1장

제1장: 항공기 부품과 감항성의 기초

            장 개요: 어떤 부품을 WIA-SPACE-016 레코드로 기술하려면, 그 레코드를 작성하는 사람들이 먼저 같은 어휘를 공유해야 한다. 부품이 법적으로 무엇인지, 누가 그것을 감항성이 있다고 판정할 수 있는지, 제한하중과 극한하중이 무엇을 뜻하는지, 고장 상태를 어떻게 분류하는지, 그리고 부품이 도면에서 폐기까지 어떤 길을 걷는지가 그것이다. 이 장은 이 어휘를 세우고, 각 개념이 표준의 데이터 모델·SDK·CLI·시뮬레이터 중 어디에 자리 잡는지를 보여 준다.
        

1.1 부품이란 무엇인가

일상 언어에서 "항공기 부품"은 리벳 하나부터 날개 전체까지 무엇이든 가리킬 수 있다. 그러나 규제 당국, 제작사, 정비 조직은 이런 느슨함을 감당할 수 없다. 어떤 품목이 어느 범주에 속하느냐에 따라 필요한 승인, 함께 따라가야 할 문서, 장착할 수 있는 사람이 달라지기 때문이다. 이 구분을 무시하는 기록 시스템은 언젠가 격리되어야 할 부품을 받아들이게 된다.

제품, 부품, 장비품

미국과 유럽의 항공법은 항공기, 엔진, 프로펠러의 세 가지를 제품(product)으로 인정한다. 각 제품은 별도의 형식증명을 받는다. 제품에 장착되는 나머지는 모두 부품(part) 또는 장비품(appliance)이다. FAA의 정의(14 CFR Part 1)에 따르면 장비품은 비행 중 항공기를 운용하거나 조종하는 데 쓰이는 계기, 기구, 장비, 장치 또는 부속품으로서 기체·엔진·프로펠러의 일부가 아닌 것을 말한다. 따라서 무선기, 연료량 지시계, 객실 여압 조절기는 장비품이고, 날개 리브나 착륙장치 차축은 기체의 부품이다. 유럽 규정도 "부품 및 장비품"(parts and appliances)이라는 포괄 용어를 비슷하게 사용한다.

이 구분은 이론에 그치지 않는다. 장비품은 흔히 기술표준품(미국의 TSO, 유럽의 ETSO) 기준으로 제작되는데, 이는 최소 성능 기준이므로 항공기 형식증명 소지자가 아닌 제작사도 충족할 수 있다. 반면 기체 부품은 보통 형식증명 소지자의 제작 승인 아래에서 생산되거나, 승인된 설계와 동등함을 입증한 부품제작자증명(PMA)에 따라 생산된다.

조립체, 현장교환품, 구조 부품

두 번째 축은 품목을 떼어 내고 교체하는 방식이다. 현장교환품(line-replaceable unit, LRU)은 간단한 공구와 기능 시험만으로, 대개 지상 회항 시간 안에 램프에서 교체되도록 설계된다. 항전 장비 박스, 유압 펌프, 브레이크 조립체가 그 예이다. 고장 난 유닛은 정비 공장으로 보내져 공장교환품(shop-replaceable unit) 수준에서 수리된다. 프레임, 스파, 피팅, 외피 패널 같은 구조 부품은 교체를 전제로 설계되지 않는다. 이들은 장착된 상태로 검사를 받고, 승인된 자료에 따라 수리되며, 중정비 작업을 통해서만 교체된다.

그 사이에 조립체가 있다. 주 착륙장치 다리 하나는 완충 스트럿, 토크 링크, 사이드 브레이스, 휠, 브레이크와 수십 개의 작은 부품으로 이루어진 조립체이며, 그중 여럿은 자체 일련번호와 자체 수명 한계를 갖는다. 좋은 데이터 모델은 항공기에 장착된 조립체를 하나의 대상으로 기술할 수 있어야 하고, 작업대 위에서는 여러 대상으로 나누어 기술할 수 있어야 한다.

부품번호와 일련번호

부품번호(part number, P/N)는 설계를 식별한다. 같은 도면의 같은 개정판 또는 호환 개정판으로 만들어진 모든 품목은 같은 부품번호를 공유한다. 일련번호(serial number, S/N)는 물리적 개체 하나를 식별한다. 여기서 두 가지 결론이 나온다. 첫째, 일련번호는 부품번호 및 그것을 부여한 제작사와 함께 있을 때에만 의미가 있다. "0001"이라는 일련번호는 수천 개의 카탈로그에 존재한다. 둘째, 대부분의 규제 사건은 두 수준 중 하나에 연결된다. 감항성 개선지시는 어떤 부품번호의 전체 유닛에, 일련번호 범위에, 또는 특정 개조를 아직 받지 않은 유닛에 적용될 수 있다. 따라서 기록 시스템은 두 식별자를 모두 보관하고, 서로 분리해 두어야 하며, 어느 하나를 다른 하나에서 파생시켜서는 안 된다.

모든 부품에 일련번호가 붙는 것은 아니다. 볼트와 너트 같은 표준 하드웨어는 부품번호와 배치(로트)로 관리된다. 수명 한계 부품, 엔진 회전 부품, 착륙장치 구성품, 그리고 대부분의 LRU에는 일련번호가 붙는다. 비행시간, 사이클, 수리, 검사 이력이 개별 품목을 따라다녀야 하기 때문이다. 업계는 이 개별 이력을 출생 이력 추적성(back-to-birth traceability)이라 부른다. 품목이 제작된 순간부터 현재까지 끊어지지 않은 기록의 사슬을 뜻한다.

첫 번째 분류 체계: 아홉 가지 `ComponentType` 값

WIA-SPACE-016은 정비 매뉴얼에 쓰이는 ATA 챕터 구분 전체를 재현하려 하지 않는다. 참조 타입 정의는 아홉 개의 간결한 부품 범주를 제공하며, 이 책은 이것을 첫 번째 분류 체계로 사용한다. 표 1-1은 각 값이 다루는 공학 영역과 이를 자세히 설명하는 장을 연결한다.

표 1-1. 참조 타입의 `ComponentType` 값
값	대표 품목	성격	주요 장
`fuselage`	프레임, 스트링어, 외피 패널, 여압 격벽, 바닥 빔	1차 구조	2
`wing`	스파, 리브, 날개 외피, 날개-동체 결합 피팅	1차 구조	2
`tail`	수평·수직 안정판 박스와 그 결합 피팅	1차 구조	2
`landing-gear`	완충 스트럿, 브레이스, 차축, 휠, 브레이크	구조이자 계통, 수명 한계 부품	3
`flight-control`	조종면, 작동기, 비행제어컴퓨터	구조 요소를 가진 계통	3
`hydraulic-system`	펌프, 어큐뮬레이터, 밸브, 배관	계통, 주로 LRU	3
`fuel-system`	부스트 펌프, 밸브, 연료량 프로브, 탱크 구조 접속부	계통, 주로 LRU	3
`avionics`	무선기, 항법 장치, 디스플레이, 컴퓨터	장비품, 소프트웨어를 탑재한 LRU	4
`engine-mount`	파일론 피팅, 마운트 링크, 퓨즈 핀	엔진 접속부의 1차 구조	2, 7

이 목록은 의도적으로 거칠다. 엔진 자체, 객실 내장, 전력 계통은 다루지 않으며, 구조 구역과 계통이 섞여 있다. 독자는 이것을 참조 구현의 최상위 분류로 보아야 하며, ATA iSpec 2200 챕터나 제작사의 도해 부품 카탈로그를 대신하는 것으로 여겨서는 안 된다. 더 세밀한 범주가 필요하면 표준의 확장 규칙(제4장에서 설명)에 따라 기존 소비자를 깨뜨리지 않고 추가 정보를 실을 수 있다.

1.2 감항성의 법적 구조

"감항성이 있다"는 것은 느낌이 아니라 법적 상태이다. 대부분의 관할권에서 항공기는 승인된 형식설계에 합치하고 안전하게 운항할 수 있는 상태일 때 감항성이 있다. 두 조건이 모두 중요하다. 물리적으로 완벽해도 승인되지 않은 부품을 달고 있는 항공기는 합치하지 않는다. 서류상 합치하지만 발견되지 않은 균열이 있는 항공기는 안전하게 운항할 수 있는 상태가 아니다. 모든 부품 레코드는 결국 이 두 진술 중 하나를 뒷받침하기 위해 존재한다.

설계 승인: 형식증명

사슬은 설계에서 시작한다. 신청자는 새 항공기 설계가 적용 감항 기준을 충족함을 당국에 입증한다. 대형 비행기의 경우 미국은 14 CFR Part 25, 유럽은 인증 기준 CS-25가 적용된다. 두 기준은 긴밀하게 조화되어 있고 조항 번호도 대개 일치하므로, 엔지니어들은 당국을 밝히지 않고 "25.303"이라고 말한다. 당국이 만족하면 형식증명(type certificate, TC)을 발급한다. 형식증명은 형식설계(도면, 규격, 재료, 공정), 운용 한계, 그리고 인증 기준을 요약한 형식증명 자료집(TCDS)을 포괄한다.

설계 및 제작 승인을 받는 절차 규정은 미국의 14 CFR Part 21과, 유럽 집행위원회 규정(EU) No 748/2012의 부속서인 유럽 Part 21에 있다. 형식증명 소지자가 아닌 자가 형식설계를 변경하는 경우에는 부가형식증명(supplemental type certificate, STC)으로 승인받는다. 형식증명 소지자가 아닌 회사가 만드는 교체 부품은 미국에서 PMA로 승인받을 수 있고, 유럽은 부품 설계 승인과 자체 제작 규정으로 같은 경우를 다룬다.

제작 승인

형식증명은 설계가 안전하다는 것을 증명할 뿐, 다음 천 개의 복제품이 설계와 일치한다는 것까지 증명하지는 않는다. 그것은 제작 승인의 몫이다. FAA의 제작증명(production certificate) 또는 EASA의 제작조직승인(POA)이 이에 해당한다. 제작 승인 소지자는 공급자, 특수공정, 검사, 완성품 출고를 통제하는 품질 체계를 운영해야 한다. 공급망 몇 단계 아래의 공급자도 승인 소지자의 품질 체계 아래에서 일하며, 이 때문에 AS9100D 같은 항공우주 품질 표준과 초도품 검사 표준 AS9102가 공급망 깊숙이 영향을 미친다. 제7장은 이러한 품질 요구를 WIA 객체에 대응시킨다.

제작 승인 소지자가 새 부품을 출고할 때는 출고 증명서(authorized release certificate)를 발행한다. 미국은 FAA Form 8130-3, 유럽은 EASA Form 1이다. 정비 조직이 수리나 오버홀 후 부품을 출고할 때도 같은 양식을 쓰되 다른 칸을 작성한다. 기록 시스템에서 이 양식은 일련번호가 붙은 부품에 첨부되는 가장 중요한 단일 문서이다. 그 품목이 승인된 조직에서 승인된 자료에 합치하는 상태로 나갔다는 법적 증거이기 때문이다.

감항증명과 지속 감항성

개별 항공기는 형식설계에 합치함이 확인되면 감항증명을 받는다. 그 순간부터 운영자는 지속 감항성, 즉 항공기가 남은 수명 내내 합치하고 안전한 상태를 유지하도록 할 책임을 진다. 형식증명 소지자는 지속 감항 유지 지침(ICA, 25.1529 및 CS-25의 대응 조항이 요구), 서비스 불리틴, 구조 수리 매뉴얼을 발행해 이를 지원한다. 당국은 강제 사항인 감항성 개선지시(AD)를 추가한다. 미국에서 AD는 14 CFR Part 39에 따라 발행된다. 유럽의 지속 감항 규정은 집행위원회 규정(EU) No 1321/2014에 있으며, 정비 조직(Part-145)과 지속감항관리조직에 대한 요구 사항을 포함한다.

부품의 관점에서 보면 지속 감항성은 사건의 흐름이다. 장착, 장탈, 검사, 수리, 개조, 그리고 결국 퇴역에 이른다. 각 사건은 승인된 조직이 승인된 자료로 수행하고 기록해야 한다. WIA 표준의 정비 및 서비스 불리틴 작업(제5장, 제6장)은 이 흐름을 중심으로 구성되어 있다.

한국의 체계

대한민국에서는 항공안전법이 법적 근거이고, 소관 당국은 국토교통부(MOLIT)이다. 형식증명, 제작 승인, 감항증명은 위에서 설명한 세 층위의 논리를 그대로 따른다. 기술적 요구 사항은 항공기기술기준(Korean Airworthiness Standards, KAS)으로 고시되며, 국제적으로 쓰이는 인증 기준과 정합하도록 구성되어 있어 수송류 설계는 Part 25 / CS-25와 동등한 요구에 따라 평가된다. 공식 기록에서 당국을 비공식 약칭으로 적는 일은 피해야 한다. 증명서 발급자는 국토교통부 또는 실제 문서에 기재된 위임 기관으로 적어야 한다.

            데이터에 왜 중요한가: 참조 타입의 Certification 객체에는 자유 텍스트 필드인 authority가 있다. 이 책은 발급된 문서에 적힌 그대로 당국명을 적고(예: "FAA", "EASA", "MOLIT"), "8130-3"이나 "EASA Form 1" 같은 문서 종류는 standard 또는 metadata 필드에 넣는 관례를 일관되게 사용한다. 당국에 대한 새 약칭을 만들어 쓰면 당국 자체의 등록부와 기록을 대조할 수 없게 된다.
        

1.3 하중·안전계수의 언어

항공 구조 엔지니어는 강도를 말할 때 작고 정밀한 어휘를 쓴다. 같은 단어가 해석 보고서, 시험 계획서, 그리고 StructuralAnalysis 객체에 등장하므로 정확히 정의해 둘 필요가 있다.

제한하중과 극한하중

제한하중(limit load)은 항공기가 운용 중 만날 것으로 예상되는 최대 하중이다(25.301). 이는 인증 기준의 비행 및 지상 하중 조건, 즉 기동, 돌풍, 착륙 충격, 지상 취급, 객실 여압 등에서 나온다. 극한하중(ultimate load)은 제한하중에 안전계수를 곱한 값이다. 규정이 달리 정하지 않는 한 그 계수는 1.5이다(25.303).

두 하중 수준에는 서로 다른 합격 기준이 따른다(25.305). 제한하중에서 구조는 해로운 영구 변형을 일으켜서는 안 되며, 어떤 변형도 안전한 운용을 방해해서는 안 된다. 극한하중에서 구조는 정적 시험 시 최소 3초 동안 파괴 없이 하중을 견뎌야 하며, 그렇지 않으면 시험으로 뒷받침된 해석으로 동등함을 보여야 한다(25.307). 요컨대 제한하중은 "그 뒤에도 항공기가 정상적으로 작동하는가"의 문제이고, 극한하중은 "구조가 부서지지 않는가"의 문제이다.

기동 하중에 대해서는 25.337이 수송류 비행기의 제한 하중배수를 정한다. 일반적인 수송기 중량에서 양의 제한 하중배수는 +2.5 g이고, 음의 제한 하중배수는 설계 순항속도까지 −1.0 g이다. 여기에 1.5를 곱하면 극한 하중배수는 +3.75 g와 −1.5 g가 된다. 이 배수는 착륙 중량과 무관하며, 착륙 하중은 별도의 요구 사항을 가진 별개의 하중 조건군이다. 제2장에서 기동 및 돌풍 포락선 전체를 전개한다.

추가 계수

1.5라는 계수는 하중, 재료, 제작 품질의 일반적 불확실성을 덮는다. 일부 품목에는 경험상 일반 계수만으로는 부족하다고 알려져 추가 특수 계수가 적용된다. 피팅에 대한 피팅 계수 1.15(25.625), 주조품 검사 수준에 따라 달라지는 주조 계수(25.621), 덜거덕거림이나 마모를 겪는 부품의 베어링 계수가 그 예이다. 따라서 구조 해석은 최종 결과만이 아니라 어떤 계수를 적용했는지도 기록해야 한다.

응력, 허용값, 안전 여유

가장 단순한 응력 계산은 힘을 그것을 지지하는 면적으로 나누는 것이다. σ = F / A. 그 결과를 재료 허용값(allowable)과 비교한다. 허용값은 금속의 경우 MMPDS 핸드북, 복합재의 경우 CMH-17처럼 인정된 출처에서 가져온 통계 기반 강도 값이다. A-basis와 B-basis 허용값은 재료 모집단 중 정해진 비율이 정해진 신뢰도로 그 값을 넘을 것으로 기대되는 값이며, 그 도출 방법은 제2장에서 설명한다. 비교 결과는 안전 여유(margin of safety, MS)로 표현한다.

계산 예시 (예시 수치)

인장 링크, 단면적 A = 400 mm^2
제한하중          P_limit = 60 kN
극한하중          P_ult   = 1.5 x 60 kN = 90 kN

극한 수준 응력    sigma   = P_ult / A = 90 000 N / 400 mm^2 = 225 MPa
피팅 계수(25.625) 적용: sigma_design = 1.15 x 225 = 258.8 MPa

재료 허용값(예시 값일 뿐)   F_tu = 480 MPa
안전 여유   MS = F_tu / sigma_design - 1 = 480 / 258.8 - 1 = 0.85

MS >= 0  -> 이 하중 조건에서 링크는 정적 강도 요구를 충족한다
MS <  0  -> 재설계, 보강 또는 해석 정밀화가 필요하다

이 예에는 소프트웨어에서 틀리기 쉬운 점이 두 가지 있다. 첫째, 안전계수는 하중에 적용되고, 안전 여유는 허용값과 그 결과 응력을 비교한다. 이 예의 1.85(480 / 258.8)는 극한 수준의 여유계수이지 규정상의 안전계수가 아니며, 이를 그냥 "안전계수"로 저장하는 레코드는 읽는 사람이 25.303의 1.5와 비교해 잘못된 결론을 내리게 만든다. 참조 StructuralAnalysis 객체에는 safetyFactor 필드가 하나뿐이므로, 이 책은 바로 그 비(특수 계수를 포함한 허용값 / 극한 수준 설계 응력, 따라서 합격 기준은 1.0 이상)를 그 자리에 저장하고, 하중 조건과 적용 계수는 metadata에 적으며, 안전 여유는 metadata에서 참조하는 해석 보고서에 둔다. 둘째, 한 하중 조건에서 여유가 양수라는 사실은 피로나 손상 허용에 대해 아무것도 말해 주지 않는다. 그것들은 별도의 해석을 요구하는 별도의 요구 사항이다(제7장).

SDK의 ComponentAnalyzer 도우미는 calculateStress, calculateSafetyFactor, 그리고 최소값 기본값이 1.5인 isSafe를 제공한다. 이들은 교육용이나 사용자 화면의 간단한 점검용으로 편리하다. 그러나 어떤 하중 조건, 어떤 허용값 기준, 어떤 특수 계수가 적용되는지 알지 못하므로 인증 해석으로 오인해서는 안 된다.

1.4 안전 평가와 고장 분류

강도 요구는 하중으로부터 보호한다. 그러나 계통은 다른 방식으로도 고장 난다. 펌프가 멈추고, 컴퓨터가 잘못된 출력을 내고, 밸브가 고착된다. 이에 대해 수송류 규정은 25.1309에 규정되고 FAA 자문회람 AC 25.1309-1A 및 이에 대응하는 EASA AMC 25.1309에서 설명되는 확률적 접근을 취한다. 핵심은 고장 상태의 영향이 심각할수록 그 발생 확률이 낮아야 한다는 것이다.

고장 상태(failure condition)는 고장 나는 부품이 아니라 항공기와 탑승자에게 미치는 영향으로 기술된다. 유압 계통이 셋인 항공기에서 하나를 잃는 것은 경미 또는 중대 고장 상태일 수 있지만, 비행 조종면으로 가는 유압 동력을 모두 잃는 것은 치명적이다. 따라서 같은 펌프 부품번호가 심각도가 다른 여러 고장 상태에 기여할 수 있고, 그 신뢰도 데이터는 각각에 입력된다.

표 1-2. 고장 상태 범주, 정량 확률 목표, 최상위 개발보증수준
범주	영향(요약)	정성적 확률	비행시간당 목표	최상위 DAL
치명적(Catastrophic)	다수의 사망을 초래하며, 대개 기체 손실을 동반	극히 불가능(extremely improbable)	≤ 1×10⁻⁹	A
위험(Hazardous)	안전 여유의 큰 감소, 소수 탑승자의 중상 또는 사망, 승무원이 과업을 정확히 완수하지 못할 정도의 작업 부하	극히 희박(extremely remote)	≤ 1×10⁻⁷	B
중대(Major)	안전 여유나 기능의 상당한 감소, 승무원 작업 부하의 상당한 증가, 승객 불편이나 부상 가능	희박(remote)	≤ 1×10⁻⁵	C
경미(Minor)	안전 여유의 약간의 감소, 작업 부하의 약간의 증가	발생 가능(probable)	정량 목표 없음	D
안전 영향 없음	안전에 영향 없음	—	—	E

숫자보다 설계를 더 크게 좌우하는 규칙이 두 가지 더 있다. 첫째, 아무리 가능성이 낮더라도 단일 고장이 치명적 고장 상태로 이어져서는 안 된다. 이 페일세이프(fail-safe) 원칙 때문에 비행 필수 계통은 다중화되고, 구조의 하중 경로는 한 부재에 균열이 생겨도 즉시 전체 구조가 무너지지 않도록 설계된다. 둘째, 다중화는 여분 채널들이 함께 고장 나지 않을 때만 효과가 있다. 공통원인 분석, 구역 분석, 특정 위험 분석은 화재, 로터 파열, 공유 소프트웨어 오류처럼 여러 채널을 한꺼번에 무력화할 수 있는 사건을 찾아낸다. 제3장에서 다루는 분리된 유압 계통과 이종(異種) 비행제어컴퓨터는 이러한 배경에서 나온다.

부품 레코드에서 안전 평가는 두 곳에서 중요하다. 다음 절에서 다루는 장비 품목의 개발보증수준은 그 품목이 기여할 수 있는 고장 상태에서 결정된다. 그리고 평상시 사용하지 않는 대기 계통의 주기 점검처럼 잠재 고장을 막는 정비 작업은 nextInspectionDate를 가진 검사 기록으로 나타난다.

1.5 개발 보증 체계

확률 목표는 측정할 수 있는 무작위 하드웨어 고장에는 잘 맞는다. 그러나 설계 오류, 특히 측정할 고장률이 존재하지 않는 소프트웨어와 복잡한 전자 장치에는 맞지 않는다. 이에 대해 업계는 개발 보증(development assurance)에 의존한다. 요구 사항이 올바르고 완전하며 구현이 그것을 충족한다는 확신을 주는, 계획된 체계적 활동의 집합이다. 활동의 엄격성은 개발보증수준(DAL)에 따라 A(가장 엄격)부터 E까지 달라진다.

네 개의 문서가 그 뼈대를 이룬다. WIA-SPACE-016의 PHASE 3 문서는 이 문서들을 참조하며, 자신의 프로토콜 메시지가 이 프로세스들이 만들어 내는 증거를 반영할 뿐 재정의하지 않는다고 밝힌다.

SAE ARP4754A, 민간 항공기 및 계통 개발 지침: 요구 사항 수집, 품목 할당, 요구 사항 검증(validation), 확인(verification), 형상 관리, 기능 및 품목 DAL 부여를 포함하는 항공기·계통 수준의 프로세스이다.
SAE ARP4761A, 안전 평가 프로세스: 기능 위험 평가(FHA), 예비 및 최종 계통 안전 평가, 고장 수목 분석, 고장 모드 및 영향 분석, 그리고 표 1-2의 수치를 만들어 내는 공통원인 분석을 다룬다.
RTCA DO-178C(EUROCAE ED-12C), 항공 탑재 계통 및 장비 인증에서의 소프트웨어 고려 사항: 소프트웨어 계획, 개발, 확인, 형상 관리, 품질 보증의 목표를 소프트웨어 수준별로 차등화해 정한다.
RTCA DO-254(EUROCAE ED-80), 항공 탑재 전자 하드웨어 설계 보증 지침: 프로그래머블 로직 소자나 주문형 집적회로 같은 복잡한 전자 하드웨어에 대한 대응 문서이다.

표 1-2의 DAL은 최상위 부여 값이다. ARP4754A는 아키텍처가 독립성을 제공할 때 개별 품목의 수준을 조정하는 것을 허용한다. 예를 들어 각각 더 낮은 수준으로 개발된 두 개의 이종 컴퓨터가 함께, 고장 시 치명적인 기능을 지원할 수 있다. 정확한 규칙은 상세하며 인증 당국의 합의 아래 적용되므로, 기록 시스템은 부여된 수준을 저장해야지 그것을 다시 계산해서는 안 된다. SAE는 이 문서들을 계속 개정해 왔으므로, 구현자는 각 제품의 인증 기준에 어느 개정판이 포함되었는지 기록해야 한다.

V 모델

이 프로세스들은 보통 V자로 그린다. 왼쪽은 요구 사항을 항공기에서 계통으로, 계통에서 품목으로 분해하고, 아래쪽은 구현이며, 오른쪽은 위로 올라가며 통합하고 확인한다. 각 수준은 왼쪽 같은 높이에서 작성된 요구 사항에 대해 확인된다.

그림 1-1. 개발 보증 V 모델(단순화)

항공기 기능 & FHA  ------------------------------  항공기 수준 확인
      \                                              /
   계통 요구 사항 & PSSA  ----------------  계통 통합 & SSA
          \                                      /
       품목 요구 사항 (HW / SW)  -----  품목 확인
              \                            /
          품목 설계 및 구현 (DO-178C / DO-254)

  왼쪽: 요구 사항 수집과 검증             오른쪽: 확인 증거
  가로선: 요구 사항과 그 확인 사이의 추적성

이것이 부품 데이터에 주는 의미는 무엇인가. 항전 LRU는 하드웨어 부품번호와 일련번호뿐 아니라 거기에 적재된 소프트웨어의 부품번호도 갖고, 각 소프트웨어는 명시된 수준으로 개발된다. 소프트웨어가 바뀌면 물리적 부품이 하나도 교체되지 않았더라도 유닛의 형상은 바뀐다. 참조 AircraftComponent 타입에는 적재 소프트웨어 전용 필드가 없다. 제4장에서 이것을 metadata에 싣는 방법과, 이것이 향후 추가형 확장의 유력한 후보인 이유를 보여 준다.

1.6 부품의 일생

일련번호가 붙은 부품은 알아볼 수 있는 단계를 차례로 거치며, 단계마다 책임을 지는 조직이 다르다. 참조 타입은 이 단계를 ComponentStatus 열거형으로 표현한다. design, testing, certified, production, maintenance, retired가 그것이다.

그림 1-2. ComponentStatus 상태와 각 전이를 소유하는 행위자

             design --> testing --> certified --> production --> maintenance --> retired
                                                        ^             |
                                                        +-------------+
                                                         (사용 복귀)

OEM / TC 소지자 : [design]---[testing]---[certified]           SB, ICA, 수리 자료
공급자          :   도면      인증 시험     FAI     [production] CoC, 8130-3 / Form 1
운영자          :                                    장착  비행시간/사이클  AD 이행
MRO             :                                             [maintenance] NDI, 수리, 출고
당국            :           TC / TSO / PMA   제작 승인           AD        감독

이 열거형은 유용한 단순화이지만, 실제 시스템에 쓰기 전에 그 한계를 이해해야 한다.

design과 testing은 개별 일련번호보다는 설계 기준을 기술한다. 개발 및 인증 시험품에도 일련번호가 있고 그 기록은 인증에 중요하지만, 별도의 처분 결정 없이 비행용 부품이 되는 일은 보통 없다.
certified는 설계가 제작의 근거가 되는 승인(TC, TSO 인가, PMA 등)을 받았다는 뜻이다. 개별 부품이 출고 증명서를 가졌다는 것과는 다르다.
production은 제작된 품목을 최초 출고부터 포괄한다. 열거형에 별도의 "사용 중" 값이 없으므로, 이 책은 production을 "출고되어 사용 가능한 상태"로 다루고 장착 정보는 정비 이력에 보관한다.
maintenance는 품목이 수명 동안 여러 번 들어갔다 나오는 상태이다. 사용 복귀할 때마다 새 출고 문서와 함께 기록해야 하며, 되돌아가는 전이는 그림 1-2의 고리로 나타냈다.
retired는 종착 상태이다. 퇴역한 수명 한계 부품은 예컨대 절단 훼손 등으로 공급망에 다시 들어오지 못하도록 통제해야 하며, 레코드에는 그 사유와 처분 내용을 남겨야 한다.

제6장은 이 상태들을 각 변화를 일으키는 메시지와 함께 명시적인 전이표로 바꾼다. 지금 중요한 점은 각 전이가 특정 조직이 내리는 주장이며, 그 조직의 문서로 추적될 수 있어야 한다는 것이다.

누가 어떤 기록을 만드는가

표 1-3. 이해관계자, 그들이 생산하는 기록, 그리고 WIA-SPACE-016에서 그 기록의 위치
이해관계자	대표 기록	WIA 객체 또는 필드
형식증명 소지자(OEM)	형식설계 자료, 구조 해석 보고서, ICA, 서비스 불리틴, 수리 자료	`StructuralAnalysis`, `Certification`, 서비스 불리틴 작업
부품 공급자	초도품 검사 보고서(AS9102), 재료·공정 증명서, 적합성 인증서, 출고 증명서	`AircraftComponent` 식별 필드, `material`, `Inspection`, `metadata`
운영자	장착·장탈 기록, 비행시간과 사이클, AD·SB 이행 상태	정비 이벤트, `metadata`(사용량 계수)
정비 조직(MRO)	작업 지시서, 비파괴 검사 결과, 수리 기록, 사용 복귀 확인	`Inspection`(`method`, `result`, `nextInspectionDate`), 정비 이벤트
인증 당국	형식증명, 제작 승인, 감항성 개선지시, 증명서 진위 확인	`Certification`(`authority`, `certificateNumber`), 인증 패키지 작업

표 1-3은 표준이 하나의 중앙 데이터베이스가 아니라 조직 간 프로토콜을 정의하는 이유도 설명해 준다. 어느 한 당사자도 부품의 전체 이력을 소유하지 않는다. 공급자는 그것이 어떻게 만들어졌는지 알고, 운영자는 어떻게 쓰였는지 알며, MRO는 무엇이 발견되고 고쳐졌는지 알고, 당국은 어떤 승인과 지시가 적용되는지 안다. 추적성은 각 당사자의 서명된 진술을 연결함으로써 달성되며, 이 주제는 제6장과 제7장에서 전개된다.

1.7 WIA-SPACE-016 한눈에 보기

WIA-SPACE-016은 네 개의 PHASE 문서와 보조 자료로 발행되어 있다. 이 문서들이 깔끔하게 정리되어 있지 않다는 점을 미리 알아 두는 것이 중요하다. 각 PHASE는 목적을 밝히는 짧은 규범적 서두를 가지고, 그 뒤에 이전의 단일 권 초안에서 옮겨 온 공학 내용이 이어지는데, 이 공학 내용이 PHASE 제목과 늘 일치하지는 않는다. 이 책은 표준의 구조에 대해서는 서두를 따르고, 공학 내용은 검증된 부분만 사용한다.

표 1-4. 표준의 구성과 이 책에서 다루는 위치
구성	명시된 목적	옮겨 온 공학 내용	해당 장
PHASE 1 — 데이터 형식	식별, 구조 포락선, 재료 인증, 추적성 메타데이터를 위한 정규 구조를 JSON Schema 2020-12로 표현	기체 구조와 재료	2, 4
PHASE 2 — API 인터페이스	부품 카탈로그, 정비 이벤트, 인증 패키지, 추적성, 서비스 불리틴을 위한 REST 작업, 당국 호출자에 대한 mTLS를 포함한 OAuth, RFC 9457 문제 상세	항전	4, 5
PHASE 3 — 프로토콜	공급자, MRO, 운영자, 인증 당국 간 교환, ARP4754A·ARP4761A·DO-178C·DO-254 참조	비행 조종, 유압, 연료	3, 6
PHASE 4 — 통합	CycloneDX 1.5 증거 패키지, in-toto Attestation 1.0 서명 증명, AS9100D·AS9145 대응	착륙장치, 인증, 정비	3, 7
부속서(각 PHASE에 반복)	구현 참고, 도입 로드맵, 테스트 벡터와 적합성 증거, 버전 관리와 폐기, 상호운용 프로파일	—	8

SDK, CLI, 시뮬레이터

참조 TypeScript 패키지 @wia/aircraft-component에는 이 책 전체에서 쓰는 타입 정의(AircraftComponent, ComponentType, ComponentStatus, MaterialType, MaterialSpecification, StructuralAnalysis, Certification, Inspection, 그리고 APIResponse<T> 봉투), createComponent, addInspection, requestCertification, verifyCertification 같은 메서드를 가진 클라이언트 클래스 WIAAircraftComponentClient, 그리고 §1.3에서 언급한 ComponentAnalyzer 도우미가 들어 있다.

두 가지를 주의해야 한다. 클라이언트의 내부 요청 함수는 현재 실제 서비스를 호출하지 않고 요청으로부터 만든 모의(mock) 데이터를 돌려준다. 따라서 API의 동작이 아니라 형태를 보여 줄 뿐이다. 또 validate, generate, check, info 명령을 가진 명령줄 도구 aircraft-component.sh는 골격에 불과하여, validate와 check는 입력을 검사하지 않고 성공을 보고한다. 제8장에서 JSON Schema를 바탕으로 실제 검증기를 만드는 방법을 보여 준다.

레코드의 형태를 한 번 미리 보면 이 장의 어휘를 굳히는 데 도움이 된다. 아래 조각은 식별 및 생애주기 필드만 보여 준다. 치수, 재료, 해석, 인증, 검사 이력은 제4장에서 채운다.

AircraftComponent의 식별·생애주기 필드(조각, 가상의 값)

{
  "id": "cmp-2f7a91",
  "type": "landing-gear",
  "status": "production",
  "partNumber": "EX-4410-201",
  "serialNumber": "SN-000318",
  "manufacturer": "Example Gear Works",
  "manufacturingDate": "2025-11-04",
  "metadata": {
    "releaseDocument": "FAA Form 8130-3",
    "note": "illustrative record; P/N, S/N and manufacturer are invented"
  }
}

wiastandards.com의 동반 시뮬레이터에는 데이터 형식, 알고리즘, 프로토콜, 통합, 테스트의 다섯 탭이 있다. 이들은 대략 제4장(데이터 레코드), 제1·2장과 제7장(응력 및 피로 계산), 제6장(메시지 교환), 제7장(증거 패키지), 제8장(적합성 시험)에 대응한다. 시뮬레이터는 학습 도구이며, 그 수치는 탐색용일 뿐 인증 데이터가 아니다.

장 요약

항공기, 엔진, 프로펠러는 제품이며, 여기에 장착되는 나머지는 모두 부품 또는 장비품이다. 부품번호는 설계를, 일련번호는 개체 하나를 식별하며, 추적성에는 둘 다 필요하다.
감항성은 설계(TC), 제작(제작증명 또는 POA), 개별 감항증명의 세 승인 위에 서고, 그 뒤 정비, SB, 강제 사항인 AD로 관리되는 지속 감항성이 이어진다. 한국에서는 국토교통부가 KAS를 적용한다.
제한하중은 운용 중 예상되는 최대 하중이고, 극한하중은 제한하중의 1.5배이다. 구조는 제한하중에서 해로운 변형이 없어야 하고 극한하중에서 파괴되지 않아야 한다. 안전 여유는 허용값과 극한 수준 응력을 비교한다.
고장 상태는 영향에 따라 분류된다. 치명적 상태는 극히 불가능해야 하며(비행시간당 10⁻⁹ 수준 이하), 어떤 단일 고장도 치명적이어서는 안 된다. DAL A–E는 이 범주에서 나온다.
ComponentStatus는 설계부터 퇴역까지의 생애주기를 모델링한다. 실제 시스템에서 정비는 반복되는 고리이며, 각 전이는 그것을 정당화하는 조직과 문서로 추적될 수 있어야 한다.
WIA SDK, CLI, 시뮬레이터는 표준의 형태와 작업 흐름을 보여 주지만, 검증기나 실제 서비스가 아닌 참조 골격이다.