료계통의 기타 지점에 커플링 또는 이와 동등한 장치를 장착되어야 합니다. (1) 자체 밀봉 분리형 커플링의 설계 및 구성은 다음 설계 특징을 통합해야 합니다: (i) 분리 커플링을 분리하는 데 필요한 하중은 유체 운반관에서 가장 약한 구성품의 최소 극한파괴하중(극한강도)의 25~50% 사이여야 합니다. 유체관의 크기에 관계없이, 분리 하중은 어떠한 경우에도 300파운드 미만이어야 합니다. (ii) 분리 커플링은 (본 섹션의 (c)(1)(i)항에 정의된 대로) 극한하중이 발생할 가능성이 가장 높은 고장 모드에서 적용될 때마다 분리되어야 합니다. (iii) 모든 분리 커플링은 커플링이 함께 잠겨 있고(누출이 없음) 정상적인 장착 및 서비스 중에 열려 있는지 시각적으로 확인하기 위한 설계 조항을 통합해야 합니다. (iv) 모든 분리 커플링은 운용 충격, 진동 또는 가속으로 인한 분리 또는 의도하지 않은 폐쇄를 예방하기 위한 설계 조항을 통합해야 합니다. (v) 분리 커플링 설계는, 커플링이 의도한 기능을 수행하면, 연료를 방출할 수 없습니다. (2) 모든 개별 분리 커플링, 커플링 연료 공급 계통 또는 이와 동등한 수단은 § 27.955(a)에 따라 비행 중 우발적인 연료 차단이 발생할 가능성이 없고 누출 없이 § 27.571의 피로 평가 요구도에 적합하도록 설계, 시험, 장착 및 정비되어야 합니다. (3) 분리 커플링의 사용과 동등한 대체 수단은, 관에서 가장 약한 구성품의 극한하중(강도)의 25~50%를 넘도록 장착되어 누출 없이 § 27.571의 피로 요구도에 적합해야 하는, 연료관에 생존 가능한 충격 유발 하중을 생성하지 않아야 합니다. (d) 부서지기 쉬운 또는 변형 가능한 구조적 부착물. 국부적인 회전익기 구조에 대한 연료탱크 및 연료계통 구성품의 유해한 상대운동이 달리 생존 가능한 충격에서 극히 희박하다고 입증되지 않는 한, 국부적인 회전익기 구조에 대한 연료탱크 및 연료계통 구성품의 부서지기 쉽거나 국부적으로 변형 가능한 부착물을 사용해야 합니다. 부서지기 쉬운 또는 국부적으로 변형 가능한, 국부적인 회전익기 구조물에 연료탱크와 연료계통 구성품을 부착하는 것은, 분리 또는 상대적 국부적 변형이 연료 누출을 유발할 연료탱크 또는 연료계통 구성품의 파열 또는 국부적 뜯김 없이 발생하도록 설계되어야 합니다. 깨지 쉽거나 변형 가능한 부착물의 극한강도는 다음과 같아야 합니다: (1) 부서지기 쉬운 부착물을 지지 구조물로부터 분리하거나 지지 구조물에 대해 국부적으로 변형 가능한 부착물을 변형하는 데 필요한 하중은, 부착된 계통에서 가장 약한 구성품의 최소 극한하중(극한강도)의 25%에서 50% 사이여야 합니다. 어떠한 경우에도 하중이 300파운드 미만이어서는 안 됩니다. (2) 부서지기 쉬운 또는 국부적으로 변형 가능한 부착물은(본 섹션의 (d)(1)항에 정의된 대로) 극한하중이, 발생할 가능성이 가장 높은 모드에서, 적용될 때마다 의도한 대로 분리되거나 국부적으로 변형되어야 합니다. (3) 부서지기 쉽거나 국부적으로 변형 가능한 모든 부착물은 § 27.571의 피로 요구도를 준수해야 합니다. (e) 연료와 점화원의 분리. 내추락성을 최대화하기 위해, 연료는 모든 점유 구역과 모든 잠재적 점화원에서 가능한 한 멀리 떨어져 있어야 합니다. (f) 기타 기본 기계적 설계 기준. 연료탱크, 연료관, 전선 및 전기장치는, 가능한 한, 내추락성이 있도록 설계, 구성 및 장착되어야 합니다. (g) 강성 또는 준강성 연료탱크. 강성 또는 준강성 연료탱크 또는 블래더 벽은 충격과 찢어짐에 내성이 있어야 합니다. Unless other means acceptable to the Administrator are employed to minimize the hazard of fuel fires to occupants following an otherwise survivable impact (crash landing), the fuel systems must incorporate the design features of this section. These systems must be shown to be capable of sustaining the static and dynamic deceleration loads of this section, considered as ultimate loads acting alone, measured at the system component's center of gravity, without structural damage to system components, fuel tanks, or their attachments that would leak fuel to an ignition source. (a) Drop test requirements. Each tank, or the most critical tank, must be drop-tested as follows: (1) The drop height must be at least 50 feet. (2) The drop impact surface must be nondeforming. (3) The tank must be filled with water to 80 percent of the normal, full capacity. (4) The tank must be enclosed in a surrounding structure representative of the installation unless it can be established that the surrounding structure is free of projections or other design features likely to contribute to rupture of the tank. (5) The tank must drop freely and impact in a horizontal position ±10°. (6) After the drop test, there must be no leakage. (b) Fuel tank load factors. Except for fuel tanks located so that tank rupture with fuel release to either significant ignition sources, such as engines, heaters, and auxiliary power units, or occupants is extremely remote, each fuel tank must be designed and installed to retain its contents under the following ultimate inertial load factors, acting alone. (1) For fuel tanks in the cabin: (2) For fuel tanks located above or behind the crew or passenger compartment that, if loosened, could injure an occupant in an emergency landing: (3) For fuel tanks in other areas: (c) Fuel line self-sealing breakaway couplings. Self-sealing breakaway couplings must be installed unless hazardous relative motion of fuel system components to each other or to local rotorcraft structure is demonstrated to be extremely improbable or unless other means are provided. The couplings or equivalent devices must be installed at all fuel tank-to-fuel line connections, tank-to-tank interconnects, and at other points in the fuel system where local structural deformation could lead to the release of fuel. (1) The design and construction of self-sealing breakaway couplings must incorporate the following design features: (i) The load necessary to separate a breakaway coupling must be between 25 to 50 percent of the minimum ultimate failure load (ultimate strength) of the weakest component in the fluid-carrying line. The separation load must in no case be less than 300 pounds, regardless of the size of the fluid line. (ii) A breakaway coupling must separate whenever its ultimate load (as defined in paragraph (c)(1)(i) of this section) is applied in the failure modes most likely to occur. (iii) All breakaway couplings must incorporate design provisions to visually ascertain that the coupling is locked together (leak-free) and is open during normal installation and service. (iv) All breakaway couplings must incorporate design provisions to prevent uncoupling or unintended closing due to operational shocks, vibrations, or accelerations. (v) No breakaway coupling design may allow the release of fuel once the coupling has performed its intended function. (2) All individual breakaway couplings, coupling fuel feed systems, or equivalent means must be designed, tested, installed, and maintained so that inadvertent fuel shutoff in flight is improbable in accordance with § 27.955(a) and must comply with the fatigue evaluation requirements of § 27.571 without leaking. (3) Alternate, equivalent means to the use of breakaway couplings must not create a survivable impact-induced load on the fuel line to which it is installed greater than 25 to 50 percent of the ultimate load (strength) of the weakest component in the line and must comply with the fatigue requirements of § 27.571 without leaking. (d) Frangible or deformable structural attachments. Unless hazardous relative motion of fuel tanks and fuel system components to local rotorcraft structure is demonstrated to be extremely improbable in an otherwise survivable impact, frangible or locally deformable attachments of fuel tanks and fuel system components to local rotorcraft structure must be used. The attachment of fuel tanks and fuel system components to local rotorcraft structure, whether frangible or locally deformable, must be designed such that its separation or relative local deformation will occur without rupture or local tear-out of the fuel tank or fuel system components that will cause fuel leakage. The ultimate strength of frangible or deformable attachments must be as follows: (1) The load required to separate a frangible attachment from its support structure, or deform a locally deformable attachment relative to its support structure, must be between 25 and 50 percent of the minimum ultimate load (ultimate strength) of the weakest component in the attached system. In no case may the load be less than 300 pounds. (2) A frangible or locally deformable attachment must separate or locally deform as intended whenever its ultimate load (as defined in paragraph (d)(1) of this section) is applied in the modes most likely to occur. (3) All frangible or locally deformable attachments must comply with the fatigue requirements of § 27.571. (e) Separation of fuel and ignition sources. To provide maximum crash resistance, fuel must be located as far as practicable from all occupiable areas and from all potential ignition sources. (f) Other basic mechanical design criteria. Fuel tanks, fuel lines, electrical wires, and electrical devices must be designed, constructed, and installed, as far as practicable, to be crash resistant. (g) Rigid or semirigid fuel tanks. Rigid or semirigid fuel tank or bladder walls must be impact and tear resistant. § 27.952에서, "분리 커플링(breakaway)"은 특정 하중에서 파손되고 양쪽의 내부 밸브가 자동으로 닫히는 내부 계통을 갖고 있습니다. 즉, 항공기가 추락과 같은 크고 급격한 충격을 받으면, 연료계통, 특히 연료관의 분리 커플링이 양쪽 내부 밸부를 자동으로 닫아, 연료의 심각한 누출을 막아 2차 화재 발생이나 폭발을 최소화 시켜주는 것입니다. § 23.2435 동력기관 흡기 및 배기 계통 § 23.2435 Powerplant Induction and Exhaust Systems (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 23.2435를 그대로 채택했습니다. § 23.2435 동력기관 흡기 및 배기 계통. (a) 각 동력기관 또는 보조동력장치와 그 부속품에 관한 공기 흡기계통은 다음과 같아야 합니다 - (1) 가능할만한 운용조건에서 해당 동력기관 또는 보조동력장치와 그 부속품에 필요한 공기를 공급합니다; (2) 화재 또는 역화의 경우 가능할만한 위해요소를 예방하도록 설계됩니다; (4) 주흡입구가 막힐 가능성이 있는 경우 대체 흡입구를 제공합니다. (b) 각 동력기관 또는 보조동력장치를 위한 배기열교환기를 포함한 배기계통은 다음과 같아야 합니다 - (1) 잠재적인 유해물질을 안전하게 방출할 수 있는 수단을 제공합니다; 그리고 (2) 열, 부식 또는 막힘으로 인한 위해요소를 예방하도록 설계됩니다. (a) The air induction system for each powerplant or auxiliary power unit and their accessories must - (1) Supply the air required by that powerplant or auxiliary power unit and its accessories under likely operating conditions; (2) Be designed to prevent likely hazards in the event of fire or backfire; (3) Minimize the ingestion of foreign matter; and (4) Provide an alternate intake if blockage of the primary intake is likely. (b) The exhaust system, including exhaust heat exchangers for each powerplant or auxiliary power unit, must - (1) Provide a means to safely discharge potential harmful material; and (2) Be designed to prevent likely hazards from heat, corrosion, or blockage. 운용 중 동력기관-계통 화재 또는 과열이 발생한 경우 항공기에 대한 위해요소를 격리하고 경감할 수 있는 수단이 있어야 합니다. JS4.2440 Powerplant Fire Protection There must be means to isolate and mitigate hazards to the aircraft in the event of a powerplant-system fire or overheat in operation. ※ 블로그 주인장 : FAA는 서문에서, "JS4.2440 제정안에서 동력기관 화재-방지 감항기준은 지정된 화재구역에 대한 § 23.2440의 규범적 언어를 모든 동력기관 관련 화재 위협을 다루기 위한 일반화된 화재-구역 언어로 대체합니다. 전기추진계통은 고전압 전력 및 배터리계통으로부터 신규 화재 위협을 초래합니다. 지정된 화재구역은 케로신 기반 화재 위협을 가정하며, 이는 전기 동력기관 장착으로부터의 화재 위협과 일치하지 않습니다. 이런 기준안은 추력기반, 준추력기반 및 날개기반 비행을 위한 완전 전기 분산추진계통을 사용해 동력-리프트의 안전한 운용을 허용하기 위한 것입니다"라고 밝혔었죠. (a) 가연성 유체 및 해당 유체의 점화원이 포함된 동력기관, 보조동력장치 또는 연소 히터는 지정된 화재구역에 장착되어야 합니다. (b) 지정된 각 화재구역은 구역 내에서 화재 또는 과열이 발생 시 비행기에 대한 위해요소를 격리하고 경감하는 수단을 제공해야 합니다. (c) 화재조건 대상인 각 구성품, 관, 피팅 및 제어장치는 다음을 충족해야 합니다 - (1) 해당 구역 내 화재의 영향을 받을 수 있는 지정된 화재구역에 인접해 위치한 모든 구역을 포함해 화재로 인한 위해요소를 예방하도록 설계 및 위치되어야 합니다; (2) 가연성 유체, 가스 또는 공기를 운반하거나 화재 발생 시 작동해야 하는 경우 내화성이 있어야 합니다; 그리고 (3) 농축된 가연성 유체를 보관하는 경우 불연성 또는 불연성 차폐물로 둘러 싸여야 합니다. (d) 신청자는 유해량의 가연성 유체가 지정된 각 화재구역 안으로, 내부로, 통해 흘러 가는 것을 예방하는 수단을 제공해야 합니다. 이것은 다음 항목과 같아야 합니다 - (1) 모든 잔여 동력기관이나 보조동력장치 또는 안전에 필요한 장비의 흐름을 제약하거나 운용을 한정하지 않습니다; (3) 화재구역 내부에 동일한 수준의 안전성이 수단으로 제공되지 않는 한, 화재구역 외부에 위치해야 합니다. (e) 지정된 각 화재구역에 대해 즉각적인 화재 탐지를 보장하는 수단이 제공되어야 합니다. (1) 탐지가 비행기에 대한 가능할만한 위해요소를 경감할 수 있는 다중 엔진 비행기에서; 또는 (f) 연소 히터 화재구역을 제외하고, 화재구역 내에서 화재를 진압하는 수단은 다음을 위해 제공되어야 합니다. (1) 조종사의 시야 밖에 있는 모든 화재구역; (2) 동체 내부에 내장된 모든 화재구역이며, 화재를 진압하기 위해 여유 수단도 포함해야 합니다; 그리고 (a) A powerplant, auxiliary power unit, or combustion heater that includes a flammable fluid and an ignition source for that fluid must be installed in a designated fire zone. (b) Each designated fire zone must provide a means to isolate and mitigate hazards to the airplane in the event of fire or overheat within the zone. (c) Each component, line, fitting, and control subject to fire conditions must - (1) Be designed and located to prevent hazards resulting from a fire, including any located adjacent to a designated fire zone that may be affected by fire within that zone; (2) Be fire resistant if carrying flammable fluids, gas, or air or required to operate in event of a fire; and (3) Be fireproof or enclosed by a fire proof shield if storing concentrated flammable fluids. (d) The applicant must provide a means to prevent hazardous quantities of flammable fluids from flowing into, within or through each designated fire zone. This means must - (1) Not restrict flow or limit operation of any remaining powerplant or auxiliary power unit, or equipment necessary for safety; (2) Prevent inadvertent operation; and (3) Be located outside the fire zone unless an equal degree of safety is provided with a means inside the fire zone. (e) A means to ensure the prompt detection of fire must be provided for each designated fire zone - (1) On a multiengine airplane where detection will mitigate likely hazards to the airplane; or (2) That contains a fire extinguisher. (f) A means to extinguish fire within a fire zone, except a combustion heater fire zone, must be provided for - (1) Any fire zone located outside the pilot's view; (2) Any fire zone embedded within the fuselage, which must also include a redundant means to extinguish fire; and (3) Any fire zone on a level 4 airplane. Sec. 23.2500 Airplane Level Systems Requirements (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 23.2500을 그대로 채택했습니다. 본 섹션은, 본 파트의 섹션이 장비, 계통 또는 계통들의 특정 부분에 대한 요구도를 부과하지 않는 한, 일반적으로 장착된 장비 및 계통에 적용됩니다. (a) 인증이 요청된 종류의 운용(주간 VFR, 야간 VFR, IFR)에서 비행기가 안전하게 운용하는 데 요구되는 장비 및 계통은 다음과 같이 설계 및 장착되어야 합니다 - (1) 비행기의 인증 및 성능도에 해당하는 안전도를 충족합니다; 그리고 (2) 비행기가 인증된 운용 및 환경 한계 전체에 걸쳐서 의도된 기능을 수행합니다. (b) (a)항에 포함되지 않은 계통 및 장비는, 별도로 고려되고 다른 계통과 관련해, 작동이 비행기 또는 탑승자에게 악영향을 미치지 않도록 설계 및 장착되어야 합니다. This section applies generally to installed equipment and systems unless a section of this part imposes requirements for a specific piece of equipment, system, or systems. (a) The equipment and systems required for an airplane to operate safely in the kinds of operations for which certification is requested (Day VFR, Night VFR, IFR) must be designed and installed to - (1) Meet the level of safety applicable to the certification and performance level of the airplane; and (2) Perform their intended function throughout the operating and environmental limits for which the airplane is certificated. (b) The systems and equipment not covered by paragraph (a), considered separately and in relation to other systems, must be designed and installed so their operation does not have an adverse effect on the airplane or its occupants. Sec. 23.2505 Function and Installation ※ 블로그 주인장 : § 23.2305을 그대로 채택했습니다. 해당 요구도는 딸랑 1줄로 간략하지만, 항공기를 개발, 제작, 평가해본 사람은 많이 겪지만, 결고 쉽지 않습니다. 장착 시, 장비의 각 품목은 의도한 대로 작동해야 합니다. When installed, each item of equipment must function as intended. Sec. 23.2510 장비, 계통 및 장착품 Sec. 23.2510 Equipment, Systems, and Installations (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 23.2510을 그대로 채택했습니다. "항공과 비평" 블로그의 "[단편] 범용항공(GA) 사고율 고찰"에서 소개했었죠. 현재의 Part 23 Amendment 64에는 § 23.2510이지만, 그 전에는 § 23.1309였습니다. 구 § 23.2309에는 AC 23-1300-1E(17 Nov. 2011) "System Safety Aanlysis and Assessment for Part 23 Airplanes"란 권고회람이 있죠. AC 23-1300-1E에 따르면, 고장조건등급(classification of failure conditions)은 4단계인 경미한(minor), 주요한(major), 유해한(hazardous), 참사적(catastrophic)으로 구분하고, 허용 가능한 정성적 확률(allowable qualitative probability)은 각각 발생가능한(probable), 희박한(remote), 극히 희박한(extremely remote), 극도로 희박한(extremely improbable)로 설정했습니다. 또한, Part 23 비행기 레벨에 따라 고장조건등급별 허용가능한 정량적 확률도 제시하는 데 10-6 ~ 10-9 범위에 있습니다. 더 알고 싶은 독자는 위 포스팅을 보세요. 고장 또는 비정상 작동이 본 파트의 다른 요구도에 의해 구체적으로 다루어지지 않은 비행기의 모든 계통 또는 장비의 경우, 신청자는 평균 확률과 다음까지의 고장 조건의 심각도 사이의 논리적이고 수락 가능한 반비례 관계가 있도록 각 시스템 및 장비를 설계하고 장착해야 합니다: (a) 각각의 참사적 고장조건은 극도로 희박합니다; (b) 각각의 유해한 고장조건은 극히 희박합니다; 그리고 For any airplane system or equipment whose failure or abnormal operation has not been specifically addressed by another requirement in this part, the applicant must design and install each system and equipment, such that there is a logical and acceptable inverse relationship between the average probability and the severity of failure conditions to the extent that: (a) Each catastrophic failure condition is extremely improbable; (b) Each hazardous failure condition is extremely remote; and (c) Each major failure condition is remote. JS4.2515 전기 및 전자 계통 낙뢰 보호 (a) 그 기능의 고장이 항공기의 CSFL을 방해할 수 있는, 그런 기능을 수행하는 각 전기 또는 전자 계통은 다음과 같이 설계 및 장착되어야 합니다 - (1) 항공기단에서의 기능은 항공기가 낙뢰에 노출되는 동안과 그 이후에도 악영향을 받지 않아야 합니다; 그리고 (2) 계통의 복구가, 계통의 다른 작동 또는 기능적 요구도와 충돌하지 않는 한, 계통은 항공기가 낙뢰에 노출된 후 적시에 해당 기능의 정상 작동을 복구합니다. (b) 계기비행규칙(IFR)에 따라 운용하도록 승인된 항공기의 경우, 그 기능의 고장이 불리한 운용조건에 대응하는 항공기 능력 또는 운항승무원의 능력을 중대하게 감소시킬 수 있는, 그런 기능을 수행하는 각 전기 및 전자 계통은 , 항공기가 낙뢰에 노출된 후 그 계통이 적시에 해당 기능의 정상 작동을 복구할 수 있도록 설계 및 장착되어야 합니다. JS4.2515 Electrical- and Electronic-System Lightning Protection (a) Each electrical or electronic system that performs a function, the failure of which would prevent the continued safe flight and landing of the aircraft, must be designed and installed such that— (1) The function at the aircraft level is not adversely affected during and after the time the aircraft is exposed to lightning; and (2) The system recovers normal operation of that function in a timely manner after the aircraft is exposed to lightning unless the system's recovery conflicts with other operational or functional requirements of the system. (b) For an aircraft approved for operation under instrument flight rules (IFR), each electrical and electronic system that performs a function, the failure of which would significantly reduce the capability of the aircraft or the ability of the flightcrew to respond to an adverse operating condition, must be designed and installed such that the system recovers normal operation of that function in a timely manner after the aircraft is exposed to lightning. ※ 블로그 주인장 : 당초 § 23.2515는 IFR 비행기에 관한 낙뢰 보호 요구도입니다. 하지만, JS4.2515는 VFR eVTOL인 JAS4-1에도 적용하도록 일반화 하면서 채택했습니다. 다만, (b)항만은 IFR eVTOL 적용 요구도로 한정했습니다. § 23.2515 전기 및 전자 계통 낙뢰 보호. IFR 운용이 승인된 비행기는, 신청자가 낙뢰에 노출될 가능성이 없다고 입증하지 않는, 한 다음 요구도를 충족해야 합니다: (a) 기능을 수행하는 각 전기 또는 전자 계통의 고장으로 인해, 비행기의 CSFL이 방해되는 경우 다음과 같이 설계 및 장착되어야 합니다 - (1) 비행기단에서의 기능은 비행기가 낙뢰에 노출되는 동안과 그 이후에도 악영향을 받지 않습니다; 그리고 (2) 계통의 복구가, 계통의 다른 작동 또는 기능 요구도와 충돌하지 않는 한, 계통은 비행기가 낙뢰에 노출된 후 적시에 해당 기능의 정상 작동을 복구합니다. (b) 그 기능의 고장이 불리한 운용조건에 대응하는 비행기의 능력 또는 운항승무원의 능력을 중대하게 감소시킬 수 있는, 그런 기능을 수행하는 각 전기 및 전자 계통은, 비행기가 낙뢰에 노출된 후 그 계통이 적시에 해당 기능의 정상 작동을 복구할 수 있도록 설계 및 장착되어야 합니다. An airplane approved for IFR operations must meet the following requirements, unless an applicant shows that exposure to lightning is unlikely: (a) Each electrical or electronic system that performs a function, the failure of which would prevent the continued safe flight and landing of the airplane, must be designed and installed such that - (1) The function at the airplane level is not adversely affected during and after the time the airplane is exposed to lightning; and (2) The system recovers normal operation of that function in a timely manner after the airplane is exposed to lightning unless the system's recovery conflicts with other operational or functional requirements of the system. (b) Each electrical and electronic system that performs a function, the failure of which would significantly reduce the capability of the airplane or the ability of the flightcrew to respond to an adverse operating condition, must be designed and installed such that the system recovers normal operation of that function in a timely manner after the airplane is exposed to lightning. Sec. 23.2520 고강도전자기장(HIRF) 보호 Sec. 23.2520 High-Intensity Radiated Fields (HIRF) Protection (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 23.2520를 그대로 채택했습니다. 고강도전자기장(HIRF)은 특히 eVTOL처럼 복잡한 전파환경에 놓은 도심 저고도 공역을 다빈도로 비행하고 하루에 수십 번씩 버티포트에 착륙하는 운용개념(ConOps)에서 매우 중요합니다. HIRF 보호 요구도는 Part 33 엔진 인증에서도 강조되는 데, FAA가 magniX 전기엔진 2종을 위해 2021.09.27자로 제정해준 Special Condition에도 볼 수 있습니다. HIRF에 대해 더 알고 싶은 독자는 "도심항공모빌리티 산업의 리스크" 포스팅을 참고하세요. § 23.2520 고강도전자기장(HIRF) 보호. (a) 그 기능의 고장이 비행기의 CSFL을 방해할 수 있는, 그런 기능을 수행하는 각 전기 및 전자 계통은 다음과 같이 설계 및 장착되어야 합니다 - (1) 비행기가 HIRF 환경에 노출되는 동안과 그 이후에 비행기단에서의 기능에 악영향을 받지 않습니다.미치지 않습니다; 그리고 (2) 계통의 복구가 계통의 다른 작동 또는 기능 요구도와 충돌하지 않는 한, 계통은 비행기가 HIRF 환경에 노출된 후 적시에 해당 기능의 정상 작동을 복구합니다. (b) IFR 운용이 승인된 비행기의 경우, 그 기능의 고장이 불리한 운용조건에 대응하는 비행기의 능력 또는 운항승무원의 능력을 중대하게 감소시킬 수 있는, 그런 기능을 수행하는 각 전기 및 전자 계통은, 비행기가 HIRF 환경에 노출된 후 그 계통이 적시에 해당 기능의 정상 작동을 복구할 수 있도록 설계 및 장착되어야 합니다. (a) Each electrical and electronic systems that perform a function, the failure of which would prevent the continued safe flight and landing of the airplane, must be designed and installed such that - (1) The function at the airplane level is not adversely affected during and after the time the airplane is exposed to the HIRF environment; and (2) The system recovers normal operation of that function in a timely manner after the airplane is exposed to the HIRF environment, unless the system's recovery conflicts with other operational or functional requirements of the system. (b) For airplanes approved for IFR operations, each electrical and electronic system that performs a function, the failure of which would significantly reduce the capability of the airplane or the ability of the flightcrew to respond to an adverse operating condition, must be designed and installed such that the system recovers normal operation of that function in a timely manner after the airplane is exposed to the HIRF environment. Sec. 23.2525 계통 전력 발전, 저장 및 배전 Sec. 23.2525 System Power Generation, Storage, and Distribution (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 23.2520을 그대로 채택했습니다. 물론, JAS4-1은 하이브리드-전기추진이 아니므로 ICE 발전기는 없습니다. 그렇지만, 배터리라는 에너지 저장 계통이 있고, 배전을 담당하는 전력배분계통이 있으므로, 동 조항을 채택했습니다. § 23.2525 계통 발전, 저장 및 배전. 모든 계통의 전력 발전, 저장 및 배전은 다음과 같이 설계 및 장착되어야 합니다 - (a) 의도된 모든 운용조건동안 연결된 부하의 작동에 필요한 전원을 공급합니다; (b) 어느 하나의 전원공급장치, 배전계통 또는 기타 설비계통의 단일 고장 또는 오작동은 계통이 CSFL에 요구되는 필수 부하를 공급을 방해하지 못하도록 합니다; 그리고 (c) 주전원이 고장난 경우, CSFL에 요구되는 기능을 완수하는 데 필요한 시간 동안 비연속 필수 부하를 포함해, 필수 부하를 공급할 수 있는 충분한 용량을 보유합니다. The power generation, storage, and distribution for any system must be designed and installed to - (a) Supply the power required for operation of connected loads during all intended operating conditions; (b) Ensure no single failure or malfunction of any one power supply, distribution system, or other utilization system will prevent the system from supplying the essential loads required for continued safe flight and landing; and (c) Have enough capacity, if the primary source fails, to supply essential loads, including non-continuous essential loads for the time needed to complete the function required for continued safe flight and landing. Sec. 23.2530 External and Cockpit Lighting (a) through (e) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 23.2530을 그대로 채택했습니다. FAA가 수상비행기 또는 수륙양용 비행기 요구도를 JAS4-1 감항기준으로 채택하고 있는 점을 주목하세요. (a) 신청자는 운항승무원 임무 수행에 악영향을 최소화해 모든 등화를 설계하고 장착해야 합니다. (b) 본 챕터의 part 91에서 요구 시, 모든 위치등과 충돌방지등은 다른 항공기가 충돌을 피할 수 있는 충분한 시간을 제공할 수 있는 강도, 섬광율, 색상, 커버리지 범위 및 기타 특성을 가져야 합니다. (c) 본 챕터의 part 91에서 요구 시, 모든 위치등은, 가능한 한 횡방향으로 간격을 둔 비행기 좌측의 적색등과 비행기 우측의 녹색등, 그리고 비행기의 후미 또는 날개 끝 부분에 위치한 후미를 향한 백색등을 포함해야 합니다. (d) 유도등과 착륙등은 야간 운행에 충분한 빛을 제공하도록 설계 및 장착되어야 합니다. (e) 수상비행기 또는 수륙양용 비행기의 경우, 탑승등은 맑은 대기조건에서 볼 수 있는 백색광을 제공해야 합니다. (a) The applicant must design and install all lights to minimize any adverse effects on the performance of flightcrew duties. (b) Any position and anti-collision lights, if required by part 91 of this chapter, must have the intensities, flash rate, colors, fields of coverage, and other characteristics to provide sufficient time for another aircraft to avoid a collision. (c) Any position lights, if required by part 91 of this chapter, must include a red light on the left side of the airplane, a green light on the right side of the airplane, spaced laterally as far apart as practicable, and a white light facing aft, located on an aft portion of the airplane or on the wing tips. (d) Any taxi and landing lights must be designed and installed so they provide sufficient light for night operations. (e) For seaplanes or amphibian airplanes, riding lights must provide a white light visible in clear atmospheric conditions. Sec. 23.2535 Safety Equipment ※ 블로그 주인장 : § 23.2535를 그대로 채택했습니다. 본 장의 운용규칙에서 요구하는, 안전 및 생존 장비는 신뢰성 있고, 접근이 용이하며, 식별이 용이하고, 작동 방법을 식별할 수 있도록 명확히 표지되어야 합니다. Safety and survival equipment, required by the operating rules of this chapter, must be reliable, readily accessible, easily identifiable, and clearly marked to identify its method of operation. 결빙조건에서의 비행에 대해 인증을 요청하는 신청자는 인증이 요청되는 결빙조건에서 다음을 입증해야 합니다: (a) 결빙방지계통은 안전한 작동을 제공합니다; 그리고 (b) 항공기 설계는 자동조종장치가 작동할 때 최소안전속력 미만으로 감속되지 않도록 방지해야 합니다. JS4.2540 Flight in Icing Conditions An applicant who requests certification for flight in icing conditions must show the following in the icing conditions for which certification is requested: (a) The ice protection system provides for safe operation; and (b) The aircraft design must provide protection from slowing to less than the minimum safe speed when the autopilot is operating. ※ 블로그 주인장 : § 23.2540을 사실상 그대로 채택했습니다.
본 챕터의 part 25 부록 C의 part 1에 정의된 결빙조건에서의 비행에 대해 인증을 요청하는 신청자, 또는 이런 결빙조건 및 추가적인 대기결빙조건에서의 비행에 대한 인증을 요청하는 신청자는, 인증이 요청되는 결빙조건에서 다음을 입증해야 합니다: (a) 결빙방지계통은 안전한 작동을 제공합니다. (b) 비행기 설계는 자동조종장치가 작동 중일 때 실속으로부터 방지해야 합니다. An applicant who requests certification for flight in icing conditions defined in part 1 of appendix C to part 25 of this chapter, or an applicant who requests certification for flight in these icing conditions and any additional atmospheric icing conditions, must show the following in the icing conditions for which certification is requested: (a) The ice protection system provides for safe operation. (b) The airplane design must provide protection from stalling when the autopilot is operating. Sec. 23.2545 Pressurized Systems Elements ※ 블로그 주인장 : § 23.2545를 그대로 채택했습니다. 여압계통은 적절한 내압과 파열압력을 견뎌야 합니다. Pressurized systems must withstand appropriate proof and burst pressures. Sec. 23.2550 고에너지 회전자 포함 장비 Sec. 23.2550 Equipment Containing High-Energy Rotors ※ 블로그 주인장 : § 23.2550를 그대로 채택했습니다. "고에너지 회전자 포함 장비"란 전기모터처럼 그 하우징 내부에서 고속으로 회전하는 회전자(rotors)와 고정자(stators)로 구성된 장비 등을 지칭합니다. 예를 들어, 비행조종면(FCS)용 전기식 작동기(EMA)를 날개 안에 장착했다면, EMA의 모터가 고장나서 회전자(로터)가 파손되어도, 모터 하우징 내에 잘 격납되어 있어야지, 고속 회전 상태의 고에너지 회전자 파편이 튀어 나와 날개 주요 구조물이나 구성품/부품 등에 충격을 주면 안 됩니다. § 23.2550 고에너지 회전자 포함 장비. 고에너지 회전자 포함 장비는 비격납 파편으로부터 탑승자와 비행기를 보호하도록 설계 또는 장착되어야 합니다. Equipment containing high-energy rotors must be designed or installed to protect the occupants and airplane from uncontained fragments. 서브파트 G - 운항승무원 인터페이스 및 기타 정보 Subpart G—Flightcrew Interface and Other Information (a) 조종사 구획, 그 장비 및 조종사 시야를 포함한 그 배치는, 각 조종사가, 과도한 집중, 기량, 경계, 또는 피로 없이도, 모든 양력원 및 비행단계에 대한 임무를 수행하고 항공기의 운용영역 내에서 모든 기동을 수행할 수 있도록 허용해야 합니다. (b) 신청자는, 자격을 갖춘 운항승무원이, 과도한 집중, 기량, 경계, 또는 피로 없이도, 계통 및 장비의 의도된 기능과 관련된 정의된 작업을 모니터 하고 수행할 수 있도록, 필요한 만큼, 비행, 항법, 감시, 동력기관 제어장치 및 시현장치를 장착해야 합니다. 계통 및 장비 설계는, 추가적인 위해요소를 초래할 수 있는, 운항승무원 오류를 최소화해야 합니다. JS4.2600 Flightcrew Interface (a) The pilot compartment, its equipment, and its arrangement to include pilot view, must allow each pilot to perform their duties for all sources of lift and phases of flight and perform any maneuvers within the operating envelope of the aircraft, without excessive concentration, skill, alertness, or fatigue. (b) The applicant must install flight, navigation, surveillance, and powerplant controls and displays, as needed, so qualified flightcrew can monitor and perform defined tasks associated with the intended functions of systems and equipment, without excessive concentration, skill, alertness, or fatigue. The system and equipment design must minimize flightcrew errors, which could result in additional hazards. ※ 블로그 주인장 : § 23.2600의 (a)와 (b)를 일부 변형해 채택했습니다.
(a) 조종사 구획, 그 장비 및 조종사 시야를 포함한 그 배치는, 각 조종사가, 과도한 집중, 기량, 경계, 또는 피로 없이도, 활주, 이륙, 상승, 순항, 강하, 접근, 착륙을 포함한, 자신의 임무를 수행하고, 비행기의 운용영역 내에서 모든 기동을 수행할 수 있도록 허용해야 합니다. (b) 신청자는 자격을 갖춘 운항승무원이 시스템 및 장비의 의도된 기능과 관련된 정의된 작업을 모니터 하고 수행할 수 있도록 비행, 항법, 감시 및 동력기관 제어장치 및 시현장치를 장착해야 합니다. 계통 및 장비 설계는, 추가적인 위해요소를 초래할 수 있는, 운항승무원 오류를 최소화해야 합니다. (c) 레벨 4 비행기의 경우, 운항승무원 인터페이스 설계는 윈드실드 패널 중 어느 하나를 통한 시야를 잃어도 CSFL을 허용해야 합니다. (a) The pilot compartment, its equipment, and its arrangement to include pilot view, must allow each pilot to perform his or her duties, including taxi, takeoff, climb, cruise, descent, approach, landing, and perform any maneuvers within the operating envelope of the airplane, without excessive concentration, skill, alertness, or fatigue. (b) The applicant must install flight, navigation, surveillance, and powerplant controls and displays so qualified flightcrew can monitor and perform defined tasks associated with the intended functions of systems and equipment. The system and equipment design must minimize flightcrew errors, which could result in additional hazards. (c) For level 4 airplanes, the flightcrew interface design must allow for continued safe flight and landing after the loss of vision through any one of the windshield panels. Sec. 23.2605 Installation and Operation (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 23.2605를 그대로 채택했습니다. (a) 운항승무원 인터페이스와 관련되어 장착된 장비의 각 품목은, 해당 시, 식별, 기능 또는 작동한계 또는 이런 요소의 조합에 대해 라벨 되어야 합니다. (b) 책임있는 승무원에게 경고, 주의 및 정상적인 지시를 포함해, 비행기를 운용하는 데 요구되는 계통 작동 매개변수를 제공하는 식별 가능한 수단이 있어야 합니다. (c) 불안전한 계통 작동조건에 관한 정보는 시정조치를 취할 책임이 있는 승무원에게 적시에 제공되어야 합니다. 정보는 가능할만한 승무원 오류를 회피하기에 충분히 명확해야 합니다. (a) Each item of installed equipment related to the flightcrew interface must be labelled, if applicable, as to it identification, function, or operating limitations, or any combination of these factors. (b) There must be a discernible means of providing system operating parameters required to operate the airplane, including warnings, cautions, and normal indications to the responsible crewmember. (c) Information concerning an unsafe system operating condition must be provided in a timely manner to the crewmember responsible for taking corrective action. The information must be clear enough to avoid likely crewmember errors. Sec. 23.2610 계기표지, 제어표지 및 플래카드 Sec. 23.2610 Instrument Markings, Control Markings, and Placards (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 23.2610을 그대로 채택했습니다. § 23.2610 계기표지, 제어표지 및 플래카드. (a) 각 비행기는 운용에 필요한 모든 플래카드 및 계기표지를 눈에 잘 띄는 방식으로 시현해야 합니다. (b) 설계는, 주비행제어장치 이외의, 각 조종실 제어장치의 기능을 명확히 지시해야 합니다. (c) 신청자는 비행기비행교범(AFM)에 계기표지 및 플래카드 정보를 포함해야 합니다. (a) Each airplane must display in a conspicuous manner any placard and instrument marking necessary for operation. (b) The design must clearly indicate the function of each cockpit control, other than primary flight controls. (c) The applicant must include instrument marking and placard information in the Airplane Flight Manual. JS4.2615 비행, 항법 및 동력기관 계기 (a) 장착된 계통은 비행, 항법 및 동력기관에 대한 매개변수를 설정하거나 모니터 하는 운항승무원에게, 각 양력원 및 비행단계 동안 그렇게 하는 데 필요한 정보를 제공해야 합니다. 이런 정보는 다음과 같아야 합니다 - (1) 승무원이 매개변수를 모니터 하고, 필요한 만큼, 항공기를 운용하기 위한 경향을 결정할 수 있는 수단으로 제시되어야 합니다; 그리고 (2) 모든 의도된 운용에서 한계를 초과할 수 없는 경우를 제외하고, 한계를 포함합니다. (b) 항공기를 운용하기 위해 비행 또는 동력기관 매개변수의 시현을 통합하거나, 타이틀 14, 챕터 I의 운용규칙에 의해 요구되는 지시계통은 다음과 같아야 합니다 - (1) 모든 정상운용 모드에서 운항승무원이 필요로 하는 비행 또는 동력기관 매개변수의 주시현을 방해하지 않습니다; 그리고 (2) 다른 시스템과 결합해, 어떠한 단일 고장 또는 고장의 일어날만한 조합 후에도 CSFL에 필수적인 정보가 적시에 운항승무원에게 가용할 수 있도록 설계 및 장착됩니다. JS4.2615 Flight, Navigation, and Powerplant Instruments (a) Installed systems must provide the flightcrew member who sets or monitors parameters for the flight, navigation, and powerplant, the information necessary to do so during each source of lift and phase of flight. This information must— (1) Be presented in a manner that the crewmember can monitor the parameter and determine trends, as needed, to operate the aircraft; and (2) Include limitations, unless the limitations cannot be exceeded in all intended operations. (b) Indication systems that integrate the display of flight or powerplant parameters to operate the aircraft, or are required by the operating rules of title 14, chapter I, must— (1) Not inhibit the primary display of flight or powerplant parameters needed by any flightcrew member in any normal mode of operation; and (2) In combination with other systems, be designed and installed so information essential for continued safe flight and landing will be available to the flightcrew in a timely manner after any single failure or probable combination of failures. ※ 블로그 주인장 : § 23.2610을 사실상 그대로 채택했습니다.
§ 23.2615 비행, 항법 및 동력기관 계기. (a) 장착된 계통은 비행, 항법 및 동력기관에 대한 매개변수를 설정하거나 모니터 하는 운항승무원에게, 각 비행단계 동안 그렇게 하는 데 필요한 정보를 제공해야 합니다. 이런 정보는 다음과 같아야 합니다 - (1) 승무원이 매개변수를 모니터 하고, 필요한 만큼, 비행기를 운용하기 위한 경향을 결정할 수 있는 수단으로 제시되어야 합니다; 그리고 (2) 모든 의도된 운용에서 한계를 초과할 수 없는 경우를 제외하고, 한계를 포함합니다. (b) 비행기를 운용하기 위해 비행 또는 동력기관 매개변수의 시현을 통합하거나, 본 챕터의 운용규칙에 의해 요구되는 지시계통은 다음과 같아야 합니다 - (1) 모든 정상운용 모드에서 운항승무원이 필요로 하는 비행 또는 동력기관 매개변수의 주시현을 방해하지 않습니다; 그리고 (2) 다른 시스템과 결합해, 어떠한 단일 고장 또는 고장의 일어날만한 조합에도 CSFL에 필수적인 정보가 적시에 운항승무원에게 가용할 수 있도록 설계 및 장착됩니다. (a) Installed systems must provide the flightcrew member who sets or monitors parameters for the flight, navigation, and powerplant, the information necessary to do so during each phase of flight. This information must - (1) Be presented in a manner that the crewmember can monitor the parameter and determine trends, as needed, to operate the airplane; and (2) Include limitations, unless the limitation cannot be exceeded in all intended operations. (b) Indication systems that integrate the display of flight or powerplant parameters to operate the airplane or are required by the operating rules of this chapter must - (1) Not inhibit the primary display of flight or powerplant parameters needed by any flightcrew member in any normal mode of operation; and (2) In combination with other systems, be designed and installed so information essential for continued safe flight and landing will be available to the flightcrew in a timely manner after any single failure or probable combination of failures. 신청자는 각 항공기와 함께 인도되어야 하는 AFM을 제공해야 합니다. (a) AFM은 다음 정보를 포함해야 합니다 - (5) 설계, 운용 또는 취급 특성으로 인해 안전 운용을 위해 필요한 기타 정보. (b) 본 섹션의 (a)(1)부터 (a)(4)항까지에 명시된 정보를 포함한 AFM의 부분은 청장이 명시한 방식으로 FAA의 승인을 받아야 합니다. JS4.2620 Aircraft Flight Manual The applicant must provide an Aircraft Flight Manual that must be delivered with each aircraft. (a) The Aircraft Flight Manual must contain the following information— (1) Aircraft operating limitations; (2) Aircraft operating procedures; (3) Performance information; (4) Loading information; and (5) Other information that is necessary for safe operation because of design, operating, or handling characteristics. (b) The portions of the Aircraft Flight Manual containing the information specified in paragraphs (a)(1) through (a)(4) of this section must be approved by the FAA in a manner specified by the Administrator. ※ 블로그 주인장 : § 23.2610을 사실상 그대로 채택했습니다. 다만, JAS4-1를 Part 23의 "저속, 레벨 1 및 레벨 2"로 간주하지 않고, "고속 레벨 1 및 2 비행기 그리고 모든 레벨 3 및 4 비행기"로 간주해서, FAA의 승인을 받아야 하는 AFM의 관련 부분 (a)(1)~(4)을 지정했습니다. 이 또한, M001이 도심항공모빌리티(UAM) 용도이기 때문입니다. 신청자는 각 비행기와 함께 인도되어야 하는 AFM을 제공해야 합니다. (a) AFM은 다음 정보를 포함해야 합니다. (5) 설계, 운용 또는 취급 특성으로 인해 안전 운용을 위해 필요한 기타 정보. (b) AFM의 다음 섹션은 청장이 명시한 방식으로 FAA의 승인을 받아야 합니다 - (1) 저속, 레벨 1 및 2 비행기의 경우, 본 섹션의 (a)(1)항에 명시된 정보를 포함하는 AFM의 해당 부분; 그리고 (2) 고속 레벨 1 및 2 비행기 그리고 모든 레벨 3 및 4 비행기의 경우, 본 절의 (a)(1)부터 (a)(4)까지에 명시된 정보를 포함하는 AFM의 해당 부분. The applicant must provide an Airplane Flight Manual that must be delivered with each airplane. (a) The Airplane Flight Manual must contain the following information - (1) Airplane operating limitations; (2) Airplane operating procedures; (3) Performance information; (4) Loading information; and (5) Other information that is necessary for safe operation because of design, operating, or handling characteristics. (b) The following sections of the Airplane Flight Manual must be approved by the FAA in a manner specified by the administrator - (1) For low-speed, level 1 and 2 airplanes, those portions of the Airplane Flight Manual containing the information specified in paragraph (a)(1) of this section; and (2) For high-speed level 1 and 2 airplanes and all level 3 and 4 airplanes, those portions of the Airplane Flight Manual containing the information specified in paragraphs (a)(1) thru (a)(4) of this section. Subpart H—Electric Engine Requirements Sec. 33.5 엔진 장착 및 운용 지침교범 Sec. 33.5 Instruction Manual for Installing and Operating the Engine (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : Subpart H - Electric Engine Requirements는 14 CFR Part 33 "Airworthiness Standards: Aircraft Engine" 기반입니다. 즉, JAS4-1의 전기엔진은 별도로 TC를 받지 않고, JAS4-1 TC에 포함되어 인증 받을 예정입니다. § 33.5를 그대로 채택했습니다. 각 신청자는 엔진 장착 및 운용에 관한 승인된 지침을, 형식증명 발급 전에 청장과 엔진 인도 시 소유자에게 가용하도록 준비해야 합니다. 그 지침은 최소한 다음을 포함해야 합니다: (1) 엔진 마운팅 부착물의 위치, 엔진을 항공기에 부착하는 방법, 마운팅 부착물 및 관련 구조에 대한 최대허용하중. (2) 부속품, 관, 배선, 케이블, 덕트 및 카울링에 부착되는 엔진 연결부의 위치 및 설명. (3) 전체 치수를 포함한 엔진의 외형 도면. (4) 적용 가능한 경우 프로펠러를 포함해, 항공기 및 항공기 장비와의 물리적 및 기능적 인터페이스의 정의. (5) 엔진계통이 엔진 형식 설계의 일부가 아닌 구성품에 의존하는 경우, 엔진 형식 인증의 기반이 되는 구성품에 대한 인터페이스 조건 및 신뢰성 요구도는 엔진 장착 지침에 직접 또는 적절한 서류에 의해 명시되어야 합니다. (6) 엔진 운용을 제어하기 위해 그런 계기에 요구되는 정확도 및 과도 응답의 총한계를 포함해, 엔진 제어에 필요한 계기 목록은 장착 시 계기의 적절성을 평가할 수 있도록 명시되어야 합니다. (2) 비표준 대기에 대한 교정을 위한 동력 또는 추력 정격 및 절차. (3) 다음에 대한 정상 및 극한의 주변 조건에서, 권고되는 절차 - (4) 하나 이상의 OEI 정격을 가진 회전익기 엔진의 경우, 신청자는 항공기 제작사가 항공기 동력 보증 절차를 수립할 수 있도록 엔진 성능 특성 및 가변성에 대한 데이터를 제공해야 합니다. (5) 해당 시 프로펠러를 포함해, 엔진 제어계통 및 항공기 체계와의 인터페이스에 대한, 주된 및 모든 대체 모드, 모든 백업 계통, 그리고 관련된 모든 한계에 대한 설명. (c) 안전성 해석 가정. 안전장치, 계기장비, 조기경고장치, 정비 점검 및 엔진 제작사의 통제를 벗어난 유사 장비 또는 절차의 신뢰성과 관해 § 33.75(d)에 설명된 안전성 해석의 가정. Each applicant must prepare and make available to the Administrator prior to the issuance of the type certificate, and to the owner at the time of delivery of the engine, approved instructions for installing and operating the engine. The instructions must include at least the following: (a) Installation instructions. (1) The location of engine mounting attachments, the method of attaching the engine to the aircraft, and the maximum allowable load for the mounting attachments and related structure. (2) The location and description of engine connections to be attached to accessories, pipes, wires, cables, ducts, and cowling. (3) An outline drawing of the engine including overall dimensions. (4) A definition of the physical and functional interfaces with the aircraft and aircraft equipment, including the propeller when applicable. (5) Where an engine system relies on components that are not part of the engine type design, the interface conditions and reliability requirements for those components upon which engine type certification is based must be specified in the engine installation instructions directly or by reference to appropriate documentation. (6) A list of the instruments necessary for control of the engine, including the overall limits of accuracy and transient response required of such instruments for control of the operation of the engine, must also be stated so that the suitability of the instruments as installed may be assessed. (b) Operation instructions. (1) The operating limitations established by the Administrator. (2) The power or thrust ratings and procedures for correcting for nonstandard atmosphere. (3) The recommended procedures, under normal and extreme ambient conditions for - (ii) Operating on the ground; and (iii) Operating during flight. (4) For rotorcraft engines having one or more OEI ratings, applicants must provide data on engine performance characteristics and variability to enable the aircraft manufacturer to establish aircraft power assurance procedures. (5) A description of the primary and all alternate modes, and any back-up system, together with any associated limitations, of the engine control system and its interface with the aircraft systems, including the propeller when applicable. (c) Safety analysis assumptions. The assumptions of the safety analysis as described in § 33.75(d) with respect to the reliability of safety devices, instrumentation, early warning devices, maintenance checks, and similar equipment or procedures that are outside the control of the engine manufacturer. Sec. 33.7 Engine Ratings and Operating Limitations (a) [Applicable to JAS4-1] (b) through (d) [Not applicable to JAS4-1] 다음을 기반으로 정격 및 운용한계를 설정하고 형식증명자료집(TCDS)에 포함되어야 합니다: (a) 다음에 대한 축출력, 토크, 회전속력 및 온도: (3) 정격 최대임시출력 및 관련 시간 한계. (b) 듀티 사이클 및 해당 듀티 사이클에서의 정격. 듀티 사이클은 TCDS에 선언되어야 합니다. (e) 엔진의 안전 운용에 필요한 모든 기타 정격 또는 한계. JS4.2702 Engine Ratings and Operating Limits Ratings and operating limits must be established and included in the type certificate data sheet based on: (a) Shaft power, torque, rotational speed, and temperature for: (2) Rated maximum continuous power; and (3) Rated maximum temporary power and associated time limit. (b) Duty Cycle and the rating at that duty cycle. The duty cycle must be declared in the type certificate data sheet. (c) Cooling fluid grade or specification. (d) Power-supply requirements. (e) Any other ratings or limitations that are necessary for the safe operation of the engine. ※ 블로그 주인장 : § 33.7(a)항만 채택했습니다. 그 외의 (b) 왕복동 엔진, (c) 터빈 엔진, (d) 엔진 성능 및 운용한계 결정을 위한 요구도는 채택하지 않았습니다. 그대신, JAS4-1에 맞는 JS4.2702 요구도를 정해줍니다. 듀티 사이클(Duty Cycle)이란? IEC 60034-1:2022 "Rating Electrical Machines - Part 1: Rating and Performance"에 따르면, "듀티(duty)란 용어는, 해당 시, 시동, 전기 제동, 무부하 및 휴식 정지 기간을 포함해 기계에 적용되는 부하 주기(load cycle)를 정의하고, 시간의 지속시간과 순서를 포함합니다(The term duty defines the load cycle to which the machine is subjected, including, if applicable, starting, electric braking, no-load and rest de-energized periods, and including their durations and sequence in time)."라고 정의합니다. 참고로, IEC 60034-1 표준은 ASTM F3338-20 "Standard Specification for Design of Electric Propulsion Units of General Aviation Aircraft"에도 인용되는 기본적인 표준서입니다. IEC 60034-1는 전기모터 표준 듀티 사이클을 정의하는 데, "듀티 형식(Duty Types)"을 다음과 같이 10가지로 분류합니다.
이런 "듀티 사이클"은 해당 전기모터의 "정격(rating)" 기준과 조건에도 관련됩니다. IEC 60034-1은 제작자가 지정해야 하는 정격의 등급(classes of rating)을 다음과 같이 분류합니다.
(a) 엔진 정격 및 운용한계는 청장이 설정하며, 본 섹션에 명시된 운용조건 및 정보에 기반한 정격 및 한계, 해당 시, 그리고 엔진의 안전 운용에 필요한 모든 기타 정보 를 포함해, 본 장의 § 21.41에 명시된 엔진 증명 데이터 시트에 포함됩니다. (a) Engine ratings and operating limitations are established by the Administrator and included in the engine certificate data sheet specified in § 21.41 of this chapter, including ratings and limitations based on the operating conditions and information specified in this section, as applicable, and any other information found necessary for safe operation of the engine. (b) For reciprocating engines, ratings and operating limitations are established relating to the following: (1) Horsepower or torque, r.p.m., manifold pressure, and time at critical pressure altitude and sea level pressure altitude for - <...> (c) For turbine engines, ratings and operating limitations are established relating to the following: <...> (d) In determining the engine performance and operating limitations, the overall limits of accuracy of the engine control system and of the necessary instrumentation as defined in § 33.5(a)(6) must be taken into account. Sec. 33.8 엔진 출력 및 추력 정격 선정 Sec. 33.8 Selection of Engine Power and Thrust Ratings (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 33.8을 그대로 채택했습니다. (a) 요청된 엔진 출력 및 추력 정격은 신청자가 선정해야 합니다. (b) 각 선정된 정격은 동일한 형식의 모든 엔진이 해당 정격을 결정하는 데 사용되는 조건에서 생성할 것으로 예상되는 최저 출력 또는 추력에 대한 것이어야 합니다. (a) Requested engine power and thrust ratings must be selected by the applicant. (b) Each selected rating must be for the lowest power or thrust that all engines of the same type may be expected to produce under the conditions used to determine that rating. (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 33.15을 그대로 채택했습니다. 엔진에 사용되는 재료의 적절성과 내구성은 다음과 같아야 합니다 - (a) 경험 또는 시험을 기반으로 설정됩니다; 그리고 (b) 설계자료에서 가정한 강도 및 기타 물성을 보유함을 보장하는 승인된 규격(예: 산업 또는 군사 규격)에 합치합니다. The suitability and durability of materials used in the engine must - (a) Be established on the basis of experience or tests; and (b) Conform to approved specifications (such as industry or military specifications) that ensure their having the strength and other properties assumed in the design data. Sec. 33.17 Fire Protection (a) through (g) [Applicable to JAS4-1] 고전압 전기 배선 상호연결 계통은 아크 결함으로부터 보호되어야 합니다. 비보호 전기 배선 상호연결은 아크 결함이 유해한 엔진 영향을 초래하지 않는다는것을 보여주기 위해 해석되어야 합니다. High-voltage electrical wiring interconnect systems must be protected against arc faults. Non-protected electrical wiring interconnects must be analyzed to show that arc faults do not cause a hazardous engine effect. ※ 블로그 주인장 : § 33.15을 그대로 채택했지만, 아크가 발생 가능한 고전압을 사용하기 때문에, 추가 요구도를 부과합니다. (a) 엔진의 설계 및 시공은 사용된 재료가 정상운용 및 고장조건에서 화재 발생 및 확산 가능성을 최소화하고, 그런 화재 영향을 최소화해야 합니다. 또한, 터빈 엔진의 설계 및 시공은 구조적 결함 또는 기타 유해한 영향을 초래할 수 있는 내부 화재 발생 확률을 최소화해야 합니다. (b) 본 섹션의 (c)항에 규정한 경우를 제외하고, 정상적인 엔진 운용 중에 인화성 유체를 포함하거나 이송하는 각 외부 관, 피팅 및 기타 구성품은 청장이 결정한 대로 내화성 또는 불연성이어야 합니다. 구성품은 누출되는 가연성 유체의 발화를 방지할 수 있도록 차폐되거나 위치해야 합니다. (c) 가연성 유체를 포함한 탱크와 엔진의 일부 및 부착된 모든 관련 차단 수단 및 지지물은, 화재로 인한 손상으로 인해 유해량의 인화성 유체가 누출 또는 유출이 발생하지 않는 한, 구조 또는 보호에 의해 내화성이 있어야 합니다. 23.7리터 미만 용량의 일체형 오일 섬프가 있는 왕복동 엔진의 경우, 오일 섬프는 불연성이거나 방화벽으로 둘러싸일 필요가 없습니다. (d) 방화벽 역할을 하도록 설계, 시공 및 장착된 엔진 구성품은 다음과 같아야 합니다. (2) 유해량의 공기, 유체 또는 화염이 방화벽 주위를 통과하거나 통해 통과할 수 없도록 시공됩니다; 그리고, (e) 본 섹션의 (a) 및 (b)항의 요구도에 추가해, 지정된 화재 역에 있는 엔진제어계통 구성품은 청장이 결정한 내화성 또는 불연성이어야 합니다. (f) 엔진 내부에 유해량의 인화성 유체가 뜻하지 않게 축적되는 것을 배출 및 환기를 통해 방지해야 합니다. (g) 정전기 방전 또는 누전 전류의 잠재적 원인이 되거나 영향을 받기 쉬운 모든 구성품, 모듈 또는 장비는 인화성 유체 또는 증기가 존재할 수 있는 외부 구역에서 발화 위험을 최소화하기 위해 엔진 기준에 적절하게 접지되도록 설계 및 시공되어야 합니다. (a) The design and construction of the engine and the materials used must minimize the probability of the occurrence and spread of fire during normal operation and failure conditions, and must minimize the effect of such a fire. In addition, the design and construction of turbine engines must minimize the probability of the occurrence of an internal fire that could result in structural failure or other hazardous effects. (b) Except as provided in paragraph (c) of this section, each external line, fitting, and other component, which contains or conveys flammable fluid during normal engine operation, must be fire resistant or fireproof, as determined by the Administrator. Components must be shielded or located to safeguard against the ignition of leaking flammable fluid. (c) A tank, which contains flammable fluids and any associated shut-off means and supports, which are part of and attached to the engine, must be fireproof either by construction or by protection unless damage by fire will not cause leakage or spillage of a hazardous quantity of flammable fluid. For a reciprocating engine having an integral oil sump of less than 23.7 liters capacity, the oil sump need not be fireproof or enclosed by a fireproof shield. (d) An engine component designed, constructed, and installed to act as a firewall must be: (2) Constructed so that no hazardous quantity of air, fluid or flame can pass around or through the firewall; and, (3) Protected against corrosion; (e) In addition to the requirements of paragraphs (a) and (b) of this section, engine control system components that are located in a designated fire zone must be fire resistant or fireproof, as determined by the Administrator. (f) Unintentional accumulation of hazardous quantities of flammable fluid within the engine must be prevented by draining and venting. (g) Any components, modules, or equipment, which are susceptible to or are potential sources of static discharges or electrical fault currents must be designed and constructed to be properly grounded to the engine reference, to minimize the risk of ignition in external areas where flammable fluids or vapors could be present. 엔진 설계 및 시공은 해당 지속감항성유지지침서(ICA)에 설명된 정비 간격, 오버홀 기간 또는 의무조치 사이에서 엔진의 불안전한 조건이 전개되는 것을 최소화해야 합니다. The engine design and construction must minimize the development of an unsafe condition of the engine between maintenance intervals, overhaul periods, or mandatory actions described in the applicable ICA. Sec. 33.21 Engine Cooling JS4.2717에 설명된 대로 안전성 해석을 충족하기 위해 냉각이 요구되는 경우, 냉각계통 모니터링 기능 및 사용을 엔진장착교범에 문서화해야 합니다. If cooling is required to satisfy the safety analysis as described in JS4.2717, the cooling-system monitoring features and usage must be documented in the engine installation manual. ※ 블로그 주인장 : § 33.21을 그대로 채택했지만, 추가 요구도를 JS4.2706으로 정해줍니다. 여기서, 인용된 JS4.2717는 "안정성 해석(safety analysis)"입니다. 엔진 설계 및 시공은 비행기가 운용할 것으로 예상되는 조건에서 필요한 냉각을 제공해야 합니다. Engine design and construction must provide the necessary cooling under conditions in which the airplane is expected to operate. Sec. 33.23 Mounting Attachment and Structure (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 33.23을 그대로 채택했습니다. (a) 엔진 마운팅 부착물 및 관련 엔진 구조에 대한 최대허용한계 및 극한 하중을 명시해야 합니다. (b) 엔진 마운팅 부착물 및 관련 엔진 구조는 다음을 견딜 수 있어야 합니다- (1) 영구 변형 없는 명시된 한계하중; 그리고 (2) 명시된 극한하중은 파손이 없으나, 영구 변형이 나타날 수 있습니다. (a) The maximum allowable limit and ultimate loads for engine mounting attachments and related engine structure must be specified. (b) The engine mounting attachments and related engine structure must be able to withstand - (1) The specified limit loads without permanent deformation; and (2) The specified ultimate loads without failure, but may exhibit permanent deformation. Sec. 33.25 Accessory Attachments ※ 블로그 주인장 : § 33.25를 그대로 채택했습니다. 엔진은 부속품 드라이브와 마운팅 부착물이 탑재된 상태에서 적절히 운용해야 합니다. 각 엔진 부속품 드라이브 및 마운팅 부착물은 엔진 내부의 오염 또는 엔진 내부로부터의 수락할 수 없는 누출을 방지하기 위한 밀봉 기구를 포함해야 합니다. 외부 드라이브 스플라인용 윤활 또는 엔진 오일에 의한 커플링을 요구하는 드라이브 및 마운팅 부착물은 수락할 수 없는 오일 손실을 방지하고 드라이브 연결을 둘러싸는 챔버 외부의 원으로부터의 오염을 방지하기 위한 밀봉 기구를 포함해야 합니다. 엔진 설계는 엔진 운용에 요구되는 각 부속품의 검사, 조정 또는 제거를 허용해야 합니다. The engine must operate properly with the accessory drive and mounting attachments loaded. Each engine accessory drive and mounting attachment must include provisions for sealing to prevent contamination of, or unacceptable leakage from, the engine interior. A drive and mounting attachment requiring lubrication for external drive splines, or coupling by engine oil, must include provisions for sealing to prevent unacceptable loss of oil and to prevent contamination from sources outside the chamber enclosing the drive connection. The design of the engine must allow for the examination, adjustment, or removal of each accessory required for engine operation. (a) 회전자 과속은, JS4.2717(d)(2)에 정의된 대로, 파열, 회전자 성장 또는 유해한 엔진 영향을 초래하는 손상을 일으키지 않아야 합니다. 본 항과의 적합성은 시험, 검증된 해석 또는 이 둘의 조합으로 입증되어야 합니다. 적용 가능한 가정된 회전자 속력을 선언하고 정당화해야 합니다. (b) 회전자는 인증된 운용조건을 초과해 그리고 회전자 과속으로 이어지는 고장 조건을 초과해 파열까지의 여유를 갖는 충분한 강도를 가져야 합니다. 파열 여유는 시험, 검증된 해석 또는 이들의 조합으로 입증되어야 합니다. (c) 엔진은 회전자 구조적 무결성에 영향을 미칠 수 있는 회전자-속력 운용한계를 초과해서는 안 됩니다. (a) A rotor overspeed must not result in a burst, rotor growth, or damage that results in a hazardous engine effect, as defined in JS4.2717(d)(2). Compliance with this paragraph must be shown by test, validated analysis, or a combination of both. Applicable assumed rotor speeds must be declared and justified. (b) Rotors must possess sufficient strength with a margin to burst above certified operating conditions and above failure conditions leading to rotor overspeed. The margin to burst must be shown by test, validated analysis, or a combination thereof. (c) The engine must not exceed the rotor-speed operational limitations that could affect rotor structural integrity. (b)(1)(i), (b)(1)(iii), (b)(1)(iv) [JAS4-1에 적용] (a), (b)(1)(ii), (b)(2) ~ (m) [JAS4-1에는 비적용] Sec. 33.28 Engine Control Systems (b)(1)(i), (b)(1)(iii), and (b)(1)(iv) [Applicable to JAS4-1] (a), (b)(1)(ii), (b)(2) through (m) [Not applicable to JAS4-1] 이런 요구도는 엔진 운용을 제어, 한계, 모니터 또는 보호하고 엔진의 지속감항성을 위해 필요한 엔진 형식 설계의 일부인 모든 계통 또는 장치에 적용됩니다. 엔진제어계통은, 결함 또는 고장이 한 제어 모드에서 다른 제어 모드로, 한 채널에서 다른 채널로, 또는 해당 시, 주계통에서 백업 계통으로 변경을 초래하는 고장조건을 포함해, 엔진이 수락 불가한 운용특성을 경험하거나 그 운용한계를 넘지 않도록 보장해야 합니다. 프로그램 가능한 논리장치를 포함한, 소프트웨어 및 복잡한 전자 하드웨어는 다음과 같아야 합니다 - (1) 그 장치가 위치한 계통의 고장 또는 오작동과 관련된 위해요소에 상응하는 논리에 대한 보증도를 제공하는 구조화되고 체계적인 접근법을 사용해 설계 및 개발되었습니다; 그리고 (2) 청장이 수락 가능한 검증 방법론에 의해 입증됩니다. 제어계통의 모든 기능적 측면은 엔진제어계통이 선언된 운용영역 전체에 걸쳐 의도된 기능을 수행함을 보여주기 위해, 시험, 해석 또는 이들의 조합에 의해 입증되어야 합니다. 내구 실증, 검증된 해석 또는 이들의 조합으로 적절히 입증될 수 없는 환경한계는 JS4.2727의 계통 및 구성품 시험을 통해 입증되어야 합니다. (1) 의도된 항공기 활용에 적절한 출력제어손실(LOPC)의 최대 비율을 가집니다. (2) 완전한 형상에서 있을 때, 청장이 결정한 대로, LOPC 이벤트와 관련된 전기적, 전기적으로 탐지 가능한, 그리고 전자적 고장에 대한, 단일 내결함성이 있습니다. (3) 유해한 엔진 영향을 초래하는 단일 고장이 없습니다; 그리고 (4) 의도된 항공기 활용에서 국부적 이벤트로 이어질 가능할만한 모든 고장 또는 오작동이 없습니다. 신청자는 시스템-안전성 평가를 수행해야 합니다. 이런 평가는, 이런 결함 또는 고장의 예측된 발생 빈도와 함께, 정상운용에 영향을 미치는 결함 또는 고장을 식별해야 합니다. 엔진제어계통 안전성의 평가가 유효한지 확인하려면 의도된 항공기 활용을 고려해야 합니다. 엔진제어장치 및 계통의 설계 및 기능은, 엔진 계기, 운용지침 및 정비지침과 함께, 서비스 중에 엔진 운용한계를 초과하지 않도록 보장해야 합니다. 항공기-제공 데이터(항공기로부터의 출력 명령 신호 제외), 또는 단일 엔진 내의 엔진계통 간에 또는 완전히 독립적인 엔진계통 간에 공유되는 항공기-제공 데이터의 손실, 중단 또는 손상으로 이어지는 단일 고장은 다음과 같아야 합니다 - (1) 항공기에 장착된 모든 엔진에 대해, JS4.2717(d)(2)에 정의된, 유해한 엔진 영향을 초래하지 않아야 합니다; 그리고 (2) 제어계통에 의해 탐지되고 수용될 수 있어야 합니다. (1) 엔진제어계통은 제어계통 전원의 손실, 오작동 또는 중단이, JS4.2717(d)(2)에 정의된, 유해한 엔진 영향, 수락 불가한 오류 데이터 전송, 또는 제어기능 부재 상태에서 지속적인 엔진 운용으로 이어지지 않도록 설계되어야 합니다. 엔진제어계통은 항공기-공급 전력 선언된 한계 내로 복구될 때 정상운용을 재개할 수 있어야 합니다. (2) 신청자는, 과도 및 정상상태 전압 한계 또는 에너지 재생을 통해 엔진에서 항공기로 공급되는 전력을 포함해, 엔진 시동과 운용을 위해 항공기에서 엔진제어계통으로 공급되는 모든 전력의 특성, 그리고 엔진의 안전 운용에 필요한 기타 모든 특성을 엔진장착교범에서 식별하고 선언해야 합니다. JS4.2710 Engine Control Systems These requirements apply to any system or device that is part of the engine type design that controls, limits, monitors, or protects engine operation and is necessary for the continued airworthiness of the engine. The engine control system must ensure the engine does not experience any unacceptable operating characteristics or exceed its operating limits, including in failure conditions where the fault or failure results in a change from one control mode to another, from one channel to another, or from the primary system to the back-up system, if applicable. The software and complex electronic hardware, including programmable logic devices, must be— (1) Designed and developed using a structured and systematic approach that provides a level of assurance for the logic commensurate with the hazard associated with the failure or malfunction of the systems in which the devices are located; and (2) Substantiated by a verification methodology acceptable to the Administrator. All functional aspects of the control system must be substantiated by test, analysis, or a combination thereof, to show that the engine control system performs the intended functions throughout the declared operational envelope. Environmental limits that cannot be adequately substantiated by endurance demonstration, validated analysis, or a combination thereof must be demonstrated by the system and component tests in JS4.2727. (f) Engine control system failures. The engine control system must— (1) Have a maximum rate of Loss of Power Control (LOPC) that is suitable for the intended aircraft application; (2) When in the full-up configuration, be single fault tolerant, as determined by the Administrator, for electrical, electrically detectable, and electronic failures involving LOPC events; (3) Not have any single failure that results in hazardous engine effects; and (4) Not have any likely failures or malfunctions that lead to local events in the intended aircraft application. (g) System-safety assessment. The applicant must perform a system-safety assessment. This assessment must identify faults or failures that affect normal operation, together with the predicted frequency of occurrence of these faults or failures. The intended aircraft application must be taken into account to assure the assessment of the engine control system safety is valid. The engine control devices and systems' design and function, together with engine instruments, operating instructions, and maintenance instructions, must ensure that engine operating limits will not be exceeded in-service. (i) Aircraft-supplied data. Any single failure leading to loss, interruption, or corruption of aircraft-supplied data (other than power command signals from the aircraft), or aircraft-supplied data shared between engine systems within a single engine or between fully independent engine systems, must— (1) Not result in a hazardous engine effect, as defined in JS4.2717(d)(2), for any engine installed on the aircraft; and (2) Be able to be detected and accommodated by the control system. (j) Engine control system electrical power. (1) The engine control system must be designed such that the loss, malfunction, or interruption of the control system electrical power source will not result in a hazardous engine effect, as defined in JS4.2717(d)(2), the unacceptable transmission of erroneous data, or continued engine operation in the absence of the control function. The engine control system must be capable of resuming normal operation when aircraft-supplied power returns to within the declared limits. (2) The applicant must identify and declare, in the engine installation manual, the characteristics of any electrical power supplied from the aircraft to the engine control system for starting and operating the engine, including transient and steady-state voltage limits, or electrical power supplied from the engine to the aircraft via energy regeneration, and any other characteristics necessary for safe operation of the engine. ※ 블로그 주인장 : JS4.2710은 magniX 전기엔진 SC No. 10과 사실상 동일합니다. 본 조항을 이해하려면 magniX SC No. 10을 먼저 읽어야 합니다. 귀차니스트 독자를 위해 magniX SC No. 10에 대한 FAA의 설명문을 magniX 지칭을 일반화 시켜 옮겨 봅니다. - FAA's Special Condition No. 10 Engine Control System for magniX electric engines -
(a) 적용성. 이런 요구도는 엔진 운용을 제어, 한계 또는 모니터 하고 엔진의 지속감항성을 위해 필요한 엔진 형식 설계의 일부인 모든 계통 또는 장치에 적용할 수 있습니다. (1) 기능적 측면. 신청자는 시험, 해석 또는 이들의 조합을 통해, 엔진제어계통이 다음과 같은 방식으로 의도된 기능을 수행함을 입증해야 합니다: (i) 선언된 비행영역에서 변화하는 대기조건에 대해 관련 제어 매개변수의 선정된 값이 유지되고 엔진이 승인된 운용한계 내에서 유지되도록 합니다; (ii) 제어 기능의 고장으로 인해 의도된 활용에서 배치 불가 조건이 발생한다는 것이 입증될 수 없는 한, 가능할만한 모든 계통 입력 및 허용 가능한 엔진 출력 또는 추력 수요에 따라, 해당 시, §§ 33.51, 33.65 및 33.73의 운용적 요구도에 적합합니다; (iii) 선언된 엔진 운용조건 범위에 대해 적절한 감도로 엔진 출력 또는 추력을 조절할 수 있습니다; 그리고 (iv) 수락할 수 없는 출력 또는 추력 진동을 생성하지 않습니다. (k) 30초 OEI 정격동안 엔진 출력의 자동 가용성 및 제어. <중략> (a) Applicability. These requirements are applicable to any system or device that is part of engine type design, that controls, limits, or monitors engine operation, and is necessary for the continued airworthiness of the engine. (1) Functional aspects. The applicant must substantiate by tests, analysis, or a combination thereof, that the engine control system performs the intended functions in a manner which: (i) Enables selected values of relevant control parameters to be maintained and the engine kept within the approved operating limits over changing atmospheric conditions in the declared flight envelope; (ii) Complies with the operability requirements of §§ 33.51, 33.65 and 33.73, as appropriate, under all likely system inputs and allowable engine power or thrust demands, unless it can be demonstrated that failure of the control function results in a non-dispatchable condition in the intended application; (iii) Allows modulation of engine power or thrust with adequate sensitivity over the declared range of engine operating conditions; and (iv) Does not create unacceptable power or thrust oscillations. (2) Environmental limits. <...> (c) Control transitions. <...> (d) Engine control system failures. <...> (e) System safety assessment. <...> (f) Protection systems. <...> (h) Aircraft-supplied data. <...> (i) Aircraft-supplied electrical power. <...> (j) Air pressure signal. <...> (k) Automatic availability and control of engine power for 30-second OEI rating. <...> (l) Engine shut down means. <...> (m) Programmable logic devices. <...> (a), (e) 및 (g) [JAS4-1에 적용] (b) ~ (d) 및 (h) [JAS4-1에는 비적용] Sec. 33.29 Instrument Connection (a), (e), and (g) [Applicable to JAS4-1] (b) through (d) and (h) [Not applicable to the JAS4-1] (a) 또한. JS4.2710(g) 및 JS4.2733(g)의 시스템-안전성 평가의 일환으로, 신청자는 계기, 센서 또는 커넥터의 잘못된 맞춤의 가능성과 후속 영향을 평가해야 합니다. 실행 가능한 경우, 신청자는 시스템의 잘못된 형상을 방지하기 위해 설계예방조치를 취해야 합니다. (b) 신청자는 다음과 같은 증빙이 없는 한 운항승무원이 엔진냉각계통의 기능을 모니터 할 수 있는 계기장비를 제공해야 합니다: (1) 기존의 다른 계기장비는 고장 또는 임박한 고장에 대한 적절한 경고를 제공합니다; (2) 냉각계통의 고장은 탐지 전에 유해한 엔진 영향으로 이어지지 않습니다; 또는 (3) 냉각계통의 고장 확률은 극히 희박합니다. JS4.2711 Instrument Connection (a) In addition, as part of the system-safety assessment of JS4.2710(g) and JS4.2733(g), the applicant must assess the possibility and subsequent effect of incorrect fit of instruments, sensors, or connectors. Where practicable, the applicant must take design precautions to prevent incorrect configuration of the system. (b) The applicant must provide instrumentation enabling the flightcrew to monitor the functioning of the engine cooling system unless evidence shows that: (1) Other existing instrumentation provides adequate warning of failure or impending failure; (2) Failure of the cooling system would not lead to hazardous engine effects before detection; or (3) The probability of failure of the cooling system is extremely remote. ※ 블로그 주인장 : magniX 전기엔진 SC No. 11과 사실상 동일합니다.
(a) 잘못된 계기에 연결되는 것을 방지하도록 시공되지 않은 한, 항공기 감항규정에 의해 요구되거나 엔진한계에 적합한 엔진 운용을 보장하는 데 필요한 동력장치 계기에 제공되는 각 연결장치는 해당 계기와의 연결장치를 식별하기 위해 표지되어야 합니다. (b) 각 터보제트엔진에는 회전자 계통의 불균형을 지시하는 지시계통을 위한 연결장치가 제공되어야 합니다. (c) 30초 OEI 정격과 2분 OEI 정격을 가진 회전익기 터빈엔진은 다음과 같은 수단 또는 수단용 기구를 갖추어야 합니다: (1) 엔진이 30초 OEI 및 2분 OEI 출력 수준에 있을 때, 이벤트가 시작될 때, 그리고 시간 간격이 만료될 때, 조종사에게 경보합니다; (2) 30초 OEI 및 2분 OEI 수준에서 출력의 각 사용 및 지속시간을 자동으로 기록합니다; (3) 엔진이 30초 및 2분 OEI 출력 수준 중 하나 또는 둘 모두에서 운용되었음을 명확한 방식으로 정비 담당자에게 경보하고, 기록된 자료 검색을 허용합니다; 그리고 (4) 상기 수단의 적절한 운용에 대한 일상적인 확인을 가능하게 합니다. (d) 본 섹션의 (c)(2) 및 (c)(3)항의 수단 또는 수단용 기구는 비행 중에 재설정될 수 없어야 합니다. (e) 신청자는 엔진운용한계에 적합한 운용을 보장하는 데 필요한 계기장비의 장착을 준비해야 합니다. 안전성 해석을 제시하거나, 다른 요구도에 적합할 때, 가정된 항공기 장착에서 달리 필수가 아닌 계기장비에 의존하는 경우, 신청자는 엔진장착지침에 이 계기장비를 명시하고 엔진승인문서에서 필수로 선언해야 합니다. (f) § 33.28(e)의 시스템 안전성 평가의 일환으로, 신청자는 계기, 센서 또는 커넥터의 잘못된 맞춤 가능성과 그에 따른 영향을 평가해야 합니다. 필요 시, 신청자는 시스템의 잘못된 형상을 방지하기 위해 설계예방조치를 취해야 합니다. (g) 센서는, 관련 배선 및 신호 조정과 함께, 계기장비 및 모니터링 기능에서 제어 기능으로, 또는 그 반대로, 결함이 전파될 확률이 결함의 고장 영향과 일치하도록 보장하는 데 필요한 범위까지, 전기적 및 물리적으로, 분리되어야 합니다. (h) 관련 교범에 적절한 검사가 게시되어 있지 않고 다음을 보여주는 증빙이 없는 한 신청자는 운항승무원이 터빈냉각계통의 기능을 모니터 할 수 있는 계기장비를 제공해야 합니다. (1) 기존의 기타 계기장비는 고장 또는 임박한 고장에 대한 적절한 경고를 제공합니다; (2) 냉각계통의 고장이 탐지되기 전에 유해한 엔진 영향으로 이어지지 않아야 합니다; 또는 (3) 냉각계통의 고장 확률은 극히 희박합니다. (a) Unless it is constructed to prevent its connection to an incorrect instrument, each connection provided for powerplant instruments required by aircraft airworthiness regulations or necessary to insure operation of the engine in compliance with any engine limitation must be marked to identify it with its corresponding instrument. (b) A connection must be provided on each turbojet engine for an indicator system to indicate rotor system unbalance. (c) Each rotorcraft turbine engine having a 30-second OEI rating and a 2-minute OEI rating must have a means or a provision for a means to: (1) Alert the pilot when the engine is at the 30-second OEI and the 2-minute OEI power levels, when the event begins, and when the time interval expires; (2) Automatically record each usage and duration of power at the 30-second OEI and 2-minute OEI levels; (3) Alert maintenance personnel in a positive manner that the engine has been operated at either or both of the 30-second and 2-minute OEI power levels, and permit retrieval of the recorded data; and (4) Enable routine verification of the proper operation of the above means. (d) The means, or the provision for a means, of paragraphs (c)(2) and (c)(3) of this section must not be capable of being reset in flight. (e) The applicant must make provision for the installation of instrumentation necessary to ensure operation in compliance with engine operating limitations. Where, in presenting the safety analysis, or complying with any other requirement, dependence is placed on instrumentation that is not otherwise mandatory in the assumed aircraft installation, then the applicant must specify this instrumentation in the engine installation instructions and declare it mandatory in the engine approval documentation. (f) As part of the System Safety Assessment of § 33.28(e), the applicant must assess the possibility and subsequent effect of incorrect fit of instruments, sensors, or connectors. Where necessary, the applicant must take design precautions to prevent incorrect configuration of the system. (g) The sensors, together with associated wiring and signal conditioning, must be segregated, electrically and physically, to the extent necessary to ensure that the probability of a fault propagating from instrumentation and monitoring functions to control functions, or vice versa, is consistent with the failure effect of the fault. (h) The applicant must provide instrumentation enabling the flight crew to monitor the functioning of the turbine cooling system unless appropriate inspections are published in the relevant manuals and evidence shows that: (1) Other existing instrumentation provides adequate warning of failure or impending failure; (2) Failure of the cooling system would not lead to hazardous engine effects before detection; or (3) The probability of failure of the cooling system is extremely remote. (a) 기계적, 열적, 전자기적 응력해석은 수락 불가한 운용특성과 유해한 엔진 영향을 방지하기 위해 충분한 설계 여유를 보여야 합니다. (b) 엔진의 최대응력은 시험, 검증된 해석, 또는 이들의 조합에 의해 결정되어야 하며 최소물성을 초과하지 않음을 보여야 합니다. (a) A mechanical, thermal, and electromagnetic stress analysis must show a sufficient design margin to prevent unacceptable operating characteristics and hazardous engine effects. (b) Maximum stresses in the engine must be determined by test, validated analysis, or a combination thereof, and must be shown not to exceed minimum material properties. ※ 블로그 주인장 : 터빈항공기엔진의 § 33.62 "Stress Analysis"를 채택하지 않고, JS4.2712는 magniX 전기엔진 SC No. 12와 사실상 동일합니다. (a) 신청자는, 안전성 해석 또는 청장이 수락 가능한 수단에 의해, 회전 또는 동적 구성품, 베어링, 축, 정적 부품, 그리고 비중복 마운트 구성품이 서비스 수명에 걸쳐 임계부품 또는 수명한계부품으로 분류, 설계, 제작 및 관리되어야 하는지 여부를 보여야 합니다. (1) 임계부품은 JS4.2717(d)(2)에 정의된 유해한 엔진 영향을 초래할 가능성이 있는, 주고장을 회피하기 위해 규범된 무결성 규격을 충족해야 하는 부품을 의미합니다. (2) 수명한계부품에는 회전자 및 주요 구조적 정적 부품이 포함될 수 있지만, 이에 국한되지 않으며, 이런 부품의 고장은 저주기피로(LCF) 메커니즘 또는 크리프, 또는 기타 고장 모드와 결부된 모든 LCF-구동 메커니즘으로 인한 유해한 엔진 영향을 초래할 수 있습니다. 수명한계는 신청자가 엔진에서 부품을 제거해야 하기 전에 부품이 견딜 수 있는 비행주기의 최대허용수를 명시하는 운용한계입니다. (b) 각 임계부품 또는 수명한계부품의 무결성을 수립할 때, 신청자는 승인을 위해 다음 3가지 계획을 청장에 제공해야 합니다: §33.70에 정의된 바와 같이, 엔지니어링 계획, 제작 계획 및 서비스-관리 계획. JS4.2713 Critical and Life-Limited Parts (a) The applicant must show, by a safety analysis or means acceptable to the Administrator, whether rotating or moving components, bearings, shafts, static parts, and non-redundant mount components should be classified, designed, manufactured, and managed throughout their service life as critical or life-limited parts. (1) Critical part means a part that must meet prescribed integrity specifications to avoid its primary failure, which is likely to result in a hazardous engine effect as defined in JS4.2717(d)(2). (2) Life-limited parts may include but are not limited to a rotor and major structural static part, the failure of which can result in a hazardous engine effect due to low-cycle fatigue (LCF) mechanism or any LCF-driven mechanism coupled with creep, or other failure mode. A life limit is an operational limitation that specifies the maximum allowable number of flight cycles that a part can endure before the applicant must remove it from the engine. (b) In establishing the integrity of each critical part or life-limited part, the applicant must provide to the Administrator the following three plans for approval: an engineering plan, a manufacturing plan, and a service-management plan, as defined in § 33.70. ※ 블로그 주인장 : magniX 전기엔진 SC No. 13과 사실상 동일합니다. 다만, (b)항의 3종 계획서에 대한 요건은 §33.70을 따르게 하여, magniX SC와는 약간의 차이가 있습니다.
FAA 승인 절차에 따라, 각 엔진 수명한계부품에 대한 비행주기의 최대허용수를 명시하는 운용한계가 설정되어야 합니다. 엔진 수명한계부품은 주고장이 유해한 엔진 영향을 초래할만한 회전자 및 주요 정적 구조 부품입니다. 전형적으로, 엔진 수명한계부품에는 디스크, 스페이서, 허브, 축, 고압 케이싱 및 비중복 마운트 부품이 포함되지만, 이에 국한되지는 않습니다. 본 섹션의 목적상, 유해한 엔진 영향은 본 파트의 § 33.75에 열거된 조건 중 하나입니다. 신청자는 다음을 통해 각 엔진 수명한계부품의 무결성을 수립합니다. (a) 유해한 엔진 영향이 발생하기 전에 각 엔진 수명한계부품이 승인된 수명에서 서비스에서 제외되도록 보장하는 데 요구되는 단계를 포함하는 엔지니어링 계획. 이런 단계는, 이런 매개변수에 영향을 미치는 다른 엔진 부품의 영향을 포함해, 부하, 물성, 환경영향 및 운용조건의 조합이 충분히 잘 알려져 있고 예측 가능하여 운용한계가 각 엔진 수명한계부품에 대해 설정 및 정비될 수 있도록 보장하는 검증된 해석, 시험, 또는 서비스 경험을 포함합니다. 신청자는 부품의 승인된 수명 내에서 재료, 제작 및 서비스가 유도한 이상으로터의 고장 잠재성을 다루기 위해 적절한 손상 내구성 평가를 수행해야 합니다. 신청자는 본 파트의 § 33.4에서 요구하는 지속감항성유지지침서(ICA)의 감항성한계 섹션에 수명한계 엔진 부품 목록과 각 부품에 대한 승인된 수명을 게시해야 합니다. (b) 엔지니어링 계획에서 요구하는 속성을 가진 각 엔진 수명한계부품을 일관되게 생산하는 데 필요한 특정 제작 제약을 식별하는 제작 계획. (c) 엔지니어링 계획에서 요구하는 속성과 일치하는 속성을 유지할 각 엔진 수명한계부품에 대한 정비 및 수리 한계를 위한 서비스 중 과정을 정의하는 서비스 관리계획. 이런 과정 및 한계는 지속감항성유지지침서(ICA)의 일부가 됩니다. By a procedure approved by the FAA, operating limitations must be established which specify the maximum allowable number of flight cycles for each engine life-limited part. Engine life-limited parts are rotor and major static structural parts whose primary failure is likely to result in a hazardous engine effect. Typically, engine life-limited parts include, but are not limited to disks, spacers, hubs, shafts, high-pressure casings, and non-redundant mount components. For the purposes of this section, a hazardous engine effect is any of the conditions listed in § 33.75 of this part. The applicant will establish the integrity of each engine life-limited part by: (a) An engineering plan that contains the steps required to ensure each engine life-limited part is withdrawn from service at an approved life before hazardous engine effects can occur. These steps include validated analysis, test, or service experience which ensures that the combination of loads, material properties, environmental influences and operating conditions, including the effects of other engine parts influencing these parameters, are sufficiently well known and predictable so that the operating limitations can be established and maintained for each engine life-limited part. Applicants must perform appropriate damage tolerance assessments to address the potential for failure from material, manufacturing, and service induced anomalies within the approved life of the part. Applicants must publish a list of the life-limited engine parts and the approved life for each part in the Airworthiness Limitations Section of the Instructions for Continued Airworthiness as required by § 33.4 of this part. (b) A manufacturing plan that identifies the specific manufacturing constraints necessary to consistently produce each engine life-limited part with the attributes required by the engineering plan. (c) A service management plan that defines in-service processes for maintenance and the limitations to repair for each engine life-limited part that will maintain attributes consistent with those required by the engineering plan. These processes and limitations will become part of the Instructions for Continued Airworthiness. (a) 윤활계통은 엔진이 운용할 것으로 예상되는 모든 비행자세와 대기조건에서 계획정비간격 사이에 적절히 기능하도록 설계 및 시공되어야 합니다. (b) 윤활계통은 엔진 베어링과 윤활계통 구성품의 오염을 방지하도록 설계되어야 합니다. (c) 신청자는 본 섹션의 (a) 및 (b)항의 고유한 윤활 속성과 기능적 능력을 시험, 검증된 해석 또는 이들의 조합을 통해 입증해야 합니다. JS4.2714 Lubrication System (a) The lubrication system must be designed and constructed to function properly between scheduled maintenance intervals in all flight attitudes and atmospheric conditions in which the engine is expected to operate. (b) The lubrication system must be designed to prevent contamination of the engine bearings and lubrication system components. (c) The applicant must demonstrate by test, validated analysis, or a combination thereof, the unique lubrication attributes and functional capability of paragraphs (a) and (b) of this section. 제어계통을 포함한 엔진의 설계 및 시공은 다음을 가능하게 해야 합니다 - (a) 해로운 엔진 영향 없이 최소 출력 설정에서 최고 정격 출력까지; (b) 비행 중에, 그리고 지상에 있는 동안, 최소 가능 출력에서 항공기 운용에 안전하다고 결정된 시간 간격 내에서 최고 정격 출력까지; 그리고 (c) 항공기 구조적 무결성 또는 항공기 공력적 특성을 초과하지 않도록 보장하도록, 해로운 엔진 또는 항공기 영향 없이 최소 토크에서 최고 정격 토크까지. The design and construction of the engine, including its control system, must enable an increase— (a) From the minimum power setting to the highest rated power without detrimental engine effects; (b) From the minimum obtainable power while in flight, and while on the ground, to the highest rated power within a time interval determined to be safe for aircraft operation; and (c) From the minimum torque to the highest rated torque without detrimental engine or aircraft effects, to ensure aircraft structural integrity or aircraft aerodynamic characteristics are not exceeded. 비행 중에 엔진이 정지된 후에도 엔진 주회전계통이 지속 회전하도록 설계가 허용한 경우, JS4.2717(d)(2)에 명시된 것처럼, 이런 지속 회전이 유해한 엔진 영향이 초래해서는 안 됩니다. JS4.2716 Continued Rotation If the design allows any of the engine main rotating systems to continue to rotate after the engine is shut down while in-flight, this continued rotation must not result in hazardous engine effects, as specified in JS4.2717(d)(2). ※ 블로그 주인장 : magniX 전기엔진 SC No. 16와 동일합니다.
(a)(1)부터 (a)(2), (d), (e) 및 (g)(2) [JAS4-1에 적용] (a)(3)부터 (c), (f), (g)(1) 및 (g)(3) [JAS4-1에는 비적용] Sec. 33.75 Safety Analysis (a)(1) through (a)(2), (d), (e), and (g)(2) [Applicable to JAS4-1] (a)(3) through (c), (f), (g)(1), and (g)(3) [Not applicable to JAS4-1] (a) 신청자는 본 섹션의 (d)항에 있는 고장 정의를 사용해 § 33.75(a)(2)를 준수해야 합니다. (b) 그러한 요소의 고장이 유해한 엔진 영향을 초할만하면, 신청자는 § 33.15, JS4.2709, JS4.2713 또는, 해당 시, 이들의 조합과 같이 규범된 무결성 요구도에 의존해 적합성을 보일 수 있습니다. 그런 요소의 고장 및 관련 규범된 무결성 요구도는 안전성 해석에 명시되어야 합니다. (c) 신청자는 본 섹션의 (d)항에 있는 고장 정의를 사용해 § 33.75(d) 및 (e)에 적합해야 합니다. (d) 청장이 달리 승인하지 않는 한, 다음 정의는 본 조건에 적합함을 보일 때 엔진 영향에 적용됩니다. (1) 경미한 엔진 영향은 엔진이 § 33.28(b)(1)(i), (b)(1)(iii) 및 (b)(1)(iv)과 일치하는 방식으로 형식 설계 요구도와 의도된 기능을 충족하는 것을 금지하지 않으며, 엔진이 JS4.2715, JS4.2725 및 JS4.2731과 같은 운용성 요구도에 적절히 적합합니다. (2) § 33.75(g)(2)의 엔진 영향은 다음이 추가된 유해한 엔진 영향입니다. (i) 승무원, 승객, 운용자, 정비사 또는 기타 사람의 감전사; 그리고 (ii) 엔진이 온도한계 내에서 운용하는 데 요구되는 냉각계통의 막힘. (3) 모든 기타 엔진 영향은 주요한 엔진 영향입니다. (e) 엔진계통 안전성 해석이 유효한지 확인하기 위해 의도된 항공기 활용을 고려해야 합니다. (a) The applicant must comply with § 33.75(a)(2) using the failure definitions in paragraph (d) of this section. (b) If the failure of such elements is likely to result in hazardous engine effects, then the applicant may show compliance by reliance on the prescribed integrity requirements such as § 33.15, JS4.2709, JS4.2713, or combinations thereof, as applicable. The failure of such elements and associated prescribed integrity requirements must be stated in the safety analysis. (c) The applicant must comply with § 33.75(d) and (e) using the failure definitions in paragraph (d) of this section. (d) Unless otherwise approved by the Administrator, the following definitions apply to the engine effects when showing compliance with this condition: (1) A minor engine effect does not prohibit the engine from meeting its type-design requirements and the intended functions in a manner consistent with § 33.28(b)(1)(i), (b)(1)(iii), and (b)(1)(iv), and the engine complies with the operability requirements such as JS4.2715, JS4.2725, and JS4.2731, as appropriate. (2) The engine effects in § 33.75(g)(2) are hazardous engine effects with the addition of: (i) Electrocution of the crew, passengers, operators, maintainers, or others; and (ii) Blockage of cooling systems that are required for the engine to operate within temperature limits. (3) Any other engine effect is a major engine effect. (e) The intended aircraft application must be taken into account to assure that the analysis of the engine system safety is valid. ※ 블로그 주인장 : magniX 전기엔진 SC No. 17와 사실상 동일합니다. 여러 조항을 인용하므로, 정리해봅니다.
(1) 신청자는, 제어계통을 포함한, 엔진을 해석해 합리적으로 발생할 것으로 예상되는 모든 고장의 가능할만한 결과를 평가해야 합니다. 이런 해석은, 해당 시, 다음 사항을 고려합니다. (i) 전형적인 장착과 관련된 것으로 가정되는 항공기단 장치 및 절차. 그런 가정은 해석에 명시되어야 합니다. (iii) 본 섹션의 (d)항에 언급된 다중 고장 또는 본 섹션의 (g)(2)항에 정의된 유해한 엔진 영향을 초래하는 고장. (2) 신청자는, 본 섹션의 (g)항에 정의된, 주요한 엔진 영향 또는 유해한 엔진 영향을 초래할 수 있는 고장을 요약하고, 그런 영향의 발생 확률을 추정해야 합니다. 합리적으로 유해한 엔진 영향을 초래할 수 있는 고장이 있는 모든 엔진 부품은 본 요약에서 명확히 식별되어야 합니다. (3) 신청자는 유해한 엔진 영향이 극히 희박하다고 정의된비율(엔진 비행시간당 10-7에서 10-9의 확률 범위)을 초과하지 않는 비율로 발생할 것으로 예측된다는 것을 보여주어야 합니다. 개별 고장에 대한 추정 확률은 신청자가 유해한 엔진 영향에 대한 총 비율을 평가할 수 있을 정도로 정밀하지 않을 수 있으므로, 개별 고장으로 인해 발생하는 유해한 엔진 영향의 확률이 엔진 비행시간당 10-8보다 크지 않다고 예측될 수 있음을 실증함으로써 적합성을 보여줄 수 있습니다. 이런 낮은 차수의 확률을 다룰 때, 절대적인 증명은 불가능하며, 공학적 판단 그리고 건전한 설계 및 시험 철학과 결합된 이전의 경험에 의존하여 적합성을 보여줄 수 있습니다. (4) 신청자는 희박하다고 정의된 비율(엔진 비행시간당 10-5에서 10-7의 확률 범위)을 초과하지 않는 비율로 주요한 엔진 영향이 발생할 것으로 예상된다는 것을 보여주어야 합니다. (b) FAA는 고장의 영향과 고장의 가능할만한 조합에 대한 모든 가정을 시험으로 확인하도록 요구할 수 있습니다. (c) 특정 단일 요소의 주고장은 수치적 용어로 합리적으로 추정할 수 없습니다. 그런 요소의 고장이 유해한 엔진 영향을 초래할만하다면, 해당 시 §§ 33.15, 33.27 및 33.70의 규범된 무결성 요구도에 의존해 적합성을 보일 수 있습니다. 이런 경우는 안전성 해석에 명시되어야 합니다. (d) 고장이 유해한 엔진 영향으로 진행되는 것을 방지하기 위해 안전계통에 의존하는 경우, 기본 엔진 고장과 함께 안전계통 고장 확률이 해석에 포함되어야 합니다. 그런 안전계통은 안전장치, 계기장비, 조기경고장치, 정비 점검 및 기타 유사한 장비 또는 절차를 포함할 수 있습니다. 안전계통의 품목이 엔진 제작자의 통제 범위 밖에 있는 경우, 이런 부품의 신뢰성에 대한 안전성 해석의 가정을 해석에서명확히 명시하고 본 파트의 § 33.5에 따라 장착지침에서 식별해야 합니다. (e) 안전성 해석이 다음 항목 중 하나 이상에 의존하는 경우, 해당 항목을 해석에서 식별하고 적절히 입증해야 합니다. (1) 명시된 간격으로 수행되는 정비 조치. 여기에는 잠복된 방식으로 고장날 수 있는 항목의 서비스 가능성 확인이 포함됩니다. 유해한 엔진 영향을 방지하기 위해 필요한 경우, 이런 정비 조치 및 간격은 본 파트의 § 33.4에 따라 요구되는 지속감항성유지지침서(ICA)에 게시되어야 합니다. 또한, 제어계통을 포함한, 엔진 정비 오류가 유해한 엔진 영향을 초래할 수 있으면, 해당 절차가 관련 엔진교범에 포함되어야 합니다. (2) 비행 전 또는 기타 명시된 기간 동안 안전성 또는 기타 장치의 만족스러운 기능 확인. 이런 만족스러운 기능에 대한 세부사항은 해당 교범에 게시되어야 합니다. (3) 달리 요구되지 않는 특정 계기장비 제공. (4) § 33.5에 따라 설정된 운영지침에 명시된 운항승무원 조치. (f) 해당 시, 안전성 해석에는 다음 사항에 대한 조사도 포함되어야 하지만, 이에 국한되지는 않습니다: (6) 엔진 속력, 출력 또는 추력 조속기 및 연료제어계통; (g) FAA에서 달리 승인하고 안전성 해석에 명시되지 않는 한, part 33에 적합하기 위해, 다음 고장 정의가 엔진에 적용됩니다: (1) 유일한 결과가 엔진으로부터의 추력 또는 출력(및 관련 엔진 서비스)의 부분적 또는 완전한 손실인 엔진 고장은 경미한 엔진 영향으로 간주됩니다. (2) 다음과 같은 영향은 유해한 엔진 영향으로 간주됩니다. (ii) 승무원 또는 승객을 무력화시키기에 충분한 객실용 엔진 블리드 에어에서의 유독성 제품 농도; (iii) 조종사가 명령한 방향과 반대 방향으로의 상당한 추력; (v) 부주의한 엔진 분리로 이어지는 엔진 마운트 계통의 고장; (vi) 해당 시, 엔진에 의한 프로펠러 탈거; 그리고 (vii) 엔진을 정지할 수 없는 완전한 무능. (3) 심각도가 본 섹션의 (g)(1)과 (g)(2)항에서 다루는 그런 영향 사이에 해당하는 효과는 주요한 엔진 영향으로 간주됩니다. (1) The applicant must analyze the engine, including the control system, to assess the likely consequences of all failures that can reasonably be expected to occur. This analysis will take into account, if applicable: (i) Aircraft-level devices and procedures assumed to be associated with a typical installation. Such assumptions must be stated in the analysis. (ii) Consequential secondary failures and latent failures. (iii) Multiple failures referred to in paragraph (d) of this section or that result in the hazardous engine effects defined in paragraph (g)(2) of this section. (2) The applicant must summarize those failures that could result in major engine effects or hazardous engine effects, as defined in paragraph (g) of this section, and estimate the probability of occurrence of those effects. Any engine part the failure of which could reasonably result in a hazardous engine effect must be clearly identified in this summary. (3) The applicant must show that hazardous engine effects are predicted to occur at a rate not in excess of that defined as extremely remote (probability range of 10−7 to 10−9 per engine flight hour). Since the estimated probability for individual failures may be insufficiently precise to enable the applicant to assess the total rate for hazardous engine effects, compliance may be shown by demonstrating that the probability of a hazardous engine effect arising from an individual failure can be predicted to be not greater than 10−8 per engine flight hour. In dealing with probabilities of this low order of magnitude, absolute proof is not possible, and compliance may be shown by reliance on engineering judgment and previous experience combined with sound design and test philosophies. (4) The applicant must show that major engine effects are predicted to occur at a rate not in excess of that defined as remote (probability range of 10−5 to 10−7 per engine flight hour). (b) The FAA may require that any assumption as to the effects of failures and likely combination of failures be verified by test. (c) The primary failure of certain single elements cannot be sensibly estimated in numerical terms. If the failure of such elements is likely to result in hazardous engine effects, then compliance may be shown by reliance on the prescribed integrity requirements of §§ 33.15, 33.27, and 33.70 as applicable. These instances must be stated in the safety analysis. (d) If reliance is placed on a safety system to prevent a failure from progressing to hazardous engine effects, the possibility of a safety system failure in combination with a basic engine failure must be included in the analysis. Such a safety system may include safety devices, instrumentation, early warning devices, maintenance checks, and other similar equipment or procedures. If items of a safety system are outside the control of the engine manufacturer, the assumptions of the safety analysis with respect to the reliability of these parts must be clearly stated in the analysis and identified in the installation instructions under § 33.5 of this part. (e) If the safety analysis depends on one or more of the following items, those items must be identified in the analysis and appropriately substantiated. (1) Maintenance actions being carried out at stated intervals. This includes the verification of the serviceability of items that could fail in a latent manner. When necessary to prevent hazardous engine effects, these maintenance actions and intervals must be published in the instructions for continued airworthiness required under § 33.4 of this part. Additionally, if errors in maintenance of the engine, including the control system, could lead to hazardous engine effects, the appropriate procedures must be included in the relevant engine manuals. (2) Verification of the satisfactory functioning of safety or other devices at pre-flight or other stated periods. The details of this satisfactory functioning must be published in the appropriate manual. (3) The provisions of specific instrumentation not otherwise required. (4) Flight crew actions to be specified in the operating instructions established under § 33.5. (f) If applicable, the safety analysis must also include, but not be limited to, investigation of the following: (1) Indicating equipment; (2) Manual and automatic controls; (3) Compressor bleed systems; (4) Refrigerant injection systems; (5) Gas temperature control systems; (6) Engine speed, power, or thrust governors and fuel control systems; (7) Engine overspeed, overtemperature, or topping limiters; (8) Propeller control systems; and (9) Engine or propeller thrust reversal systems. (g) Unless otherwise approved by the FAA and stated in the safety analysis, for compliance with part 33, the following failure definitions apply to the engine: (1) An engine failure in which the only consequence is partial or complete loss of thrust or power (and associated engine services) from the engine will be regarded as a minor engine effect. (2) The following effects will be regarded as hazardous engine effects: (i) Non-containment of high-energy debris; (ii) Concentration of toxic products in the engine bleed air intended for the cabin sufficient to incapacitate crew or passengers; (iii) Significant thrust in the opposite direction to that commanded by the pilot; (v) Failure of the engine mount system leading to inadvertent engine separation; (vi) Release of the propeller by the engine, if applicable; and (vii) Complete inability to shut the engine down. (3) An effect whose severity falls between those effects covered in paragraphs (g)(1) and (g)(2) of this section will be regarded as a major engine effect. (a) 가능할만한 원(이물질, 새, 얼음, 우박)로부터의 흡입은 JS4.2717(d)(2)에 정의된 유해한 엔진 영향이나, 수락 불가한 출력 손실을 초래하면 안 됩니다. (b) 빗물 흡입은 엔진 운용 범위 전체에 걸쳐 정지, 출력 손실, 오작동 또는 출력 진동과 같은 비정상운용을 초래하면 안 됩니다. (c) 엔진 설계가, 수락 불가한 출력 손실 또는 잠재적 흡입에 따른 유해한 엔진 영향을 방지하기 위해, 장착자가 공급할 수 있는 특징, 부착물 또는 시스템에 의존하는 경우, 그 특징, 부착물 또는 시스템은 엔진 장착교범에 문서화되어야 합니다. (d) 평가되지 않은 흡입원은 엔진 장착교범에 명시되어야 합니다. (a) Ingestion from likely sources (foreign objects, birds, ice, hail) must not result in hazardous engine effects defined by JS4.2717(d)(2), or unacceptable power loss. (b) Rain ingestion must not result in an abnormal operation such as shutdown, power loss, erratic operation, or power oscillations throughout the engine operating range. (c) If the design of the engine relies on features, attachments, or systems that the installer may supply, for the prevention of unacceptable power loss or hazardous engine effects following potential ingestion, then the features, attachments, or systems must be documented in the engine installation manual. (d) Ingestion sources that are not evaluated must be declared in the engine installation manual. ※ 블로그 주인장 : magniX 전기엔진 SC No. 18과 사실상 동일합니다.
(a) 엔진 구성품의 윤활 또는 냉각에 사용되는 각 액체계통은 엔진이 운용할 것으로 예상되는 모든 비행자세 및 대기조건에서 적절히 기능하도록 설계 및 시공되어야 합니다. (b) 엔진 구성품의 윤활 또는 냉각에 사용되는 액체계통은 자족형이 아닌 경우, 해당 계통에 대한 인터페이스가 엔진장착교범에 정의되어 있어야 합니다. (c) 신청자는 시험, 검증된 해석 또는 이 둘의 조합을 통해 상당한 가스 또는 액체 압력 하중을 받는 모든 정적 부품이 다음과 같지 않음을 규명해야 합니다: (1) 서비스 가능한 한계를 넘어 영구적인 왜곡을 나타내거나 여유를 갖는 정상 및 최대 작동압력을 받을 때 유해한 조건을 생성할 수 있는 누출을 나타냅니다. (2) 여유를 갖는 최대가능압력 중 더 큰 압력을 받을 때 파손 또는 파열을 나타냅니다. (d) 본 섹션의 (c)항에 적합함은 다음 사항을 고려해야 합니다: (2) 압력하중에 추가해 모든 기타 중대한 정적하중; (3) 부품의 시공에 사용된 재료와 공정 모두를 대표하는 최소 속성; 그리고 (4) 최소 재료 및 최소 반경처럼, 형식 설계에 의해 허용되는 불리한 물리적 기하적 조건. (e) 승인된 냉각수 및 윤활유는 엔진장착교범에 목록화 되어야 합니다. (a) Each liquid system used for lubrication or cooling of engine components must be designed and constructed to function properly in all flight attitudes and atmospheric conditions in which the engine is expected to operate. (b) If a liquid system used for lubrication or cooling of engine components is not self-contained, the interfaces to that system must be defined in the engine installation manual. (c) The applicant must establish by test, validated analysis, or a combination of both, that all static parts subject to significant gas or liquid pressure loads will not: (1) Exhibit permanent distortion beyond serviceable limits or exhibit leakage that could create a hazardous condition when subjected to normal and maximum working pressure with margin. (2) Exhibit fracture or burst when subjected to the greater of maximum possible pressures with margin. (d) Compliance with paragraph (c) of this section must take into account: (1) The operating temperature of the part; (2) Any other significant static loads in addition to pressure loads; (3) Minimum properties representative of both the material and the processes used in the construction of the part; and (4) Any adverse physical geometry conditions allowed by the type design, such as minimum material and minimum radii. (e) Approved coolants and lubricants must be listed in the engine installation manual. (a) 엔진은 진동으로 인해 모든 엔진 부품에 과도한 응력을 유발하지 않고 항공기 구조에 과도한 진동력을 가하지 않고, 정의된 초과를 포함해, 회전자 속력 및 엔진 출력의 정상운용 범위 전체에 결쳐 기능하도록 설계 및 시공되어야 합니다. (b) 각 엔진 설계는 유도진동을 받을 수 있는 구성품의 진동특성이 특정 장착 형상에 대해 선언된 비행영역 및 엔진운용범위 전체에 걸쳐 수락 가능한지 규명하기 위해 진동 조사를 받아야 합니다. 조사가 평가해야 하는 유도진동의 가능한 진원은 기계적, 공력적, 음향적 또는 전자기적입니다. 이 조사는 시험, 검증된 해석 또는 이들의 조합으로 보여져야 합니다. JS4.2720 Vibration Demonstration (a) The engine must be designed and constructed to function throughout its normal operating range of rotor speeds and engine output power, including defined exceedances, without inducing excessive stress in any of the engine parts because of vibration and without imparting excessive vibration forces to the aircraft structure. (b) Each engine design must undergo a vibration survey to establish that the vibration characteristics of those components that may be subject to induced vibration are acceptable throughout the declared flight envelope and engine operating range for the specific installation configuration. The possible sources of the induced vibration that the survey must assess are mechanical, aerodynamic, acoustical, or electromagnetic. This survey must be shown by test, validated analysis, or a combination thereof. 과도기적인 최대엔진과토크에 대한 승인을 구할 때, 신청자는 시험, 검증된 해석 또는 이들의 조합을 통해 엔진이 정비 조치 없이 최대엔진과토크 조건에서 운용한 후에도 지속 운용할 수 있음을 실증해야 합니다. 본 서브파트에 적합함을 보여주기 위해 수행된 과토크 시험 또는 과토크 시험과 조합해 수행되는 기타 시험의 결론이 나오면, 각 엔진 부품 또는 구성품의 개별 그룹은 JS4.2729의 요구도를 충족해야 합니다. When approval is sought for a transient maximum engine overtorque, the applicant must demonstrate by test, validated analysis, or a combination thereof, that the engine can continue operation after operating at the maximum engine overtorque condition without maintenance action. Upon conclusion of overtorque tests conducted to show compliance with this subpart, or any other tests that are conducted in combination with the overtorque test, each engine part or individual groups of components must meet the requirements of JS4.2729. ※ 블로그 주인장 : magniX 전기엔진 SC No. 21과 사실상 동일합니다.
각 엔진은 JS4.2723 및 JS4.2726에 명시된 내구 및 내구성 실증 전후에 출력 특성과 조건을 설정하기 위해 보정시험을 받아야 합니다. JS4.2722 Calibration Assurance Each engine must be subjected to calibration tests to establish its power characteristics and the conditions both before and after the endurance and durability demonstrations specified in JS4.2723 and JS4.2726. ※ 블로그 주인장 : magniX 전기엔진 SC No. 22와 사실상 동일합니다. (a) 신청자는, 엔진의 한계 능력을 실증하기 위해, 청장이 수락 가능한, 내구 실증을 엔진에 실시해야 합니다. (b) 내구 실증은 정격 성능 수준, 운용한계 및 모든 기타 조건 또는 엔진의 한계 능력을 확인하기 위해 요구되는 출력 설정에서 엔진이 경험하는 극한의 물리적 조건을 생성하는 지속기간 동안 엔진의 출력 설정, 에너지 재생 및 머뭄의 증가와 감소가 포함되어야 합니다. JS4.2723 Endurance Demonstration (a) The applicant must subject the engine to an endurance demonstration, acceptable to the Administrator, to demonstrate the engine's limit capabilities. (b) The endurance demonstration must include increases and decreases of the engine's power settings, energy regeneration, and dwellings at the power settings or energy regeneration for durations that produce the extreme physical conditions the engine experiences at rated performance levels, operational limits, and at any other conditions or power settings that are required to verify the limit capabilities of the engine. 엔진 설계는 수락 가능한 여유를 더한 온도 한계에서 운용을 견딜 수 있는 능력을 실증해야 합니다. 신청자는 각 정격 조건에서 여유를 정량화하고 청장에게 정당화해야 합니다. 온도 한계에 영향을 미칠 수 있는, 선언된 모든 듀티 사이클 및 관련 정격 및 운용환경에 대해 실증을 반복해야 합니다. JS4.2724 Temperature Limit The engine design must demonstrate its capability to endure operation at its temperature limits plus an acceptable margin. The applicant must quantify and justify to the Administrator the margin at each rated condition. The demonstration must be repeated for all declared duty cycles and associated ratings, and operating environments, that would impact temperature limits. 엔진 설계는, 선언된 비행영역 및 운용범위 전체에 걸쳐 전원 반복, 시동, 가속 및 과속을 포함하되 이에 국한되지 않는, 안전한 운용특성을 실증해야 합니다. 선언된 엔진 운용특성은 장착 하중 및 영향을 고려해야 합니다. JS4.2725 Operation Demonstration The engine design must demonstrate safe operating characteristics, including but not limited to power cycling, starting, acceleration, and overspeeding throughout its declared flight envelope and operating range. The declared engine operational characteristics must account for installation loads and effects. 엔진은, 엔진의 각 부품이 오버홀 기간 사이 또는 오버홀이 정의되지 않은 경우 엔진 교체 간격 사이에 시스템의 불안전한 조건을 최소화하도록, 설계 및 시공되었음을 보여주기 위해 내구성 실증을 받아야 합니다. 이 시험은, 전형적인 시동-정지 주기를 포함해, 엔진이 운용 중일 것으로 예상되는 조건을 시뮬레이션해야 합니다. JS4.2726 Durability Demonstration The engine must be subjected to a durability demonstration to show that each part of the engine has been designed and constructed to minimize any unsafe condition of the system between overhaul periods or between engine replacement intervals if the overhaul is not defined. This test must simulate the conditions in which the engine is expected to operate in-service, including typical start-stop cycles. 신청자는 시스템 및 구성품이 선언된 모든 환경 및 운용 조건에서 의도한 기능을 수행함을 보여야 합니다. JS4.2727 System and Component Tests The applicant must show that systems and components will perform their intended functions in all declared environmental and operating conditions. 회전자를 잠가 축 회전을 방지하는 경우, 엔진은 다음을 실증해야 합니다: (b) 신뢰할 수 있는 잠금 해제 성능; 그리고 (c) JS4.2717(d)(2)에 명시된 유해한 엔진 영향이 발생하지 않습니다. JS4.2728 Rotor Locking Demonstration If shaft rotation is prevented by locking the rotor(s), the engine must demonstrate: (a) Reliable rotor locking performance; (b) Reliable unlocking performance; and (c) That no hazardous engine effects, as specified in JS4.2717(d)(2), will occur. ※ 블로그 주인장 : magniX 전기엔진 SC No. 28과 사실상 동일합니다.
신청자는 다음과 같이 본 섹션의 (a) 또는 (b)항에 적합해야 합니다. (1) 내구 및 내구성 실증이 완료된 후, 엔진을 완전히 분해해야 합니다. 각 엔진 구성품 및 윤활유는 서비스 한계 내에 있어야 하며 JS4.1529와의 적합성을 보여주기 위해 제출된 정보에 따라 지속적인 운용에 적격이어야 합니다. (2) 엔진 위 또는 내부에 장착과 무관하게 설정될 수 있는 조정 설정 및 기능 특성을 갖는 각 엔진 구성품은 내구 및 내구성 실증을 시작할 때 설정되고 기록된 한계 내에서 각 설정 및 기능 특성을 유지해야 합니다. 모든 엔진 구성품에 대해 정밀 분해가 수행되지 않은 경우, 이런 구성품 및 윤활유의 수명 한계는 내구 및 내구성 실증을 기반으로 설정하고 JS4.1529에 따라 지속감항성유지지침서(ICA)에 문서화해야 합니다. JS4.2729 Teardown Inspection The applicant must comply with either paragraph (a) or (b) of this section as follows: (1) After the endurance and durability demonstrations have been completed, the engine must be completely disassembled. Each engine component and lubricant must be within service limits and eligible for continued operation in accordance with the information submitted for showing compliance with JS4.1529. (2) Each engine component having an adjustment setting and a functioning characteristic that can be established independent of installation on or in the engine must retain each setting and functioning characteristic within the established and recorded limits at the beginning of the endurance and durability demonstrations. (b) Non-Teardown evaluation. If a teardown is not performed for all engine components, then the life limits for these components and lubricants must be established based on the endurance and durability demonstrations and documented in the Instructions for Continued Airworthiness in accordance with JS4.1529. ※ 블로그 주인장 : magniX 전기엔진 SC No. 29와 사실상 동일합니다.
엔진은 다음과 같이 회전하는 구성품으로부터의 일어날만한 유해요소를 방지하는 격납 기능을 제공해야 합니다 - (a) 회전 구성품을 둘러싸고 있는 케이스의 설계는, 회전자 파열에 대한 여유가 회전자 파열의 가능성을 배제한다는 것을 신청자가 보여주지 않는 한, 고장 발생 시 회전 구성품의 격납을 제공해야 합니다. (b) 회전자 파열에 대한 여유가 고장 발생 시 케이스가 격납 특징을 가져야 함을 보여 준다면, 그 케이스는 고장난 회전 구성품의 격납을 제공해야 합니다. 신청자는, 감싸는 케이스의 전방 또는 후방을 통과하는 에너지 수준, 궤적, 회전자 고장으로 인한 손상으로 인해 방출되는 파편의 크기를, 시험, 검증된 해석 또는 이들의 조합을 통해 정의하고, 엔진장착교범에 문서화해야 합니다. The engine must provide containment features that protect against likely hazards from rotating components as follows— (a) The design of the case surrounding rotating components must provide for the containment of the rotating components in the event of failure, unless the applicant shows that the margin to rotor burst precludes the possibility of a rotor burst. (b) If the margin to rotor burst shows that the case must have containment features in the event of failure, the case must provide for the containment of the failed rotating components. The applicant must define by test, validated analysis, or a combination thereof, and document in the engine installation manual, the energy level, trajectory, and size of fragments released from damage caused by the rotor failure, and that pass forward or aft of the surrounding case. 신청자는, 해당 시, 대표적인 프로펠러로 페더링, 음의 토크, 음의 추력 및 역추력 운용을 포함한 기능 실증을 수행해야 합니다. 이런 실증은 내구, 내구성 및 운용 실증의 일부로 청장이 수락 가능한 방식으로 수행될 수 있습니다. JS4.2731 Operation With a Variable-Pitch Propeller The applicant must conduct functional demonstrations including feathering, negative torque, negative thrust, and reverse thrust operations, as applicable, with a representative propeller. These demonstrations may be conducted in a manner acceptable to the Administrator as part of the endurance, durability, and operation demonstrations. (a) 엔진의 정비는 JS4.1529에 따라 제출된 서비스 및 정비 지침에 따라 시험 중에 이루어질 수 있습니다. (b) 신청자는 다음과 같은 경우에 청장이 필요하다고 판단하는 정비 및 추가 시험을 엔진 또는 그 부품에 적용해야 합니다 - (2) 엔진의 오작동으로 인한 정지 횟수가 과도할 경우; (4) 시험 중에 또는 정밀 분해 검사 결과로 인해 부품 교체가 필요하다고 판명된 경우. (c) 이런 감항기준에 명시된 모든 실증 및 시험이 완료되면, 엔진과 그 구성품은 다음과 같아야 합니다 - (3) 한계 내에서 유지되면서 선언된 정격에서 운용할 수 있습니다. JS4.2732 General Conduct of Tests (a) Maintenance of the engine may be made during the tests in accordance with the service and maintenance instructions submitted in compliance with JS4.1529. (b) The applicant must subject the engine or its parts to maintenance and additional tests that the Administrator finds necessary if— (1) The frequency of the service is excessive; (2) The number of stops due to engine malfunction is excessive; (3) Major repairs are needed; or (4) Replacement of a part is found necessary during the tests or due to the teardown inspection findings. (c) Upon completion of all demonstrations and testing specified in these airworthiness criteria, the engine and its components must be— (1) Within serviceable limits; (2) Safe for continued operation; and (3) Capable of operating at declared ratings while remaining within limits. ※ 블로그 주인장 : magniX 전기엔진 SC No. 32과 사실상 동일합니다.
전력을 제공, 사용, 조절 또는 배전하고, 엔진 형식 설계의 일부인, 모든 계통 또는 장치는 엔진의 지속감항성을 제공하고 전기 엔진 정격을 유지해야 합니다. 전기계통은 전력의 안전한 발전 및 송전, 전기 부하 차단을 보장해야 하며, 엔진이 수락 불가한 운용특성을 경험하거나 운용한계를 초과하지 않아야 합니다. (1) 엔진 전력 배전계통은 전기동력기관 전체에 걸쳐 전기 에너지의 안전한 송전을 제공하도록 설계되어야 합니다. 그 계통은, JS4.2717(d)(2)에 정의된 대로, 전원의 손실, 오작동 또는 중단이 유해한 엔진 영향을 초래하지 않게 전력을 공급하도록 설계되어야 합니다. (2) 그 계통은 모든 지상 및 비행 운용 동안 정상 및 비정상 조건을 견딜 수 있도록 설계 및 유지되어야 합니다. (3) 그 계통은 결함이 있는 전기-에너지 발전 또는 저장 장치를 전기엔진으로의 전기 에너지의 안전한 송전에 영향을 미치지 않도록 격리하는 기계적 또는 자동 수단을 제공해야 합니다. 엔진 전기 장치 및 계통은 전력 조건이 설계 한계를 초과할 때 전력의 송전을 중단해야 합니다. (1) 엔진전기계통은, JS4.2717(d)(2)에 정의된 대로, 전원의 손실, 오작동 또는 중단이 유해한 엔진 영향을 초래하지 않도록 설계해야 합니다. (2) 신청자는, 엔진장착교범에서, 과도기적 및 정상적 상태 전압 한계 및 엔진의 안전 운용에 필요한 모든 기타 특성을 포함해, 항공기로부터 엔진으로 공급되는 전력, 또는 에너지 재생으로부터 엔진으로부터 항공기에 공급되는 전력의 특성, 엔진 시동 및 운용을 위한 계통을 식별하고 선언해야 합니다. 내구 실증, 검증된 해석 또는 이들의 조합으로 적절히 입증할 수 없는 환경한계는 JS4.2727의 계통 및 구성품 시험을 통해 실증되어야 합니다. (1) 의도된 항공기 활용에 적절한 출력제어손실(LOPC)의 최대 비율을 가집니다; (2) 완전한 형상에 있을 때, 청장이 결정한 대로, 출력제어손실(LOPC) 이벤트와 관련된 전기적, 전기적으로 탐지 가능한, 그리고 전자적 고장에 대한, 단일 내결함성이 있습니다; (3) 유해한 엔진 영향을 초래하는 단일 고장이 없습니다; 그리고 (4) 의도된 항공기 활용에서 국부적 이벤트로 이어질만한 모든 고장 또는 오작동이 없습니다. 신청자는 시스템-안전성 평가를 수행해야 합니다. 이런 평가는 이런 결함 또는 고장의 예측된 발생 빈도와 함께, 정상운용에 영향을 미치는 결함 또는 고장을 식별해야 합니다. 엔진계통 안전성 평가가 유효한지 확인하려면 의도된 항공기 활용을 고려해야 합니다. JS4.2733 Engine Electrical Systems Any system or device that provides, uses, conditions, or distributes electrical power, and is part of the engine type design, must provide for the continued airworthiness of the engine and maintain electric engine ratings. The electrical system must ensure the safe generation and transmission of power, electrical load shedding, and the engine does not experience any unacceptable operating characteristics or exceed its operating limits. (c) Electrical-power distribution. (1) The engine electrical-power distribution system must be designed to provide the safe transfer of electrical energy throughout the electrical power plant. The system must be designed to provide electrical power so that the loss, malfunction, or interruption of the electrical power source will not result in a hazardous engine effect, as defined in JS4.2717(d)(2). (2) The system must be designed and maintained to withstand normal and abnormal conditions during all ground and flight operations. (3) The system must provide mechanical or automatic means of isolating a faulted electrical-energy generation or storage device from affecting the safe transmission of electric energy to the electric engine. The engine electrical devices and systems must interrupt transmission of electrical power when power conditions exceed design limits. (1) The engine electrical system must be designed such that the loss, malfunction, or interruption of the electrical power source will not result in a hazardous engine effect, as defined in JS4.2717(d)(2). (2) The applicant must identify and declare, in the engine installation manual, the characteristics of any electrical power supplied from the aircraft to the engine, or electrical power supplied to the aircraft from the engine from energy regeneration, systems for starting and operating the engine, including transient and steady-state voltage limits, and any other characteristics necessary for safe operation of the engine. (e) Environmental limits. Environmental limits that cannot be adequately substantiated by endurance demonstration, validated analysis, or a combination thereof must be demonstrated by the system and component tests in JS4.2727. (f) Electrical-system failures. The engine electrical system must— (1) Have a maximum rate of Loss of Power Control (LOPC) that is suitable for the intended aircraft application; (2) When in the full-up configuration, be single fault tolerant, as determined by the Administrator, for electrical, electrically detectable, and electronic failures involving LOPC events; (3) Not have any single failure that results in hazardous engine effects; and (4) Not have any likely failure or malfunction that leads to local events in the intended aircraft application. (g) System-safety assessment. The applicant must perform a system-safety assessment. This assessment must identify faults or failures that affect normal operation, together with the predicted frequency of occurrence of these faults or failures. The intended aircraft application must be taken into account to assure the assessment of the engine system safety is valid. ※ 블로그 주인장 : JS4.2733은 magniX 전기엔진 SC에서는 없는 추가 조항입니다. 유사한 조항으로는 magniX 전기엔진 SC No. 10 Engine Control Systems이지만, SC No. 10은 JS4.2710이 매칭되므로, 사실상 신규 조항이라고 볼 수 있습니다. 그만큼, JAS4-1의 엔진전기계통의 중요도가 높다는 사실을 방증합니다.
Subpart I—Propeller Requirements 프로펠러 정격 및 운용한계는 신청자가 설정하고 청장의 승인을 받아야 하며, 본 서브파트에 명시된 운용조건 및 정보에 기반한 정격 및 한계, 그리고 해당 시, 프로펠러의 안전 운용에 필요하다고 판단된 모든 기타 정보가 포함됩니다. JS4.2805 Propeller Ratings and Operating Limitations Propeller ratings and operating limitations must be established by the applicant and approved by the Administrator, including ratings and limitations based on the operating conditions and information specified in this subpart, as applicable, and any other information found necessary for safe operation of the propeller. Sec. 35.7 Features and Characteristics (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : § 35.7를 그대로 채택했습니다. (a) 프로펠러는, 모든 시험 또는 해석에 의해 밝혀지거나 신청자에게 알려진, 인증이 요청된 용도에 대해 안전하지 않게 만드는 특정 또는 특성을 가져서는 안 됩니다. (b) 인증시험 중 고장이 발생하면, 신청자는 원인을 파악하고 프로펠러의 감항성에 미치는 영향을 평가해야 합니다. 신청자는 설계를 변경하고 청장이 프로펠러의 감항성을 수립하는 데 필요하다고 판단하는 추가 시험을 수행해야 합니다. (a) The propeller may not have features or characteristics, revealed by any test or analysis or known to the applicant, that make it unsafe for the uses for which certification is requested. (b) If a failure occurs during a certification test, the applicant must determine the cause and assess the effect on the airworthiness of the propeller. The applicant must make changes to the design and conduct additional tests that the Administrator finds necessary to establish the airworthiness of the propeller. (1) 합리적으로 발생할 것으로 예상할 수 있는 모든 고장의 가능할만한 결과를 평가하기 위해 프로펠러 계통을 해석합니다. 이 해석은, 해당 시, 다음을 고려합니다: (i) 항공기에 장착된 프로펠러 계통. 해석이 대표적인 구성품, 가정된 인터페이스 또는 가정된 장착 조건에 의존하는 경우, 해석에 가정을 명시해야 합니다. (iii) 본 섹션의 (d)항에 언급된 다중 고장, 또는 본 섹션의 (g)(1)항에 정의된 유해한 프로펠러 영향을 초래하는 다중 고장. (2) 본 섹션의 (g)항에 정의된 주요한 프로펠러 영향 또는 유해한 프로펠러 영향을 초래할 수 있는 그런 고장을 요약하고, 이런 영향의 발생 확률을 추정합니다. (3) 유해한 프로펠러 영향이 극히 희박하다고 정의된 비율(프로펠러 비행시간당 10-7 이하의 확률)을 초과하는 비율로 발생할 것으로 예측되지 않음을 보여줍니다. 개별 고장에 대한 추정 확률은 신청자가 유해한 프로펠러 영향에 대한 총 비율을 평가할 수 없을 정도로 정밀하지 않을 수 있으므로, 개별 고장으로 인해 발생하는 유해한 프로펠러 영향의 확률이 프로펠러 비행시간당 10-8보다 크지 않다고 예측될 수 있음을 실증함으로써 적합성을 보여줄 수 있습니다. 이런 낮은 차수의 확률을 다룰 때, 절대적인 증명은 불가능하며, 공학적 판단 그리고, 건전한 설계 및 시험 철학과 결합된, 이전의 경험에 의존해야 합니다. (b) 고장의 영향 또는 고장의 가능할만한 조합에 대해 중대한 의심이 있는 경우, 청장은 해석에 사용된 가정을 시험으로 확인하도록 요구할 수 있습니다. (c) 특정 단일 프로펠러 요소(예: 블레이드)의 주고장은 수치적으로 합리적으로 추정할 수 없습니다. 그런 요소의 고장이 유해한 프로펠러 영향을 초래할만한 경우, 해당 요소는 프로펠러 임계부품으로 식별되어야 합니다. 프로펠러 임계부품의 경우, 신청자는 JS4.2816의 규범된 무결성 규격을 충족해야 합니다. 이런 경우는 안전성 해석에 명시되어야 합니다. (d) 고장이 유해한 프로펠러 영향으로 진행되는 것을 방지하기 위해 안전계통에 의존하는 경우, 기본 프로펠러 고장과 결합되어, 안전계통 고장의 가능성이 해석에 포함되어야 합니다. 그런 안전계통은 안전장치, 계기장비, 조기경고장치, 정비 점검 및 기타 유사한 장비 또는 절차가 포함될 수 있습니다. (e) 안전성 해석이 다음 항목 중 하나 이상에 의존하는 경우, 해석에서 해당 항목을 식별하고 적절히 입증해야 합니다. (1) 명시된 간격으로 수행되는 정비 조치. 여기에는 잠복된 방식으로 고장날 수 있는 항목이 제대로 기능하는지 확인하는 것이 포함됩니다. 유해한 프로펠러 영향을 방지하기 위해 필요한 경우, 이런 정비 조치 및 간격은 JS4.1529에 따라 요구되는 지속감항성유지지침서(ICA)에 게시되어야 합니다. 또한, 프로펠러 계통의 정비 오류가 유해한 프로펠러 영향을 초래할 수 있으면, 적절한 정비 절차가 관련 프로펠러 교범에 포함되어야 합니다. (2) 비행 전 또는 기타 명시된 기간 동안 안전성 또는 기타 장치의 만족스러운 기능 확인. 이런 만족스러운 기능에 대한 세부사항은 해당 교범에 게시되어야 합니다. (3) 달리 요구되지 않는 특정 계기장비의 제공. 그런 계기장비는 해당 문서에 게시되어야 합니다. (f) 해당 시, 안전성 해석은 지시장비, 수동 및 자동 제어, 조속기 및 프로펠러 제어계통, 싱크로페이저, 싱크로나이저 및 프로펠러 추력 반전계통의 평가가 포함되어야 하지만 이에 국한되지 않습니다. (g) 청장이 달리 승인하고 안전성 해석에 명시되지 않는 한, 다음 고장 정의는 이런 감항기준과의 적합성에 적용됩니다. (1) 다음은 유해한 프로펠러 영향으로 간주됩니다: (ii) 조종사가 명령한 방향과 반대 방향으로 상당한 추력. (iii) 프로펠러 또는 프로펠러의 주요 부분의 탈거. (2) 다음은 가변-피치 프로펠러의 주요한 프로펠러 영향으로 간주됩니다: (i) 페더링 프로펠러용 프로펠러를 페더링 못하는 무능. (ii) 명령을 받았을 때 프로펠러 피치를 변경할 수 없는 무능. (iii) 피치에서 명령되지 않은 상당한 변화. (iv) 제어할 수 없는 상당한 토크 또는 속력 변동. (1) Analyze the propeller system to assess the likely consequences of all failures that can reasonably be expected to occur. This analysis will take into account, if applicable: (i) The propeller system when installed on the aircraft. When the analysis depends on representative components, assumed interfaces, or assumed installed conditions, the assumptions must be stated in the analysis. (ii) Consequential secondary failures and dormant failures. (iii) Multiple failures referred to in paragraph (d) of this section, or that result in the hazardous propeller effects defined in paragraph (g)(1) of this section. (2) Summarize those failures that could result in major propeller effects or hazardous propeller effects defined in paragraph (g) of this section, and estimate the probability of occurrence of those effects. (3) Show that hazardous propeller effects are not predicted to occur at a rate in excess of that defined as extremely remote (probability of 10−7 or less per propeller flight hour). Because the estimated probability for individual failures may be insufficiently precise to enable the applicant to assess the total rate for hazardous propeller effects, compliance may be shown by demonstrating that the probability of a hazardous propeller effect arising from an individual failure can be predicted to be not greater than 10−8 per propeller flight hour. In dealing with probabilities of this low order of magnitude, absolute proof is not possible, and reliance must be placed on engineering judgment and previous experience, combined with sound design and test philosophies. (b) If significant doubt exists as to the effects of failures or likely combination of failures, the Administrator may require assumptions used in the analysis to be verified by test. (c) The primary failures of certain single propeller elements (for example, blades) cannot be sensibly estimated in numerical terms. If the failure of such elements is likely to result in hazardous propeller effects, those elements must be identified as propeller critical parts. For propeller critical parts, the applicant must meet the prescribed integrity specifications of JS4.2816. These instances must be stated in the safety analysis. (d) If reliance is placed on a safety system to prevent a failure progressing to hazardous propeller effects, the possibility of a safety system failure, in combination with a basic propeller failure, must be included in the analysis. Such a safety system may include safety devices, instrumentation, early warning devices, maintenance checks, and other similar equipment or procedures. (e) If the safety analysis depends on one or more of the following items, those items must be identified in the analysis and appropriately substantiated. (1) Maintenance actions being carried out at stated intervals. This includes verifying that items that could fail in a latent manner are functioning properly. When necessary to prevent hazardous propeller effects, these maintenance actions and intervals must be published in the Instructions for Continued Airworthiness required under JS4.1529. Additionally, if errors in maintenance of the propeller system could lead to hazardous propeller effects, the appropriate maintenance procedures must be included in the relevant propeller manuals. (2) Verification of the satisfactory functioning of safety or other devices at pre-flight or other stated periods. The details of this satisfactory functioning must be published in the appropriate manual. (3) The provision of specific instrumentation not otherwise required. Such instrumentation must be published in the appropriate documentation. (4) A fatigue assessment. (f) If applicable, the safety analysis must include, but not be limited to, assessment of indicating equipment, manual and automatic controls, governors and propeller-control systems, synchrophasers, synchronizers, and propeller thrust reversal systems. (g) Unless otherwise approved by the Administrator and stated in the safety analysis, the following failure definitions apply to compliance with these airworthiness criteria. (1) The following are regarded as hazardous propeller effects: (i) The development of excessive drag. (ii) A significant thrust in the opposite direction to that commanded by the pilot. (iii) The release of the propeller or any major portion of the propeller. (iv) A failure that results in excessive unbalance. (2) The following are regarded as major propeller effects for variable-pitch propellers: (i) An inability to feather the propeller for feathering propellers. (ii) An inability to change propeller pitch when commanded. (iii) A significant uncommanded change in pitch. (iv) A significant uncontrollable torque or speed fluctuation. ※ 블로그 주인장 : JS4.2815는 프로펠러에 관한 "안전성 해석"을 규정합니다.
JS4.2815에서 요구하는 안전성 해석에 의해 식별된 각 프로펠러 임계부품의 무결성은 다음을 통해 수립되어야 합니다: (a) 서비스 수명 동안 프로펠러 임계부품의 무결성을 보장하기 위해 정의된 공학적 과정, (b) 공학적 과정에서 요구하는 대로 프로펠러 임계부품을 일관되게 생산하기 위한 요구도를 식별하는 정의된 제작공정; 그리고 (c) 공학적 과정이 요구하는 대로 프로펠러 임계부품의 지속감항성 요구도를 식별하는 정의된 서비스-관리 과정. JS4.2816 Propeller Critical Parts The integrity of each propeller critical part identified by the safety analysis required by JS4.2815 must be established by: (a) A defined engineering process for ensuring the integrity of the propeller critical part throughout its service life, (b) A defined manufacturing process that identifies the requirements to consistently produce the propeller critical part as required by the engineering process, and (c) A defined service-management process that identifies the continued airworthiness requirements of the propeller critical part as required by the engineering process. Sec. 35.17 Materials and Manufacturing Methods (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §35.17을 그대로 채택했습니다. (a) 프로펠러에 사용되는 재료의 적절성과 내구성은 다음과 같아야 합니다: (1) 경험, 시험 또는 둘 다에 기초해 수립되어야 합니다. (2) 서비스에서 예상되는 환경조건을 고려합니다. (b) 모든 재료 및 제작 방법은 청장이 수락 가능한 규격에 합치해야 합니다. (c) 물성의 설계 값은 서비스에서 예상되는 해당 조건에 대한 재료 규격에 명시된 가장 불리한 특성과 적절히 관련되어야 합니다. (a) The suitability and durability of materials used in the propeller must: (1) Be established on the basis of experience, tests, or both. (2) Account for environmental conditions expected in service. (b) All materials and manufacturing methods must conform to specifications acceptable to the Administrator. (c) The design values of properties of materials must be suitably related to the most adverse properties stated in the material specification for applicable conditions expected in service. ※ 블로그 주인장 : §35.19를 그대로 채택했습니다. 프로펠러의 각 부품은 오버홀 기간 사이에 프로펠러의 불안전한 조건이 발생하는 것을 최소화하도록 설계 및 시공되어야 합니다. Each part of the propeller must be designed and constructed to minimize the development of any unsafe condition of the propeller between overhaul periods. JS4.2821 가변- 및 가역- 피치 프로펠러 (a) 프로펠러 계통의 단일 고장 또는 오작동이 프로펠러 블레이드가 비행 중 낮은 피치 위치 미만으로 의도하지 않은 이동을 초래하지 않습니다. 비행 중 낮은 피치 위치 미만으로 의도된 이동의 한도는 해당 교범에 신청자가 문서화해야 합니다. 그런 고장의 발생이 JS4.2815에 따라 극히 희박다고 나타나는 경우 구조적 요소의 고장을 고려할 필요가 없습니다. (b) 비행 중 낮은 피치 위치 미만에서 블레이드 피치를 선택하는 방법을 통합하는 프로펠러의 경우, 프로펠러 블레이드가 장착지침에 정의된 양만큼 해당 위치 미만에 있음을 탐지하고 승무원에게 지시하는 기구가 있어야 합니다. 프로펠러 블레이드 피치 위치를 팀지하고 지시하는 방법은 고장이 프로펠러 제어에 영향을 미치지 않도록 해야 합니다. JS4.2821 Variable- and Reversible-Pitch Propellers (a) No single failure or malfunction in the propeller system will result in unintended travel of the propeller blades to a position below the in-flight low-pitch position. The extent of any intended travel below the in-flight low-pitch position must be documented by the applicant in the appropriate manuals. Failure of structural elements need not be considered if the occurrence of such a failure is shown to be extremely remote under JS4.2815. (b) For propellers incorporating a method to select blade pitch below the in-flight low-pitch position, provisions must be made to sense and indicate to the flightcrew that the propeller blades are below that position by an amount defined in the installation instructions. The method for sensing and indicating the propeller blade pitch position must be such that its failure does not affect the control of the propeller. ※ 블로그 주인장 : JS4.2821은 추력의 세기를 조정할 수 있는 가변-피치 프로펠러, 그리고 역추력까지 발생시킬 수 있는 가역-피치 프로펠러에 적용됩니다. Sec. 35.22 Feathering Propellers (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §35.22를 그대로 채택했습니다.
(a) 페더링 프로펠러는, 예상되는 마모 및 누출을 고려해, 모든 비행조건에서 페더링되도록 설계됩니다. 페더링 및 언페더링 한계는 해당 교범에 문서화해야 합니다. (b) 엔진 오일을 페더를 위해 사용하는 프로펠러 피치 제어계통은 엔진 오일 계통이 고장난 경우 프로펠러가 페더할 수 있도록 허용하는 방법을 통합해야 합니다. (c) 페더링 프로펠러는, 프로펠러 계통이 선언된 최소 외부 대기온도로 안정화된 후 언페더링 되도록, 설계되어야 합니다. (a) Feathering propellers are intended to feather from all flight conditions, taking into account expected wear and leakage. Any feathering and unfeathering limitations must be documented in the appropriate manuals. (b) Propeller pitch control systems that use engine oil to feather must incorporate a method to allow the propeller to feather if the engine oil system fails. (c) Feathering propellers must be designed to be capable of unfeathering after the propeller system has stabilized to the minimum declared outside air temperature. 본 섹션의 요구도는 프로펠러 기능을 제어, 한계 또는 모니터 하는 모든 계통 또는 구성품에 적용됩니다. (a) 프로펠러 제어계통은 다음을 나타내도록 설계, 시공 및 검증되어야 합니다: (1) 정상 및 대체 운용 모드에서 운용하고, 운용 모드 간 전환에서 운용하는 프로펠러 제어계통은 선언된 운용조건 및 비행영역 전체에 걸쳐 신청자가 정의한 기능을 수행합니다. (2) 프로펠러 제어계통 기능성은, 온도, 전자파간섭(EMI), 고강도 전자기장(HIRF) 및 낙뢰를 포함해, 선언된 환경조건에 의해 부정적인 영향을 받지 않습니다. 계통이 만족스럽게 검증된 환경한계는 해당 프로펠러 교범에 문서화되어야 합니다. (3) 운항승무원의 조치가 요구되는 경우, 운용 모드 변경이 발생했음을 지시하는 방법이 제공됩니다. 그런 이벤트에서, 운용지침은 해당 교범에 제공되어야 합니다. (b) 프로펠러 제어계통은 JS4.2815에 적합한 것 외에도, 다음을 수행하도록 설계 및 시공되어야 합니다: (1) 단일 고장이 유해한 프로펠러 영향을 초래하지 않습니다; 그리고 (2) 의도된 항공기 장착에서 국부적 이벤트로 이어짐이 가능할만한 고장이나 오작동이 없어야 합니다. (c) 전자 프로펠러-제어-계통 내장 소프트웨어는, 수행된 기능의 임계성과 일관되고 소프트웨어 오류의 존재를 최소화하는, 청장이 승인한 방법으로 설계 및 구현되어야 합니다. (d) 프로펠러 제어계통은 항공기-제공 자료의 고장 또는 손상이 유해한 프로펠러 영향을 초래하지 않도록 설계 및 시공되어야 합니다. (e) 프로펠러 제어계통은 항공기-공급 전력의 손실, 중단 또는 비정상적인 특성이 유해한 프로펠러 영향을 초래하지 않도록 설계 및 시공되어야 합니다. 전력 품질 요구도는 해당 교범에 설명되어야 합니다. JS4.2823 Propeller Control System The requirements of this section apply to any system or component that controls, limits, or monitors propeller functions. (a) The propeller control system must be designed, constructed and validated to show that: (1) The propeller control system, operating in normal and alternative operating modes and in transition between operating modes, performs the functions defined by the applicant throughout the declared operating conditions and flight envelope. (2) The propeller control system functionality is not adversely affected by the declared environmental conditions, including temperature, electromagnetic interference (EMI), high intensity radiated fields (HIRF), and lightning. The environmental limits to which the system has been satisfactorily validated must be documented in the appropriate propeller manuals. (3) A method is provided to indicate that an operating mode change has occurred if flightcrew action is required. In such an event, operating instructions must be provided in the appropriate manuals. (b) The propeller control system must be designed and constructed so that, in addition to compliance with JS4.2815: (1) No single failure results in a hazardous propeller effect; and (2) No likely failures or malfunctions lead to local events in the intended aircraft installation. (c) Electronic propeller-control-system embedded software must be designed and implemented by a method approved by the Administrator that is consistent with the criticality of the performed functions and that minimizes the existence of software errors. (d) The propeller control system must be designed and constructed so that the failure or corruption of aircraft-supplied data does not result in hazardous propeller effects. (e) The propeller control system must be designed and constructed so that the loss, interruption, or abnormal characteristic of aircraft-supplied electrical power does not result in hazardous propeller effects. The power quality requirements must be described in the appropriate manuals. ※ 블로그 주인장 : JS4.2823은 프로펠러 제어계통에 관한 요구도입니다. ※ 블로그 주인장 : §35.24를 그대로 채택했습니다. 프로펠러에서 발달되는 최대응력은 구조의 특정 형태와 가장 가혹한 운용조건을 고려해 청장이 수락 가능한 값을 초과할 수 없습니다. The maximum stresses developed in the propeller may not exceed values acceptable to the Administrator considering the particular form of construction and the most severe operating conditions. (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §35.33를 그대로 채택했습니다. (a) 각 신청자는, 장비와 유능한 인력을 포함해, 시험 물품과 적절한 시험 시설을 제공하고, 본 챕터의 part 21에 따라 필요한 시험을 수행해야 합니다. (b) 청장이 시험의 성질상 불가능하거나 요구되지 않다고 수락하지 않는 한, 모든 자동제어장치 및 안전계통은 운용 중이어야 합니다. 입증이 필요한 경우, 신청자는, 덜 가혹한 시험을 구성하지 않는 경우, 다른 프로펠러 형상을 시험할 수 있습니다. (c) 본 파트의 요구도에 대해 신청자가 적절히 입증할 수 없는 계통 또는 구성품은 계통 또는 구성품이 선언된 모든 환경 및 운용 조건에서 의도한 기능을 수행할 수 있음을 실증하기 위해 추가 시험 또는 해석을 거쳐야 합니다. (a) Each applicant must furnish test article(s) and suitable testing facilities, including equipment and competent personnel, and conduct the required tests in accordance with part 21 of this chapter. (b) All automatic controls and safety systems must be in operation unless it is accepted by the Administrator as impossible or not required because of the nature of the test. If needed for substantiation, the applicant may test a different propeller configuration if this does not constitute a less severe test. (c) Any systems or components that cannot be adequately substantiated by the applicant to the requirements of this part are required to undergo additional tests or analysis to demonstrate that the systems or components are able to perform their intended functions in all declared environmental and operating conditions. Sec. 35.34 Inspections, Adjustments, and Repairs (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §35.34를 그대로 채택했습니다. (a) 본 파트에 규범된 시험을 수행하기 전과 후에, 시험 물품은 검사되어야 하며, 모든 관련 매개변수, 교정 및 설정이 기록되어야 합니다. (b) 모든 시험 중에는, 서비스 및 경수리만 허용됩니다. 주수리 또는 부품 교체가 필요한 경우, 청장은 구현 전에 수리 또는 부품 교체를 승인해야 하며 추가 시험을 요구할 수 있습니다. 시험 물품에 대한 모든 비계획 수리 또는 조치는 기록되고 보고되어야 합니다. (a) Before and after conducting the tests prescribed in this part, the test article must be subjected to an inspection, and a record must be made of all the relevant parameters, calibrations and settings. (b) During all tests, only servicing and minor repairs are permitted. If major repairs or part replacement is required, the Administrator must approve the repair or part replacement prior to implementation and may require additional testing. Any unscheduled repair or action on the test article must be recorded and reported. Sec. 35.35 Centrifugal Load Tests (a) through (c) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §35.35를 그대로 채택했습니다. 신청자는, 프로펠러가 주요한 또는 유해한 프로펠러 영향을 초래할 수 있는 고장, 오작동 또는 영구 변형의 증빙 없이 본 섹션의 단락 (a), (b) 및 (c)와 적합함을 실증해야 합니다. 프로펠러가 서비스 중에 환경 저하에 민감할 수 있는 경우, 이를 고려해야 합니다. 본 섹션은 재래식 설계의 고정-피치 목재 또는 고정-피치 금속 프로펠러에는 적용되지 않습니다. (a) 허브, 블레이드 고정계통 및 카운터웨이트는 최대정격회전속력으로 운용하는 동안 프로펠러가 받는 최대원심하중의 2배에 해당하는 하중에 대해 1시간 기간동안 시험해야 합니다. (b) 고정계통으로의 전환과 관련된 블레이드 특징(예: 금속고정장치에 결합된 복합재 블레이드)은 본 섹션의 (a)항의 시험 동안에 또는 프로펠러가 최대정격회전속력로 운용하는 동안 받는 최대원심하중의 2배에 해당하는 하중에 대해 1시간의 기간동안 별도의 구성품 시험 중 하나로 시험되어야 합니다. (c) 프로펠러와 함께 또는 부착되어 사용되는 구성품(예: 스피너, 제빙장비 및 블레이드 침식 보호막)은 최대정격회전속력에서 운용 중에 구성품이 받는 최대원심하중의 159%에 해당하는 하중을 받아야 합니다. 이것은 다음 중 하나에 의해 수행되어야 합니다: (1) 30분 기간동안 요구되는 하중에서 시험; 또는 The applicant must demonstrate that a propeller complies with paragraphs (a), (b) and (c) of this section without evidence of failure, malfunction, or permanent deformation that would result in a major or hazardous propeller effect. When the propeller could be sensitive to environmental degradation in service, this must be considered. This section does not apply to fixed-pitch wood or fixed-pitch metal propellers of conventional design. (a) The hub, blade retention system, and counterweights must be tested for a period of one hour to a load equivalent to twice the maximum centrifugal load to which the propeller would be subjected during operation at the maximum rated rotational speed. (b) Blade features associated with transitions to the retention system (for example, a composite blade bonded to a metallic retention) must be tested either during the test of paragraph (a) of this section or in a separate component test for a period of one hour to a load equivalent to twice the maximum centrifugal load to which the propeller would be subjected during operation at the maximum rated rotational speed. (c) Components used with or attached to the propeller (for example, spinners, de-icing equipment, and blade erosion shields) must be subjected to a load equivalent to 159 percent of the maximum centrifugal load to which the component would be subjected during operation at the maximum rated rotational speed. This must be performed by either: (1) Testing at the required load for a period of 30 minutes; or (2) Analysis based on test. ※ 블로그 주인장 : §35.35를 그대로 채택했습니다. 조류충돌 포스팅을 더 참고하세요. 신청자는, 유사한 설계에 대한 시험 또는 경험을 기반으로 한 시험 또는 해석으로, 프로펠러가 전형적인 장착의 임계 위치 및 임계 비행조건에서 4 lbs 새의 충격을, 주요한 또는 유해한 프로펠러 영향을 유발함 없이, 견딜 수 있음을 실증해야 합니다. 본 섹션은 재래식 설계의 고정-피치 목재 프로펠러에는 적용되지 않습니다. The applicant must demonstrate, by tests or analysis based on tests or experience on similar designs, that the propeller can withstand the impact of a 4-pound bird at the critical location(s) and critical flight condition(s) of a typical installation without causing a major or hazardous propeller effect. This section does not apply to fixed-pitch wood propellers of conventional design. (a) ~ (c) [§ 35.15에 대한 참조를 JS4.2815로 대체하고, "§ 23.2400(c) 또는 § 25.907"에 대한 참조를 JS4.2400(c)로 대체하는 것을 제외하고, JAS4-1에 적용] Sec. 35.37 Fatigue Limits and Evaluation (a) through (c) [Applicable to JAS4-1, except replace the reference to § 35.15 with JS4.2815, and the reference to “§ 23.2400(c) or § 25.907” with JS4.2400(c)] ※ 블로그 주인장 : §35.37에서 참조 조문을 일부 교체해 적용했습니다.
본 섹션은 재래식 설계의 고정-피치 목재 프로펠러에는 적용되지 않습니다. (a) 프로펠러에 대한, 피로 한계는 시험, 또는 시험을 기반으로 한 해석을 통해 설정해야 합니다. (4) 피로 하중의 영향을 받고 § 35.15에 따라 유해한 프로펠러 영향으로 이어지는 피로 고장 모드가 있는 구성품. (1) 서비스 중에 예상되는 모든 알려지고 합리적으로 예측 가능한 진동 및 주기적인 하중 패턴; 그리고 (2) 예상되는 서비스 저하, 물성의 변동, 제작 변동 및 환경 영향. (c) 프로펠러의 피로 평가는 피로로 인한 유해한 프로펠러 영향이 다음 중 하나에서 프로펠러의 의도된 운용수명 전체에 걸쳐 회피될 수 있음을 보여주기 위해 수행되어야 합니다. (1) 해당 시, 본 챕터의 23.2400(c) 또는 § 25.907에 적합함으로써 의도된 비행기에서; 또는 This section does not apply to fixed-pitch wood propellers of conventional design. (a) Fatigue limits must be established by tests, or analysis based on tests, for propeller: (3) Blade retention components. (4) Components which are affected by fatigue loads and which are shown under § 35.15 to have a fatigue failure mode leading to hazardous propeller effects. (b) The fatigue limits must take into account: (1) All known and reasonably foreseeable vibration and cyclic load patterns that are expected in service; and (2) Expected service deterioration, variations in material properties, manufacturing variations, and environmental effects. (c) A fatigue evaluation of the propeller must be conducted to show that hazardous propeller effects due to fatigue will be avoided throughout the intended operational life of the propeller on either: (1) The intended airplane by complying with § 23.2400(c) or § 25.907 of this chapter, as applicable; or Sec. 35.38 Lightning Strike ※ 블로그 주인장 : §35.38를 그대로 채택했습니다. 항공기와 낙뢰 포스팅을 더 참고하세요. 신청자는 시험, 시험에 기반한 해석, 또는 유사한 설계에 대한 경험으로, 프로펠러가 주요한 또는 유해한 프로펠러 영향을 유발하지 않고 낙뢰를 견딜 수 있음을 실증해야 합니다. 프로펠러가 인증된(qualified) 한계는 해당 교범에 문서화되어야 합니다. 본 섹션은 재래식 설계의 고정-피치 목재 프로펠러에는 적용되지 않습니다. The applicant must demonstrate, by tests, analysis based on tests, or experience on similar designs, that the propeller can withstand a lightning strike without causing a major or hazardous propeller effect. The limit to which the propeller has been qualified must be documented in the appropriate manuals. This section does not apply to fixed-pitch wood propellers of conventional design. (a) ~ (c) [“part 33”에 대한 참조를 “이런 감항기준”으로 대체하는 것을 제외하고, JAS4-1에 적용] Sec. 35.39 Endurance Test (a) through (c) [Applicable to JAS4-1, except replace the reference to “part 33” with “these airworthiness criteria”] ※ 블로그 주인장 : §35.39를 그대로 채택했습니다. 다만, part 33 인용은 본 감항기준으로 대체했습니다. 프로펠러 계통에 대한 내구시험은, 고장 또는 오작동의 증빙 없이, 해당 시, 본 섹션의 (a) 또는 (b)항에 따라 대표적인 엔진에서 수행되어야 합니다. (a) 고정-피치 및 지상 조정가능-피치 프로펠러는 다음 시험 중 하나를 수행해야 합니다: (1) 수평비행 또는 상승에서 50시간 비행시험. 프로펠러는 이 비행시험 중 최소 5시간 동안 이륙출력과 정격회전속력에서, 50시간의 나머지 동안은 정격회전속력의 90% 이상에서 운용되어야 합니다. (2) 이륙출력 및 정격회전속력에서 50시간 지상시험. (b) 가변-피치 프로펠러는 다음 시험 중 하나를 수행해야 합니다: (1) 다음 조건을 포함해야 하는 110시간 내구시험: (i) 이륙 출력 및 회전속력에서 5시간 및 다음으로 구성된 30회의 10분 주기: (ii) 최대연속 출력 및 회전속력에서 50시간, (iii) 다음으로 구성된 10회의 5시간 주기로 구성된 ,50시간: (A) 공회전 및 이륙 출력 및 회전속력 사이의 5회 가속 및 감속, (B) 공회전으로부터, 하지만 포함하지 않는, 최대연속 출력 및 회전속력까지 거의 균일한 증분 조건에서 4시간 30분, 그리고 (2) 본 챕터의 part 33에 규범된 엔진 내구시험 전체에 걸쳐 프로펠러의 운용. (c) 유사한 설계의 프로펠러 시험에 기반한 해석은 본 섹션의 (a) 및 (b)항의 시험을 대신하여 사용될 수 있습니다. Endurance tests on the propeller system must be made on a representative engine in accordance with paragraph (a) or (b) of this section, as applicable, without evidence of failure or malfunction. (a) Fixed-pitch and ground adjustable-pitch propellers must be subjected to one of the following tests: (1) A 50-hour flight test in level flight or in climb. The propeller must be operated at takeoff power and rated rotational speed during at least five hours of this flight test, and at not less than 90 percent of the rated rotational speed for the remainder of the 50 hours. (2) A 50-hour ground test at takeoff power and rated rotational speed. (b) Variable-pitch propellers must be subjected to one of the following tests: (1) A 110-hour endurance test that must include the following conditions: (i) Five hours at takeoff power and rotational speed and thirty 10-minute cycles composed of: (A) Acceleration from idle, (B) Five minutes at takeoff power and rotational speed, (D) Five minutes at idle. (ii) Fifty hours at maximum continuous power and rotational speed, (iii) Fifty hours, consisting of ten 5-hour cycles composed of: (A) Five accelerations and decelerations between idle and takeoff power and rotational speed, (B) Four and one half hours at approximately even incremental conditions from idle up to, but not including, maximum continuous power and rotational speed, and (C) Thirty minutes at idle. (2) The operation of the propeller throughout the engine endurance tests prescribed in part 33 of this chapter. (c) An analysis based on tests of propellers of similar design may be used in place of the tests of paragraphs (a) and (b) of this section. 가변-피치 프로펠러 계통은 본 섹션의 해당 기능시험을 수행해야 합니다. JS4.2839의 내구시험에 사용된 것과 동일한 프로펠러 계통이 기능시험에 사용되어야 하며 테스트 스탠드 또는 항공기에서 대표적인 엔진에 의해 구동되어야 합니다. 프로펠러는 고장 또는 오작동의 증빙 없이 이런 시험을 완료해야 합니다. 이 시험은 사이클 누적에 대한 내구시험과 결합될 수 있습니다. (a) 조속 및 가역-피치 프로펠러. 전진 피치와 회전속력의 범위에 걸쳐 1,300회의 완전한 주기가 이루어져야 합니다. 또한, 가장 낮은 정상 피치로부터 최대 역전 피치까지 200회의 완전한 제어 주기가 이루어져야 합니다. 각 주기 동안, 프로펠러는 최대 역전 피치에 대해 신청자가 선택한 최대 출력 및 회전속력에서 30초 동안 가동해야 합니다. (b) 페더링 프로펠러. 50주기의 페더 및 언페더 운용이 이루어져야 합니다. (c) 본 섹션의 시험 대신 유사한 설계의 프로펠러의 시험에 기반한 해석을 사용할 수 있다. The variable-pitch propeller system must be subjected to the applicable functional tests of this section. The same propeller system used in the endurance test of JS4.2839 must be used in the functional tests and must be driven by a representative engine on a test stand or on the aircraft. The propeller must complete these tests without evidence of failure or malfunction. This test may be combined with the endurance test for accumulation of cycles. (a) Governing and reversible-pitch propellers. Thirteen-hundred complete cycles must be made across the range of forward pitch and rotational speed. In addition, 200 complete cycles of control must be made from lowest normal pitch to maximum reverse pitch. During each cycle, the propeller must run for 30 seconds at the maximum power and rotational speed selected by the applicant for maximum reverse pitch. (b) Feathering propellers. Fifty cycles of feather and unfeather operation must be made. (c) An analysis based on tests of propellers of similar design may be used in place of the tests of this section. ※ 블로그 주인장 :
Sec. 35.41 Overspeed and Overtorque (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §35.41을 그대로 채택했습니다. (a) 신청자가 과도적인 최대프로펠러과속에 대한 승인을 구하는 경우, 신청자는 프로펠러가 최대프로펠러과속 조건에서 정비 조치 없이 추가 운용이 가능함을 실증해야 합니다. 이는 다음과 같이 수행될 수 있습니다: (1) 최대프로펠러과속 조건에서, 각각 30초 기단 동안, 20회 가동의 수행; 또는 (b) 신청자가 과도적인 최대프로펠러과토크의 승인을 구하는 경우, 신청자는 프로펠러가 최대프로펠러과토크 조건에서 정비 조치 없이 추가 운용이 가능함을 실증해야 합니다. 이는 다음과 같이 수행될 수 있습니다: (1) 최대프로펠러과토크 조건에서, 각각 30초 기간 동안, 20회 가동의 수행; 또는 (a) When the applicant seeks approval of a transient maximum propeller overspeed, the applicant must demonstrate that the propeller is capable of further operation without maintenance action at the maximum propeller overspeed condition. This may be accomplished by: (1) Performance of 20 runs, each of 30 seconds duration, at the maximum propeller overspeed condition; or (2) Analysis based on test or service experience. (b) When the applicant seeks approval of a transient maximum propeller overtorque, the applicant must demonstrate that the propeller is capable of further operation without maintenance action at the maximum propeller overtorque condition. This may be accomplished by: (1) Performance of 20 runs, each of 30 seconds duration, at the maximum propeller overtorque condition; or (2) Analysis based on test or service experience. Sec. 35.42 프로펠러 제어계통의 구성품 Sec. 35.42 Components of the Propeller Control System ※ 블로그 주인장 : §35.42를 그대로 채택했습니다. 신청자는, 시험, 시험 기반의 해석, 또는 유사한 구성품에 대한 서비스 경험에 의해, 조속기, 피치 변경 조립체, 피치 잠금장치, 기계적 정지장치 및 페더링 계통 구성품을 포함한, 각 프로펠러 블레이드 피치 제어계통 구성품이, 초기에 선언된 오버홀 기간 동안 또는 서비스 중에 1,000시간의 전형적인 운용 동안 구성품이 받게 될 정상 하중 및 피치 변경 이동을 시뮬레이션하는 주기적 운용을 견딜 수 있음을 실증해야 합니다. The applicant must demonstrate by tests, analysis based on tests, or service experience on similar components, that each propeller blade pitch control system component, including governors, pitch change assemblies, pitch locks, mechanical stops, and feathering system components, can withstand cyclic operation that simulates the normal load and pitch change travel to which the component would be subjected during the initially declared overhaul period or during a minimum of 1,000 hours of typical operation in service. Sec. 35.43 Propeller Hydraulic Components (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : §35.43을 그대로 채택했습니다. 신청자는, 시험, 검증된 해석 또는 둘 모두에 의해, 유압을 포함하고 그 구조적 고장 또는 구조적 고장으로부터의 누출이 유해한 프로펠러 영향을 유발할 수 있는 프로펠러 구성품이 다음을 통해 구조적 무결성임을 실증해야 합니다. (a) 의도한 기능의 수행을 방해하는 영구 변형 또는 누출 없이 1분 동안 최대작동압력의 1.5배에 이르는 내압시험. (b) 1분 동안 최대작동압력의 2.0배로 파열압력시험을 고장 없이 수행합니다. 누출은 허용되며 씰은 시험에서 제외될 수 있습니다. Applicants must show by test, validated analysis, or both, that propeller components that contain hydraulic pressure and whose structural failure or leakage from a structural failure could cause a hazardous propeller effect demonstrate structural integrity by: (a) A proof pressure test to 1.5 times the maximum operating pressure for one minute without permanent deformation or leakage that would prevent performance of the intended function. (b) A burst pressure test to 2.0 times the maximum operating pressure for one minute without failure. Leakage is permitted and seals may be excluded from the test. Part 23의 부록 A - 지속감항성유지지침서(ICA) A23.1 ~ A23.3(g) 및 A23.4 [JAS4-1에 적용] Appendix A to Part 23—Instructions for Continued Airworthiness A23.1 through A23.3(g) and A23.4 [Applicable to JAS4-1] A23.3(h) [Not applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 :
(a) 본 부록은 본 파트가 요구하는 ICA의 준비에 대한 요구도를 명시합니다. (b) 각 비행기에 대한 ICA는 각 엔진 및 프로펠러(이하 "제품")에 관한, 본 챕터가 요구하는 각 기기에 관한 ICA, 그리고 비행기와 함께 하는 그런 기기 및 제품의 인터페이스에 관련된 모든 필수 정보를 포함해야 합니다. ICA가 비행기에 장착되는 기기 또는 제품의 제작자로부터 공급되지 않는 경우, 해당 비행기의 ICA는 그 비행기의 지속감항성에 필수적인 정보를 포함해야 합니다. (c) 신청자는, 신청자또는 그 비행기에 장착된 제품 및 기기의 제작자가 작성한 ICA에 대한 변경사항이 배포되는 방법을 보여주는, 프로그램을 FAA에 제출해야 합니다. (a) This appendix specifies requirements for the preparation of Instructions for Continued Airworthiness as required by this part. (b) The Instructions for Continued Airworthiness for each airplane must include the Instructions for Continued Airworthiness for each engine and propeller (hereinafter designated “products”), for each appliance required by this chapter, and any required information relating to the interface of those appliances and products with the airplane. If Instructions for Continued Airworthiness are not supplied by the manufacturer of an appliance or product installed in the airplane, the Instructions for Continued Airworthiness for the airplane must include the information essential to the continued airworthiness of the airplane. (c) The applicant must submit to the FAA a program to show how changes to the Instructions for Continued Airworthiness made by the applicant or by the manufacturers of products and appliances installed in the airplane will be distributed. (a) ICA는 제공할 데이터의 양에 적절한 교범 또는 교범들의 양식이어야 합니다. (b) 교범 또는 교범들의 형식은 실용적인 배열을 제공해야 합니다. (a) The Instructions for Continued Airworthiness must be in the form of a manual or manuals as appropriate for the quantity of data to be provided. (b) The format of the manual or manuals must provide for a practical arrangement. 교범 또는 교범들의 내용은 영어로 준비되어야 합니다. ICA는 다음과 같은 교범 또는 섹션 및 정보를 포함해야 합니다: (1) 정비 또는 예방정비에 필요한 범위 내에서 비행기의 특징 및 자료에 대한 설명을 포함하는 소개 정보. (2) 엔진, 프로펠러, 기기를 포함한 비행기와 그 계통 및 장착에 대한 설명. (3) 적용되는 모든 특수절차 및 한계를 포함해, 비행기 구성품 및 계통이 제어되는 방법과 운용 방법을 설명하는 기본적인 제어 및 운용 정보. (4) 서비스 지점, 탱크 용량, 저장소, 사용할 유체 형식, 다양한 계통에 적용 가능한 압력, 검사 및 서비스를 위한 액세스 패널의 위치, 윤활 지점의 위치, 사용할 윤활제, 서비스에 필요한 장비, 견인 지침 및 한계, 계류, 재킹 및 레벨링 정보에 관한 세부정보를 다루는 서비스 정보. (1) 세척, 검사, 조정, 시험 및 윤활이 되어야 하는 권고 기간을 제공하는 비행기의 각 부품 및 그 엔진, 보조동력장치, 프로펠러, 부속품, 계기 및 장비, 그리고 검사의 정도, 적용 가능한 마모 공차, 그리고 이런 기간에 권고되는 작업에 관한 일정정보. 그러나, 신청자가 품목이 특수한 정비 기술, 시험장비 또는 전문지식을 필요로 하는 특출하게 높은 복잡도임을 보여주는 경우, 신청자는 부속품, 계기 또는 장비 제작자를 본 정보의 출처로 참조할 수 있습니다. 교범의 감항성한계 섹션에 대한 권고 오버홀 기간 및 필요한 상호 참조도 포함되어야 합니다. 또한, 신청자는 비행기의 지속감항성을 제공하는 데 필요한 검사의 빈도와 범위를 포함하는 검사 프로그램을 포함해야 합니다. (2) 가능할만한 오작동, 그런 오작동을 인식하는 방법, 그리고 그런 오작동에 대한 수정 조치를 설명하는 고장탐구 정보. (3) 제품 및 부품을 제거하고 교체하는(R&R) 순서와 방법을 설명하고 필요한 예방조치를 취해야 하는 정보. (4) 지상 주행 중 계통 시험에 대한 절차, 대칭검사, 중량측정 및 무게중심 결정, 리프팅 및 지주, 보관 한계를 포함한 기타 일반적인 절차적 지침. (c) 액세스 플레이트가 제공되지 않은 경우 검사를 위해 접근하는 데 필요한 정보 및 구조 액세스 플레이트 다이어그램. (d) 방사선 및 초음파 검사를 포함하는 특수검사 기술 적용에 대한 세부사항, 그런 프로세스를 신청자가 명시할 경우. (e) 검사 후 구조에 보호처리를 적용하는 데 필요한 정보. (f) 식별, 폐기 권고사항 및 토크 값과 같은 구조적 패스너와 관련된 모든 자료. (h) 또한, 레벨 4 비행기의 경우, 다음 정보를 제공해야 합니다. The contents of the manual or manuals must be prepared in the English language. The Instructions for Continued Airworthiness must contain the following manuals or sections and information: (a) Airplane maintenance manual or section. (1) Introduction information that includes an explanation of the airplane's features and data to the extent necessary for maintenance or preventive maintenance. (2) A description of the airplane and its systems and installations including its engines, propellers, and appliances. (3) Basic control and operation information describing how the airplane components and systems are controlled and how they operate, including any special procedures and limitations that apply. (4) Servicing information that covers details regarding servicing points, capacities of tanks, reservoirs, types of fluids to be used, pressures applicable to the various systems, location of access panels for inspection and servicing, locations of lubrication points, lubricants to be used, equipment required for servicing, tow instructions and limitations, mooring, jacking, and leveling information. (b) Maintenance Instructions. (1) Scheduling information for each part of the airplane and its engines, auxiliary power units, propellers, accessories, instruments, and equipment that provides the recommended periods at which they should be cleaned, inspected, adjusted, tested, and lubricated, and the degree of inspection, the applicable wear tolerances, and work recommended at these periods. However, the applicant may refer to an accessory, instrument, or equipment manufacturer as the source of this information if the applicant shows that the item has an exceptionally high degree of complexity requiring specialized maintenance techniques, test equipment, or expertise. The recommended overhaul periods and necessary cross reference to the Airworthiness Limitations section of the manual must also be included. In addition, the applicant must include an inspection program that includes the frequency and extent of the inspections necessary to provide for the continued airworthiness of the airplane. (2) Troubleshooting information describing probable malfunctions, how to recognize those malfunctions, and the remedial action for those malfunctions. (3) Information describing the order and method of removing and replacing products and parts with any necessary precautions to be taken. (4) Other general procedural instructions including procedures for system testing during ground running, symmetry checks, weighing and determining the center of gravity, lifting and shoring, and storage limitations. (c) Diagrams of structural access plates and information needed to gain access for inspections when access plates are not provided. (d) Details for the application of special inspection techniques including radiographic and ultrasonic testing where such processes are specified by the applicant. (e) Information needed to apply protective treatments to the structure after inspection. (f) All data relative to structural fasteners such as identification, discard recommendations, and torque values. (g) A list of special tools needed. (h) In addition, for level 4 airplanes, the following information must be furnished - (1) Electrical loads applicable to the various systems; (2) Methods of balancing control surfaces; (3) Identification of primary and secondary structures; and (4) Special repair methods applicable to the airplane. ICA는 그 문서의 나머지 부분과 명확하게 구별되고 분리된 감항성한계라는 제목의 섹션을 포함해야 합니다. 이 섹션에는 형식 인증에 요구되는 각각의 의무교체시간, 구조검사간격 및 관련 구조검사절차를 명시해야 합니다. ICA가 여러 문서로 구성되어 있는 경우, 본 항에서 요구하는 섹션은 주된 교범에 포함되어야 합니다. 이 섹션은 눈에 잘 띄는 위치에 "감항성한계 섹션은 FAA 승인을 받았으며 대체 프로그램이 FAA 승인을 받지 않은 한 미국연방규정집 타이틀 14의 §§ 43.16 및 91.403에 따라 요구되는 정비를 명시합니다."라는 읽기 쉬운 문구를 포함해야 합니다. A23.4 Airworthiness limitations section. The Instructions for Continued Airworthiness must contain a section titled Airworthiness Limitations that is segregated and clearly distinguishable from the rest of the document. This section must set forth each mandatory replacement time, structural inspection interval, and related structural inspection procedure required for type certification. If the Instructions for Continued Airworthiness consist of multiple documents, the section required by this paragraph must be included in the principal manual. This section must contain a legible statement in a prominent location that reads “The Airworthiness Limitations section is FAA approved and specifies maintenance required under §§ 43.16 and 91.403 of Title 14 of the Code of Federal Regulations unless an alternative program has been FAA approved.” 부록 A1 - 지속감항성유지지침서(ICA) (전기엔진) (a) 본 부록은 JS4.1529에서 요구하는 대로 엔진에 대한 ICA의 준비를 위한 요구도를 명시합니다. (b) 엔진에 대한 ICA는 모든 엔진 부품에 대한 ICA를 포함해야 합니다. (c) 신청자는, 해당 시, ICA에 대한 신청자의 변경사항이 배포되는 방법을 보여주는 프로그램을 FAA에 제출해야 합니다. Appendix A1—Instructions for Continued Airworthiness (Electric Engine) (a) This appendix specifies requirements for the preparation of Instructions for Continued Airworthiness for the engines as required by JS4.1529. (b) The Instructions for Continued Airworthiness for the engine must include the Instructions for Continued Airworthiness for all engine parts. (c) The applicant must submit to the FAA a program to show how the applicant's changes to the Instructions for Continued Airworthiness will be distributed, if applicable. ※ 블로그 주인장 : JS4.1529는 ICA입니다. (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : Part33의 부록 A33.2를 그대로 채택했습니다. (a) ICA는 제공할 자료의 양에 따라 교범 또는 교범들의 양식이어야 합니다. (b) 교범 또는 교범들의 형식은 실용적인 배열을 제공해야 합니다. (a) The Instructions for Continued Airworthiness must be in the form of a manual or manuals as appropriate for the quantity of data to be provided. (b) The format of the manual or manuals must provide for a practical arrangement. (a) and (b) [Applicable to JAS4-1] (c) [Not applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : Part33의 부록 A33.3(a), (b)를 채택했습니다. 교범 또는 교범들의 내용은 영어로 준비되어야 합니다. ICA는 다음과 같은 교범 또는 섹션 및 정보를 포함해야 합니다: (1) 정비 또는 예방정비에 필요한 범위 내에서 엔진의 특징 및 자료에 대한 설명을 포함하는 소개 정보. (2) 엔진 및 그 구성품, 계통, 장착에 대한 상세설명. (3) 필요한 모든 점검과 함께, 포장 개봉, 금지 해제, 수락 점검, 인양 및 부착 부속품을 관한 적절한 절차를 포함한, 장착 지침. (4) 엔진 구성품, 계통, 장착품이 운용하는 방법을 설명하는 기본적인 제어 및 운용 정보, 그리고 적용되는 특수절차 및 한계를 포함한 엔진 및 그 부품의 시동, 가동, 시험, 및 정지의 방법을 설명하는 정보. (5) 서비스 지점, 탱크 용량, 저장소, 사용할 유체 형식, 다양한 계통에 적용 가능한 압력, 윤활 지점의 위치, 사용할 윤활제 및 서비스에 필요한 장비에 관한 세부사항을 다루는 서비스 정보. (6) 세척, 검사, 조정, 시험 및 윤활이 되어야 하는 권고 기간을 제공하는 엔진의 각 부품, 그리고 검사의 정도, 적용 가능한 마모 공차, 그리고 이런 기간에 권고되는 작업에 관한 일정정보. 그러나, 신청자가 품목이 특수한 정비 기술, 시험장비 또는 전문지식을 필요로 하는 특출하게 높은 복잡도임을 보여주는 경우, 신청자는 부속품, 계기 또는 장비 제작자를 본 정보의 출처로 참조할 수 있습니다. 교범의 감항성한계 섹션에 대한 권고 오버홀 기간 및 필요한 상호 참조도 포함되어야 합니다. 또한, 신청자는 엔진의 지속감항성을 제공하는 데 필요한 검사의 빈도와 범위를 포함하는 검사 프로그램을 포함해야 합니다. (7) 가능할만한 오작동, 그런 오작동을 인식하는 방법, 그리고 그런 오작동에 대한 수정 조치를 설명하는 고장탐구 정보. (8) 엔진과 그 부품을 제거하고 부품을 교체하는 순서와 방법을 설명하고 필요한 예방조치를 취해야 하는 정보. 적절한 지상조업, 포장 및 배송에 대한 지침도 포함되어야 합니다. (9) 정비에 필요한 공구 및 장비 목록과 사용 방법에 대한 지시. (1) 오버홀을 위한 분해의 순서 및 방법을 포함한 분해 정보. (2) 오버홀 중에 사용할 재료와 기구, 그리고 취해야 할 방법과 예방조치를 다루는 세척 및 검사 지침. 오버홀 검사의 방법도 포함되어야 합니다. (3) 오버홀과 관련된 모든 맞춤 및 간격의 세부사항. (4) 교체가 필요한 시기를 결정하는 데 필요한 정보와 함께 마모되었거나 그러지 않으면 표준 이하의 부품 및 구성품에 대한 수리 방법에 대한 세부정보. (7) 모든 보관한계를 포함한, 보관준비지침. (c) ETOPS 요구도. ETOPS에 관한 승인을 받은 비행기에 장착되는 엔진에 관한 자격을 구하는 신청자의 경우, ICA는 엔진상태 모니터링에 관한 절차를 포함되어야 합니다. 엔진 상태 모니터링 절차는, 엔진이, 승인된 엔진운용한계 내에서, 관련 엔진 비운용 회항에 필요한 최대연속출력 또는 추력, 블리드 에어 및 동력 추출을 제공할 수 있는지 여부를 비행 전에 결정할 수 있어야 합니다. ETOPS에 관한 승인을 받은 쌍발 비행기에 장착된 엔진의 경우, ETOPS 자격이 수여되기 전에 엔진 상태 모니터링 절차를 검증 받아야 합니다. The contents of the manual or manuals must be prepared in the English language. The Instructions for Continued Airworthiness must contain the following manuals or sections, as appropriate, and information: (a) Engine Maintenance Manual or Section. (1) Introduction information that includes an explanation of the engine's features and data to the extent necessary for maintenance or preventive maintenance. (2) A detailed description of the engine and its components, systems, and installations. (3) Installation instructions, including proper procedures for uncrating, deinhibiting, acceptance checking, lifting, and attaching accessories, with any necessary checks. (4) Basic control and operating information describing how the engine components, systems, and installations operate, and information describing the methods of starting, running, testing, and stopping the engine and its parts including any special procedures and limitations that apply. (5) Servicing information that covers details regarding servicing points, capacities of tanks, reservoirs, types of fluids to be used, pressures applicable to the various systems, locations of lubrication points, lubricants to be used, and equipment required for servicing. (6) Scheduling information for each part of the engine that provides the recommended periods at which it should be cleaned, inspected, adjusted, tested, and lubricated, and the degree of inspection the applicable wear tolerances, and work recommended at these periods. However, the applicant may refer to an accessory, instrument, or equipment manufacturer as the source of this information if the applicant shows that the item has an exceptionally high degree of complexity requiring specialized maintenance techniques, test equipment, or expertise. The recommended overhaul periods and necessary cross references to the Airworthiness Limitations section of the manual must also be included. In addition, the applicant must include an inspection program that includes the frequency and extent of the inspections necessary to provide for the continued airworthiness of the engine. (7) Troubleshooting information describing probable malfunctions, how to recognize those malfunctions, and the remedial action for those malfunctions. (8) Information describing the order and method of removing the engine and its parts and replacing parts, with any necessary precautions to be taken. Instructions for proper ground handling, crating, and shipping must also be included. (9) A list of the tools and equipment necessary for maintenance and directions as to their method of use. (b) Engine Overhaul Manual or Section. (1) Disassembly information including the order and method of disassembly for overhaul. (2) Cleaning and inspection instructions that cover the materials and apparatus to be used and methods and precautions to be taken during overhaul. Methods of overhaul inspection must also be included. (3) Details of all fits and clearances relevant to overhaul. (4) Details of repair methods for worn or otherwise substandard parts and components along with the information necessary to determine when replacement is necessary. (5) The order and method of assembly at overhaul. (6) Instructions for testing after overhaul. (7) Instructions for storage preparation, including any storage limits. (8) A list of tools needed for overhaul. (c) ETOPS Requirements. For an applicant seeking eligibility for an engine to be installed on an airplane approved for ETOPS, the Instructions for Continued Airworthiness must include procedures for engine condition monitoring. The engine condition monitoring procedures must be able to determine prior to flight, whether an engine is capable of providing, within approved engine operating limits, maximum continuous power or thrust, bleed air, and power extraction required for a relevant engine inoperative diversion. For an engine to be installed on a two-engine airplane approved for ETOPS, the engine condition monitoring procedures must be validated before ETOPS eligibility is granted. A33.4 Airworthiness Limitations Section (a) [Applicable to JAS4-1] (b) [Not applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : Part33의 부록 A33.4(a)를 채택했습니다. ICA는 교범의 나머지 부분과 명확하게 구별되고 분리된 감항성한계라는 제목의 섹션을 포함해야 합니다. (1) 감항성한계 섹션은 각각의 의무교체시간, 검사간격 및 형식 인증에 요구되는 관련 절차를 명시해야 합니다. ICA는 여러 문서로 구성되어 있는 경우, 본 항에서 요구하는 섹션은 주된 교범에 포함되어야 합니다. (2) 이 섹션은 눈에 잘 띄는 위치에 다음과 같은 읽기 쉬운 문구를 포함해야 합니다: "감항성한계 섹션은 FAA 승인을 받았으며 대체 프로그램이 FAA 승인을 받지 않은 한 미국연방규정집 타이틀 14의 §§ 43.16 및 91.403에 따라 요구되는 정비를 명시합니다." (b) 30초 OEI 및 2분 OEI 정격을 가진 회전익기 엔진의 경우: (1) 감항성한계 섹션은 또한 30초 OEI 또는 2분 OEI 정격 중 하나의 사용과 관련된 의무적인 비행 후 검사 및 정비 조치를 규범해야 합니다. (2) 신청자는 본 섹션 A33.4의 (b)(1)항에 따라 요구되는 검사 및 정비 조치의 적절성을 검증해야 합니다. (3) 신청자는 본 섹션 A33.4의 (b)(1)항에 규범된 의무적인 비행 후 검사 및 정비 조치에 관한 지침과 출력 가용성에 대한 § 33.5(b)(4)에 관한 자료의 지속적인 적합성을 보장하기 위해 서비스 중인 엔진 평가 프로그램을 수립해야 합니다. 프로그램은 유사한 설계의 엔진에 대한 서비스 엔진 시험 또는 동등한 서비스 엔진 시험 경험과 30초 OEI 또는 2분 OEI 정격의 서비스 사용 평가가 포함해야 합니다. A33.4 airworthiness limitations section The Instructions for Continued Airworthiness must contain a section titled Airworthiness Limitations that is segregated and clearly distinguishable from the rest of the manual. (1) The Airworthiness Limitations section must set forth each mandatory replacement time, inspection interval, and related procedure required for type certification. If the Instructions for Continued Airworthiness consist of multiple documents, the section required under this paragraph must be included in the principal manual. (2) This section must contain a legible statement in a prominent location that reads: “The Airworthiness Limitations section is FAA approved and specifies maintenance required under §§ 43.16 and 91.403 of Title 14 of the Code of Federal Regulations unless an alternative program has been FAA approved.” (b) For rotorcraft engines having 30-second OEI and 2-minute OEI ratings: (1) The Airworthiness Limitations section must also prescribe the mandatory post-flight inspections and maintenance actions associated with any use of either 30-second OEI or 2-minute OEI ratings. (2) The applicant must validate the adequacy of the inspections and maintenance actions required under paragraph (b)(1) of this section A33.4. (3) The applicant must establish an in-service engine evaluation program to ensure the continued adequacy of the instructions for mandatory post-flight inspections and maintenance actions prescribed under paragraph (b)(1) of this section A33.4 and of the data for § 33.5(b)(4) pertaining to power availability. The program must include service engine tests or equivalent service engine test experience on engines of similar design and evaluations of service usage of the 30-second OEI or 2-minute OEI ratings. 부록 A2 - 지속감항성유지지침서(ICA) (프로펠러) Appendix A2—Instructions for Continued Airworthiness (Propellers) (a) 본 부록은 JS4.1529에서 요구하는 대로 프로펠러에 대한 ICA의 준비를 위한 요구도를 명시합니다. (b) 프로펠러에 대한 ICA는 모든 프로펠러 부품에 대한 ICA를 포함해야 합니다. (c) 신청자는, 해당 시, 신청자 또는 프로펠러 부품 제작자가 작성한 ICA에 대한 변경사항이 배포되는 방법을 보여주는 프로그램을 FAA에 제출해야 합니다. (a) This appendix specifies requirements for the preparation of Instructions for Continued Airworthiness for the propellers as required by JS4.1529. (b) The Instructions for Continued Airworthiness for the propeller must include the Instructions for Continued Airworthiness for all propeller parts. (c) The applicant must submit to the FAA a program to show how changes to the Instructions for Continued Airworthiness made by the applicant or by the manufacturers of propeller parts will be distributed, if applicable. ※ 블로그 주인장 : JS4.1529는 ICA입니다. (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : Part35의 부록 A35.2를 그대로 채택했습니다. (a) ICA는 제공할 데이터의 양에 따라 교범 또는 교범들의 양식이어야 합니다. (b) 교범 또는 교범들의 형식은 실용적인 배열을 제공해야 합니다. (a) The Instructions for Continued Airworthiness must be in the form of a manual or manuals as appropriate for the quantity of data to be provided. (b) The format of the manual or manuals must provide for a practical arrangement. (a) through (b) [Applicable to JAS4-1] ※ 블로그 주인장 : Part35의 부록 A35.3을 그대로 채택했습니다. 교범의 내용은 영어로 준비되어야 합니다. ICA는 다음과 같은 섹션 및 정보를 포함해야 합니다: (1) 정비 또는 예방정비에 필요한 범위 내에서 프로펠러의 특징 및 자료에 대한 설명을 포함하는 소개 정보. (2) 프로펠러와 그 계통 및 장착에 대한 상세설명. (3) 적용되는 특수절차를 포함해, 프로펠러 구성품 및 계통이 제어되는 방법과 운용 방법을 설명하는 기본적인 제어 및 운용 정보. (4) 프로펠러 개봉, 수락점검, 인양 및 장착에 관한 지침. (6) 세척, 조정, 시험 되어야 하는 권고 기간을 제공하는 프로펠러의 각 부품, 적용 가능한 마모 공차, 그리고 이런 기간에 권고되는 작업의 정도에 관한 일정정보. 그러나, 신청자는 해당 품목이 특수한 정비 기술, 시험장비 또는 전문지식을 요구하는 특출하게 높은 복잡도임을 보여주는 경우, 부속품, 계기 또는 장비 제작자를 이 정보의 출처로 참조할 수 있습니다. 교범의 감항성한계 섹션에 대한 권고 오버홀 기간 및 필요한 상호 참조도 또한 포함되어야 합니다. 또한, 신청자는 프로펠러의 지속감항성을 제공하는 데 필요한 검사의 빈도와 범위를 포함하는 검사 프로그램을 포함해야 합니다. (7) 가능할만한 오작동, 그런 오작동을 인식하는 방법, 그리고 그런 오작동에 대한 수정 조치를 설명하는 고장탐구 정보. (8) 취해야 할 모든 필요한 예방조치와 함께 프로펠러 부품을 제거하고 교체(R&R)하는 순서와 방법을 설명하는 정보. (9) 오버홀 이외의 정비에 필요한 특수공구 목록. (1) 오버홀을 위한 분해의 순서 및 방법을 포함한 분해 정보. (2) 사용할 재료와 기구, 오버홀 중에 취해야 할 방법 및 예방 조치를 다루는 세척 및 검사 지침. 오버홀 검사의 방법도 포함되어야 합니다. (3) 오버홀과 관련된 모든 맞춤 및 간격의 세부사항. (4) 교체가 필요한 시기를 결정하는 데 필요한 정보와 함께 마모되었거나 표준 이하인 부품 및 구성품에 관한 수리 방법의 세부정보. (7) 모든 보관 한계를 포함한 보관 준비에 관한 지침. The contents of the manual must be prepared in the English language. The Instructions for Continued Airworthiness must contain the following sections and information: (a) Propeller Maintenance Section. (1) Introduction information that includes an explanation of the propeller's features and data to the extent necessary for maintenance or preventive maintenance. (2) A detailed description of the propeller and its systems and installations. (3) Basic control and operation information describing how the propeller components and systems are controlled and how they operate, including any special procedures that apply. (4) Instructions for uncrating, acceptance checking, lifting, and installing the propeller. (5) Instructions for propeller operational checks. (6) Scheduling information for each part of the propeller that provides the recommended periods at which it should be cleaned, adjusted, and tested, the applicable wear tolerances, and the degree of work recommended at these periods. However, the applicant may refer to an accessory, instrument, or equipment manufacturer as the source of this information if it shows that the item has an exceptionally high degree of complexity requiring specialized maintenance techniques, test equipment, or expertise. The recommended overhaul periods and necessary cross-references to the Airworthiness Limitations section of the manual must also be included. In addition, the applicant must include an inspection program that includes the frequency and extent of the inspections necessary to provide for the continued airworthiness of the propeller. (7) Troubleshooting information describing probable malfunctions, how to recognize those malfunctions, and the remedial action for those malfunctions. (8) Information describing the order and method of removing and replacing propeller parts with any necessary precautions to be taken. (9) A list of the special tools needed for maintenance other than for overhauls. (b) Propeller Overhaul Section. (1) Disassembly information including the order and method of disassembly for overhaul. (2) Cleaning and inspection instructions that cover the materials and apparatus to be used and methods and precautions to be taken during overhaul. Methods of overhaul inspection must also be included. (3) Details of all fits and clearances relevant to overhaul. (4) Details of repair methods for worn or otherwise substandard parts and components along with information necessary to determine when replacement is necessary. (5) The order and method of assembly at overhaul. (6) Instructions for testing after overhaul. (7) Instructions for storage preparation including any storage limits. (8) A list of tools needed for overhaul. A35.4 Airworthiness Limitations Section ※ 블로그 주인장 : Part35의 부록 A35.4를 그대로 채택했습니다. ICA는 문서의 나머지 부분과 명확히 구별되고 분리된 감항성한계라는 제목의 섹션을 포함해야 합니다. 이 섹션에서는 각 의무교체시간, 검사간격 및 형식 인증에 요구되는 관련 절차를 명시해야 합니다. 이 섹션은 눈에 잘 띄는 위치에 다음과 같은 읽기 쉬운 문구를 포함해야 합니다: "감항성한계 섹션은 FAA 승인을 받았으며 대체 프로그램이 FAA 승인을 받지 않은 한 미국연방규정집 타이틀 14의 §§ 43.16 및 91.403에 따라 요구되는 정비를 명시합니다." a35.4 airworthiness limitations section The Instructions for Continued Airworthiness must contain a section titled Airworthiness Limitations that is segregated and clearly distinguishable from the rest of the document. This section must set forth each mandatory replacement time, inspection interval, and related procedure required for type certification. This section must contain a legible statement in a prominent location that reads: “The Airworthiness Limitations section is FAA approved and specifies maintenance required under §§ 43.16 and 91.403 of the Federal Aviation Regulations unless an alternative program has been FAA approved.” 2022.10.31 워싱턴 DC에서 발행되었습니다. 항공기인증업무, 정책및혁신부문, 부국장 대행. Issued in Washington, DC, on October 31, 2022. Acting Deputy Director, Policy and Innovation Division, Aircraft Certification Service. 1. A V-Tail aircraft design incorporates two slanted tail surfaces instead of the horizontal and vertical fins of a conventional aircraft empennage. The two fixed tail surfaces of a V-Tail act as both horizontal and vertical stabilizers and each has a moveable flight-control surface referred to as a ruddervator. 2. See Order 8110.112A, Standardized Procedures for Usage of Issue Papers and Development of Equivalent Levels of Safety Memorandums. |
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