type 값이 landing-gear, flight-control, hydraulic-system, fuel-system인 AircraftComponent 레코드로 어떻게 기록되는지 살펴본다.
구조 부품은 어떤 하중을 받고, 어떻게 파손되며, 균열을 제때 어떻게 찾는가로 평가된다. 계통 부품에는 세 가지 사실이 더해진다. 움직이므로 마모되고, 정비를 받으므로 정비 이력이 설계 이력보다 길어지기 쉬우며, 다중화된 구성에 속하므로 고장 시 무엇이 아직 작동하느냐에 따라 중요도가 달라진다. 공급자·운영자·정비 조직이 부품 레코드에 원하는 거의 모든 필드는 이 사실들에서 나온다.
수치는 이 책의 사실 정책을 따른다. 인증 관련 값은 수송류 감항 기준의 조항으로 인용한다(14 CFR Part 25와 CS-25는 조항 번호가 같으므로 “25.473”은 양쪽을 모두 가리킨다). 기종 고유값은 예시임을 밝혀 제시하며, WIA-SPACE-016 PHASE 문서의 수치 가운데 일반 규칙으로는 틀린 것은 해당 대목에서 짚어 둔다.
착륙장치는 지상에서 항공기를 지지하고, 접지 에너지를 흡수하며, 제동력과 조향력을 전달하고, 비행 중에는 접혀 들어간다. 수송기는 삼륜식 배치를 쓴다. 조향되는 앞바퀴 착륙장치와, 무게 대부분과 제동 전부를 맡는 둘 이상의 주 착륙장치로 이루어진다. 아주 무거운 항공기는 날개나 동체에 착륙장치를 더 다는데, 착륙장치 강도가 아니라 포장 강도가 한계가 되기 때문이다.
주 착륙장치 부재는 대개 300M 같은 초고강도강이나 고강도 티타늄 합금이다. 작은 단면으로 매우 높은 강도를 내지만 부식, 수소 취성, 표면 손상에 민감하므로 두꺼운 보호 피막을 입히고 표면의 피트와 균열을 겨냥해 검사한다. 착륙장치 구조 대부분은 안전수명(safe-life) 방식이다. 각 부품에는 착륙 횟수로 표시된 수명 한계가 있고, 이는 기종 지속 감항성 지침의 감항성 한계(Airworthiness Limitations)에 공시되며, 한계에 이르면 상태와 관계없이 퇴역한다. 데이터상의 결과는 직접적이다. 신품 이후 사이클을 신뢰할 수 있게 셀 수 없는 착륙장치 부품은 감항성을 입증할 수 없다.
착륙장치 하중은 설계자가 고르는 것이 아니다. 25.471~25.511항이 지상 하중 조건을 정의하고 25.473항이 착륙 가정을 정한다. 기준은 조건을 정할 뿐이고 힘은 기종별 중량·형상·완충장치 특성으로 계산되므로, 이 책은 “대표적인” g 값을 적지 않는다.
| 조항 | 조건 | 검증 대상 |
|---|---|---|
| 25.473 | 착륙 하중 조건과 가정 | 설계 착륙중량에서 제한 강하속도 10 ft/s(약 3.05 m/s), 설계 이륙중량에서 6 ft/s. 충격 중 날개 양력은 항공기 중량을 넘지 않는 것으로 가정 |
| 25.479, 25.481 | 수평 착륙, 꼬리 내림 착륙 | 주·앞 착륙장치의 수직 하중과 스핀업·스프링백 항력 하중 |
| 25.483, 25.485 | 단일 착륙장치 착륙, 측면 하중 | 한쪽 주 착륙장치에 걸리는 비대칭·횡방향 하중 |
| 25.487 | 반동 착륙 | 충격 후 착륙장치가 다시 늘어날 때 비현가 부품에 걸리는 하중 |
| 25.491, 25.493 | 지상 활주·이륙·착륙 활주, 제동 활주 | 활주로 요철에 대한 응답, 제동에 따른 항력 하중 |
| 25.495 ~ 25.503 | 선회, 앞바퀴 요·조향, 피벗 | 지상 기동 중 측면 하중과 비틀림 하중 |
| 25.507 ~ 25.511 | 역방향 제동, 견인, 다륜 장치의 비대칭 하중 | 견인 피팅, 보기 빔, 타이어 펑크 상태의 하중 |
| 25.723 | 완충 시험 | 제한 조건에서의 낙하 시험, 설계 착륙중량에서 강하속도 12 ft/s의 예비 에너지 시험 |
흡수 에너지는 규정된 강하속도에서 나오며 하중계수는 설계의 결과물이라는 점에 유의해야 한다. PHASE-4 원천 문서의 “동적 하중 = 정적 하중의 2.5~3.0배”, “제동 하중 1.0g”, “측면 하중 0.3g”는 CS-25의 조건이 아니므로 설계·검증 한계로 써서는 안 된다. WIA 레코드는 그런 수치를 옮겨 적지 말고 적용 조항을 참조해야 한다.
거의 모든 수송류 착륙장치는 유공압식 완충장치, 흔히 올레오라 부르는 장치를 쓴다. 크롬 도금이나 용사 코팅을 한 슬라이딩 튜브(피스톤)가 기체에 고정된 외부 실린더 안에서 움직인다. 위쪽 방에는 건조 질소가, 아래쪽 방에는 유압유가 채워져 있다. 항공기가 착륙하면 피스톤이 밀려 올라가고, 기름이 작은 오리피스를 지나 위쪽 방으로 밀려들며, 가스가 압축된다.
완충장치의 품질은 효율 η = E / (Fmax · S)로 나타낸다. 흡수 에너지를, 같은 최대 하중과 행정을 가진 이상적인 사각형 하중-행정 곡선의 에너지로 나눈 값이다. 감쇠 없는 가스 스프링은 그 절반 정도이고, 잘 조율된 올레오는 대략 0.75~0.9로 흔히 설명된다. 이는 교과서적 범위이며, 특정 완충장치의 값은 25.723항 낙하 시험에서 나온다.
다음 계산은 예시일 뿐이다. 인증 강하속도, 완충장치 효율, 허용 착륙장치 하중계수가 행정 길이를 어떻게 결정하는지 보여 준다. 입력값은 어느 실제 기종에서도 가져오지 않았다.
입력값 (예시값, 어떤 형식증명에서도 가져오지 않음)
주 착륙장치 하나가 받는 질량 m = 30 000 kg
제한 강하속도 (25.473) v = 3.05 m/s (10 ft/s)
완충장치 효율 eta = 0.80
사용 가능한 행정 S = 0.40 m
흡수할 수직 운동에너지 (양력 = 중량이므로
행정 중 중력이 한 일은 양력과 상쇄된다):
E = 1/2 * m * v^2 = 0.5 * 30 000 * 3.05^2 = 139.5 kJ
최대 완충장치 하중:
F_max = E / (eta * S) = 139 500 / (0.80 * 0.40) = 436 kN
받는 질량에 대한 착륙장치 하중계수:
N = F_max / (m * g) = 436 000 / (30 000 * 9.81) = 1.48
설계식으로 정리하면:
S = v^2 / (2 * g * eta * N) => N = 1.48일 때 0.40 m이 예는 에너지 일부를 흡수하고 변형량을 더하는 타이어와, 양력 가정이 받는 질량에 주는 영향을 무시했다. 그래도 초기 설계에서 쓰는 모양은 같다. 행정을 늘리거나 댐퍼를 개선하면 최대 하중이 줄어 다른 곳의 구조를 아끼지만, 착륙장치는 길고 무거워지면서도 수납 공간에 들어가야 한다. 이렇게 얻은 제한하중은 구조 해석으로 넘어가고, 제1장의 안전계수 1.5를 곱해 극한하중이 된다.
항공기 타이어는 도로용 타이어를 훨씬 넘는 공기압·하중·속도에서 쓰이며, 기술표준품(TSO-C62 또는 상응하는 ETSO)으로 인증되고 크기, 플라이 등급, 정격 하중, 정격 속도를 갖는다. 대형기에서 제동 바퀴의 타이어는 산소 함량을 낮게 유지하도록 건조 질소나 다른 불활성 가스로 충전해야 한다(25.733(e)). 브레이크 화재로 고무에서 휘발성 가스가 나올 때 산소가 있으면 폭발로 이어질 수 있기 때문이다.
교환 기준은 타이어 제작사와 항공기 정비교범이 정한다. 트레드가 규정된 홈이나 마모 표시선까지 닳았을 때, 한계를 넘는 절상, 스키드로 생긴 플랫 스폿, 사이드월 손상이나 과열 노출이 대표적이다. PHASE-4 원천 문서의 “최소 트레드 깊이 1.6 mm”는 도로 차량 규칙이며 항공기 타이어에는 적용되지 않는다. 타이어는 일상적으로 재생(리트레드)되므로 케이싱은 사용 중인 트레드와 별개로 재생 수준과 횟수라는 고유 이력을 갖는다. 공기압 점검이 잦은 이유는 공기압 부족이 사이드월 굴곡과 발열을 키워 타이어 파손의 전형적인 전조가 되기 때문이다.
휠은 브레이크와 함께 인증된다(수송기용 휠 및 휠·브레이크 조립체는 TSO-C135). 제동 휠에는 퓨저블 플러그가 있어, 비정상 정지 후 휠이 지나치게 뜨거워지면 녹아서 타이어를 통제된 방식으로 감압시키고 파열을 막는다(25.731). 과충전을 막는 과압 방출 장치도 달려 있다.
수송기 브레이크는 휠에 물린 로터와 토크 튜브에 물린 스테이터를 번갈아 쌓은 스택이며, 유압 피스톤이나 일부 신형 기종에서는 전기 작동기가 이를 압착한다. 스택은 운동에너지 E = ½·m·v²를 몇 초 만에 흡수해 천천히 내보내는 히트 싱크다. 규모를 가늠하면 70 m/s의 60,000 kg 항공기는 약 147 MJ이며, 일부는 항력과 역추력이 덜고 나머지를 제동 휠들이 나눈다. 최악의 경우는 최대 중량에서 브레이크가 완전히 마모된 상태로 이륙을 중단하는 것이며, 25.735항은 이 경우의 에너지 용량 입증을 요구한다. 브레이크 온도 감시와 턴어라운드 제한도 같은 물리에서 나온다.
대형기에서는 더 가볍고 고온에서도 마찰과 강도를 유지하는 카본-카본 히트 싱크가 강철을 대부분 대체했다. 카본 마모는 정지당 에너지보다 제동 횟수에 더 좌우되므로 지상 활주 제동 습관이 수명에 큰 영향을 준다. 마모는 돌출 길이로 남은 두께를 보여 주는 마모 핀으로 읽는다. 일련번호별 정량 측정값이므로 구조화된 검사 레코드에 알맞다.
타이어의 제동력은 타이어가 항공기 이동 속도보다 약간 느리게 굴러갈 때 가장 크다. 그 차이는 슬립률 s = (V항공기 − ω·R) / V항공기로 나타낸다. ω는 바퀴의 각속도, R은 구름 반경이다. 자유롭게 구르는 바퀴는 s = 0, 잠긴 바퀴는 s = 1이다. 마찰계수는 0에서 출발해 작은 슬립률에서 최댓값에 이르고, 일반적인 타이어 문헌에서는 흔히 그 지점을 10~20% 부근으로 설명한다. 그 뒤로는 더 낮은 미끄럼 값으로 떨어진다. 따라서 잠긴 바퀴는 제동 효과가 떨어질 뿐 아니라 몇 초 만에 타이어를 망가뜨린다.
안티스키드 계통은 각 바퀴의 속도를 측정하고 항공기 기준 속도를 추정한 뒤, 서보 밸브로 브레이크 압력을 조절해 각 바퀴가 마찰 곡선의 정점 근처에 머물게 한다. 잠김 방지와 접지 보호 기능도 제공한다. 오토브레이크는 같은 루프로 목표 감속도를 명령한다. PHASE-4 원천 문서의 응답 시간과 샘플링 주기는 예시이며, 실제 값은 각 브레이크 제어 장치의 장비 사양에 속한다.
비행 조종 계통은 항공기에 작용하는 공기력을 바꾸는 조종면을 움직인다. 보통 조종사가 자세를 제어하려고 계속 쓰는 1차 조종면과, 항공기의 형상이나 트림을 바꾸는 2차 조종면으로 나눈다.
| 조종면 | 구분 | 기능 | 수송기의 대표적인 작동 방식 |
|---|---|---|---|
| 에일러론 | 1차 | 좌우 차동 변위에 의한 롤 제어 | 유압 서보 작동기, 조종면당 서로 다른 유압 계통의 작동기 두 개인 경우가 많음 |
| 엘리베이터 | 1차 | 피치 제어 | 유압 서보 작동기 |
| 러더 | 1차 | 요 제어, 엔진 고장 보상, 측풍 보정 | 유압 서보 작동기, 속도가 높아지면 작동 범위 축소 |
| 스포일러 | 1차(롤 보조)·2차 | 롤 보조, 비행 중 스피드 브레이크, 지상 양력 제거 | 패널마다 유압 또는 전기-유압 작동기 |
| 트림 가능 수평안정판 | 2차 | 속도·무게중심 범위 전반의 피치 트림 | 유압 또는 전기 모터로 구동하는 스크루 잭 |
| 뒷전 플랩 | 2차 | 이착륙 시 양력·항력 증가 | 중앙 동력 구동 장치, 토크 샤프트, 볼스크루 작동기 |
| 앞전 슬랫·플랩 | 2차 | 높은 받음각에서 실속 지연 | 동력 구동 장치와 회전 작동기 또는 랙-피니언 구동 |
PHASE-3 원천 문서에 나열된 기하 비율과 힌지 모멘트(예: 러더 면적이 수직안정판의 25~30%)는 교과서의 개념 설계 범위이며 기종마다 크게 다르다. 이 표준의 요구사항이 아니므로 여기서 되풀이하지 않는다.
조종면 정비에서는 두 가지 관심사가 두드러진다. 첫째는 플러터, 즉 조종면 운동이 구조의 굽힘이나 비틀림과 결합해 스스로 커지는 진동이다. 이를 막는 것은 강성, 질량 균형, 그리고 무엇보다 힌지·작동기 부착부·링키지의 유격을 공시된 한계 안에 유지하는 일이다(공탄성 안정성은 25.629항). 둘째는 트림 가능 수평안정판의 스크루 잭과 너트처럼 현실적으로 이중화하기 어려운 단일 하중 경로의 건전성으로, 상세한 마모 점검과 윤활 작업이 따른다. 두 점검 모두 측정된 유격, 측정된 축방향 유격 같은 숫자를 낳으며, 이는 구조화된 검사 데이터에 들어가야 한다.
고양력 계통은 플랩·슬랫의 비대칭 전개에 대비해 비대칭 감지 장치, 날개 끝 브레이크, 토크 리미터를 갖춘다(연동 플랩은 25.701항). 토크 리미터 작동이나 비대칭 사건은 해당 구동 계열의 모든 일련번호와 연결되어야 할 정비 이벤트다.
플라이 바이 와이어(FBW) 계통에서는 조종 장치의 전기 신호를 비행제어컴퓨터(FCC)가 센서 데이터와 함께 제어 법칙으로 조합해 작동기에 명령하며, 대부분의 조종면에는 연속된 기계 연결이 없다. 얻는 것은 중량 절감, 소프트웨어로 다듬는 조종 특성, 비행 영역 보호이고, 대가는 컴퓨터·센서·전원·네트워크가 안전 결정적 품목이 된다는 점이다.
피치나 롤 제어 상실은 AC 25.1309-1A 및 AMC 25.1309의 의미에서 파국적이므로(제1장), 극도로 일어나기 어려워야 하고 단일 고장에서 비롯되어서는 안 된다. 세 가지 기법을 함께 쓴다.
원천 사양에는 두 가지 항전 데이터 버스 표준이 등장한다. 버스는 어떤 부품번호끼리 통신할 수 있는지를 정하므로, 둘 다 비행 조종 부품과 관련이 있다.
| 특성 | ARINC 429 | ARINC 664 Part 7 (AFDX) |
|---|---|---|
| 토폴로지 | 점대다점: 버스당 송신기 1개, 수신기 최대 20개 | A·B 이중 네트워크로 구성된 스위치드 네트워크 |
| 방향 | 단방향, 방향마다 별도 버스 필요 | 전이중 |
| 전송 속도 | 12.5 kbit/s(저속) 또는 100 kbit/s(고속) | 이더넷 물리 계층, 흔히 100 Mbit/s |
| 데이터 단위 | 레이블·데이터 필드·패리티로 된 32비트 워드 | 대역폭 할당 간격(BAG)이 보장된 가상 링크 위의 프레임 |
| 결정성 | 버스마다 송신자가 하나뿐이어서 본질적으로 보장 | 트래픽 셰이핑과 스위치 설정으로 확보 |
제어 법칙은 조종사 입력과 항공기 응답의 관계이며, 고장으로 상위 법칙에 필요한 요소가 사라지면 컴퓨터는 더 단순한 법칙으로 내려간다. 명칭은 제작사마다 다르다. 표는 원천의 정상/대체/직접 용어를 공개된 설명의 일반적인 형태로 기술한다. 정확한 보호 기능은 기종 고유이며 비행교범에 정의된다.
| 법칙 | 조종사 입력이 명령하는 것 | 비행 영역 보호 | 전환되는 대표적 사유 |
|---|---|---|---|
| 정상(Normal) | 항공기 응답(예: 피치 축의 하중계수·피치율 요구, 롤 축의 롤율 요구), 자동 트림 포함 | 전체: 하중계수 한계, 피치·뱅크 한계, 고받음각·과속 보호 | 필요한 컴퓨터와 센서가 모두 가용 |
| 대체(Alternate) | 적어도 한 축에서는 여전히 응답 요구, 단순화된 논리 | 축소: 일부 보호가 사라지거나 안정성 기능·경고로 대체 | 다중도 상실, 예: 대기 자료원 간 불일치 |
| 직접(Direct) | 조종 장치 변위에 비례한 조종면 변위, 여전히 컴퓨터와 전기 신호를 거침 | 없음, 수동 트림 필요 | 추가 고장, 또는 일부 설계에서는 지상·접지 시 의도적으로 사용 |
PHASE-3 원천 문서는 직접 법칙을 “기계식 백업 감각”이라 하는데, 이는 틀렸다. 직접 법칙은 여전히 전기식이며, 컴퓨터가 보호 없이 입력을 곧바로 작동기에 전달할 뿐이다. 기계식 백업은 있는 기종에서 몇몇 조종면에 대한 별도의 제한적 케이블·트림 링키지이며, 신형 설계에서는 독립된 전기식 백업으로 대체되는 추세다. 둘은 관련 부품과 고장 해석이 다르므로 레코드에서 혼동해서는 안 된다.
유압 동력은 여전히 비행 조종 작동기, 착륙장치 수납, 브레이크, 조향, 역추력 장치를 움직인다. 대부분의 수송기는 공칭 3,000 psi(약 207 bar)를 쓰고, 몇몇 신형 대형기는 배관과 작동기를 줄이려고 5,000 psi(약 345 bar)를 쓰며, 일부는 유압 계통 하나를 전기 구동 작동으로 대체한다.
독립된 계통 셋이 보통이며 이름은 색깔, 문자, 좌우 등으로 붙인다. 각 1차 조종면은 적어도 두 계통으로 움직일 수 있어야 하고, 엔진·펌프 고장이나 누설 같은 단일 고장이 조종을 잃을 만큼 동력을 빼앗아서는 안 된다. 단순화한 배치는 다음과 같다.
엔진 1 엔진 2
| |
[EDP] [EMP] [EMP] [EDP]
| | | |
v v v v
+-----------+ PTU +-------------------+ +-----------+
| 계통 1 |<========>| 계통 3 | | 계통 2 |
| 저장탱크 | (동력만 | 저장탱크, [RAT] | | 저장탱크 |
| 필터 | 전달, | 비상 동력용 | | 필터 |
| 축압기 | 유체 혼합| | | 축압기 |
+-----+-----+ 없음) +---------+---------+ +-----+-----+
| | |
+---- 에일러론, 엘리베이터, 러더, 스포일러 --------+
| (각 조종면은 최소 두 계통에서 공급) |
+---- 착륙장치 수납, 앞바퀴 조향 |
| +---- 브레이크(대체) |
+---- 브레이크(정상) 플랩/슬랫 ---+
EDP = 엔진 구동 펌프 EMP = 전동 펌프
PTU = 동력 전달 장치 RAT = 램 에어 터빈구성품의 역할:
25.1435항은 요소 종류별로 다른 보증·극한 압력 계수를 정한다. PHASE-3의 3,000 psi 계통 보증 4,500 psi, 파열 9,000 psi는 일부 요소에만 적용되는 계수(1.5와 3.0)에 해당하며, 모든 부품에 대한 단일 규칙이 아니다.
유압유의 선택은 형식증명으로 고정되는 설계 결정이며, 서로 다른 유압유를 섞어서는 절대 안 된다. 여기서 중요한 계열은 다음과 같다.
| 유압유 계열 | 규격 | 대표 용도 | 비고 |
|---|---|---|---|
| 인산에스테르계, 난연성 | SAE AS1241 (Type IV, Type V) | 수송류 제트기의 유압 계통 | 내화성이 좋음. 많은 도료와 일반 엘라스토머를 침식하므로 에틸렌프로필렌 등 호환 실이 필요. 자극성이 있어 개인 보호구 필요 |
| 광유계 | MIL-PRF-5606 | 경항공기, 다수의 군용기, 많은 착륙장치 완충장치 | 붉은색 염료, 가연성, 니트릴 실과 호환 |
| 합성 탄화수소계 | MIL-PRF-83282 (저온용 MIL-PRF-87257) | 군용기, 5606보다 덜 가연성인 대체유 | 5606 계통과는 호환, 인산에스테르 계통과는 비호환 |
PHASE-3 원천 문서는 여객기 주 계통 유체로 MIL-PRF-5606 또는 83282를 제시하지만, 수송류 제트기는 실제로 AS1241 인산에스테르계를 쓴다. 광유계는 밀봉된 완충장치에서 여전히 흔하므로 한 항공기에 두 유체 계열이 정당하게 공존할 수 있고, 레코드는 서비싱 품목마다 유체를 명시해야 한다.
유체 상태도 감시한다. 인산에스테르계 유체는 수분을 흡수해 가수분해로 열화되므로, 시료의 산가·수분·염소·입자 수를 분석한다. 이 결과는 단일 일련번호가 아니라 계통을 기술하며, 이는 3.7절에서 다루는 모델링 문제다.
수송기의 연료는 대부분 일체형 탱크에 실린다. 스파 사이에서 리브로 막힌 날개 박스의 밀봉 구간이 탱크가 되고, 날개 중앙부에 중앙 탱크를, 일부 기종은 수평안정판에 탱크를 둔다. 탱크는 구조이자 계통이다. 체결구 실런트, 점검 패널, 내부 펌프·밸브·프로브·배선이 모두 같은 개구부를 통해 정비된다.
탱크의 일반 요구사항은 25.963~25.977항에 있다. 그 가운데 25.969항은 탱크 용량의 2% 이상의 팽창 공간을, 25.975항은 통기구를 요구한다. 연료 계통의 낙뢰 보호는 25.954항이 다룬다.
각 엔진은 자기 탱크의 둘 이상의 전동 부스트 펌프로 공급받는다. 중앙 탱크 펌프가 날개 펌프보다 우선하도록 배치되는 경우가 많아, 중앙 연료가 먼저 쓰이는 동안 날개 연료가 날개 굽힘을 계속 덜어 준다. 크로스피드 밸브는 어느 탱크든 어느 엔진에 공급하게 하며, 부스트 펌프가 고장 나면 엔진 펌프가 비행교범의 고도·온도 제한 안에서 흡입 공급할 수 있다. 25.953항은 한 부품의 고장이 둘 이상의 엔진에서 동력 상실을 일으키지 않을 것을, 25.955항은 연료 유량을 요구한다.
연료는 연료 냉각식 열교환기에서 엔진 오일, 유압유, 발전기 오일의 열을 받는 열 흡수원이기도 해서, 연료 온도와 탱크 최소 연료량이 계통 제약이 된다. 연료량은 보통 정전용량식 프로브와 밀도계로 측정하며, 이들 역시 고유 이력을 가진 탱크 내부 부품이다.
연료는 이륙 질량의 큰 부분이므로 소모 순서에 따라 무게중심(CG)이 움직이며, 일부 장거리 항공기는 순항 중 꼬리의 트림 탱크로 연료를 옮겨 트림 항력을 줄인다. CG 한계는 기종 고유값이며, PHASE-3 원천 문서의 “15~30% MAC”는 교과서적 예시일 뿐 일반 한계가 아니다.
25.1001항은 항공기가 최대 이륙중량에서 이륙·복행·착륙으로 이루어진 15분 비행분의 연료를 뺀 중량으로 규정된 상승 요구조건을 만족하지 못하면 연료 방출 계통을 요구한다. 설치된 계통은 15분 안에 그 요구조건을 만족할 만큼 연료를 방출할 수 있어야 하며, 화재 위험을 만들지 않고 최소 예비 연료는 방출할 수 없도록 설계되어야 한다. PHASE-3 원천 문서의 방출률과 “안전 고도 5,000 ft AGL 이상”은 출처가 없어 되풀이하지 않는다.
25.981항의 연료 탱크 안전은 두 부분으로 되어 있다. 탱크 내부 점화원을 막는 것과, 얼리지가 가연 상태인 시간을 제한하는 것이다. 점화원 방지에서 핵심 설계 형상 관리 한계(CDCCL)가 나오며, 이는 정비 중 탱크 내부 배선과 부품의 특정 변경을 금지한다. 가연성 감소는 흔히 중공사 공기 분리 모듈이 만든 질소 농축 공기를 얼리지에 공급하는 방식으로 달성한다. 기록 관점에서 탱크 부품은 수리·개조를 거쳐도 유지해야 할 형상 제약을 지니고, 불활성화 계통 부품은 일련번호를 갖고 신뢰성 감시를 받는 품목이다.
WIA-SPACE-016은 네 종류의 하드웨어를 모두 같은 AircraftComponent 객체(제1장에서 소개, 제4장에서 해부)로 기록하고, ComponentType 값 landing-gear, flight-control, hydraulic-system, fuel-system을 쓴다. 여기서의 질문은 더 좁다. 각 유형에서 의미 있는 데이터는 무엇이고, v1.0은 어디에서 모자라는가?
type | ATA 장 (metadata용) | 기록해야 할 수명 요인 | 의미 있는 dimensions | 흔히 쓰는 검사 방법 |
|---|---|---|---|---|
landing-gear | 32 | 감항성 한계의 수명 한계에 대비한 신품 이후·오버홀 이후 사이클(착륙 횟수), 오버홀까지의 달력 기간 | 외형과 중량은 물류에 유용. 스트럿 신장량과 튜브 치수는 식별 정보가 아니라 측정값 | visual, 강철 부품은 magnetic-particle, 보어·러그는 eddy-current, ultrasonic |
flight-control | 27 | 작동기는 비행시간과 사이클, 대부분의 LRU는 상태 기반, 지정된 경우 하드 타임 | 조종면은 질량 균형에 영향을 주므로 중량이 중요. 유격은 측정값 | visual, 피팅은 eddy-current, 기능 점검과 유격 점검 |
hydraulic-system | 29 | 비행시간, 필터·유체 감시에 따른 상태 기반 탈거 | LRU의 외형과 중량. 압력 등급은 metadata에 | visual(누유), 기능 시험. 펌프에는 비파괴 검사가 드묾 |
fuel-system | 28 | 펌프는 비행시간, 탱크 내부 품목은 형상 제약 | LRU의 외형과 중량. 탱크는 LRU가 아니라 구조 | visual, 전기 본딩·절연 시험 |
두 가지를 읽을 수 있다. 첫째, ATA iSpec 2200 장 번호(착륙장치 32, 비행 조종 27, 유압 동력 29, 연료 28)는 운영자가 이미 쓰는 색인이므로, metadata.ataChapter에 담으면 WIA 레코드를 기존 정비 데이터와 결합할 수 있다. 둘째, ComponentType은 계통의 이름인데 일련번호는 그 안의 품목에 붙는다. type에는 계통을 적고 품목 분류(예: "pump", "shock-strut")는 새 최상위 유형을 만들지 말고 metadata에 적는다.
다음 레코드는 사용 중인 주 착륙장치 완충장치를 기술한다. 모든 식별자, 치수, 횟수는 예시다. 제작사 이름은 가상이며, 수명 한계 참조는 해당 기종 감항성 한계의 관련 항목을 대신하는 자리 표시자다.
{
"id": "acc-7f3c2a90-mlg-strut-lh",
"type": "landing-gear",
"status": "maintenance",
"partNumber": "EXG-3211-100-07",
"serialNumber": "EXG-SN-004417",
"manufacturer": "Example Gear Systems (fictitious)",
"manufacturingDate": "2014-03-18",
"dimensions": {
"length": 2650,
"width": 540,
"height": 610,
"weight": 412
},
"material": {
"type": "steel-low-alloy",
"grade": "300M, vacuum-remelted, quenched and tempered",
"strength": 1930,
"fatigueLimit": 0,
"density": 7830,
"corrosionResistance": "low"
},
"inspectionHistory": [
{
"id": "insp-2024-11-02-001",
"inspectionDate": "2024-11-02",
"inspector": "MRO-EX-Station-3/insp-118",
"method": "magnetic-particle",
"result": "pass",
"findings": "외부 실린더와 차축: 선형 지시 없음. 슬라이딩 튜브 코팅 이상 없음.",
"nextInspectionDate": "2026-11-02"
},
{
"id": "insp-2025-06-14-004",
"inspectionDate": "2025-06-14",
"inspector": "LINE-EX-ICN/insp-042",
"method": "visual",
"result": "conditional",
"findings": "글랜드 너트부 실 미세 누유, AMM 허용 한계 이내. 스트럿 서비싱(오일·N2) 수행. 다음 주간 점검 시 재검사.",
"nextInspectionDate": "2025-06-21"
}
],
"metadata": {
"ataChapter": "32-11",
"itemClass": "shock-strut",
"position": "main gear, left",
"cageCode": "EX000",
"installedOn": { "registration": "EX-ABC", "since": "2021-09-30" },
"cyclesSinceNew": 18642,
"cyclesSinceOverhaul": 4210,
"lifeLimitRef": "ALS Part 1, item 32-xx (placeholder)",
"lifeLimitUnit": "landings",
"strutFluidSpec": "MIL-PRF-5606",
"strutGas": "nitrogen",
"materialExtension": {
"field": "material.type",
"value": "steel-low-alloy",
"note": "Not in the v1.0 MaterialType enum; proposed additive extension"
}
}
}이 예의 여러 특징은 의도한 것이므로 자세히 읽어 볼 만하다.
MaterialType에는 알루미늄 합금 둘, 티타늄 합금 하나, 복합재·섬유 값 넷이 있지만 강철은 없다. 따라서 고강도 강철 완충장치는 v1.0에서 유효한 레코드로 사실대로 기술할 수 없다. 가장 가까운 값(예: titanium-ti6al4v)을 고르면 검증은 통과하지만 레코드는 거짓이 된다. 이 예는 제2장(§2.7.4)에서 제안한 값 가운데 하나인 steel-low-alloy를 쓰고 합금명(300M)은 grade에 두었다. 또 이 값을 metadata.materialExtension에 표시했다. 이 레코드는 v1.0 스키마에 대한 엄격한 검증에서는 실패한다. 그것이 정직한 결과다. 제4장은 표준의 스키마 진화 지침에 따라 이런 추가를 어떻게 다루는지 설명한다. 새 열거값은 추가적 변경이지만, 열거값을 엄격하게 검증하는 소비자에게는 선언된 프로파일로 이를 알려야 한다.strength는 MPa, density는 kg/m³(7.83 g/cm³가 아니라 7,830)다. fatigueLimit은 단일 피로 한도를 가정하지만 노치가 있고 부식 환경에 놓인 고강도강에는 의미 있는 단일 값이 없으므로, 예는 0으로 두고 수명 한계에 의존한다. 향후 개정에서 선택 필드로 바꿀 수 있다.metadata에 둔다. v1.0에는 시간·사이클 필드가 없지만, 안전수명 부품의 장착 지속 여부를 결정하는 것이 이 값들이다. 개정으로 추가될 때까지 상호운용 프로파일에서 합의한 이름으로 metadata에 두고, 대조할 수명 한계의 참조를 함께 적는다. 이 책은 한계를 지어내지 않고 그 문서를 가리킨다.nextInspectionDate를 가진 conditional 결과는 제6장의 정비 이벤트 흐름이 기대는 바로 그 패턴이다.structuralAnalysis는 제작사의 형식 설계 자료에 속하고, 출고 증명서(certification)는 제6장에서 다룬다. 자리 표시용 숫자를 넣으면 레코드는 더 완전해 보이지만 사실에서는 멀어진다.유압 펌프나 연료 부스트 펌프의 경우 material에는 완전성을 위해 하우징 재료를 적고, metadata에는 운용 시간, 유체 규격, 압력 등급, 탈거 사유를 담는다. 유체 시료와 필터 지시는 그 시점에 장착된 일련번호들과 연결한 계통 단위 정비 이벤트로 기록해야, 나중에 입자 수가 오르기 시작했을 때 어느 펌프가 장착되어 있었는지 물을 수 있다. 탱크 내부 연료 부품은 적용되는 CDCCL을 참조해야 한다.
비행제어컴퓨터에는 탑재 가능한 소프트웨어가 들어 있으므로 하드웨어 부품번호와 함께 소프트웨어 부품번호와 버전을 기록해야 하며, v1.0은 이 역시 metadata에 맡긴다(제4장 참조). 작동기와 조종면의 유격·리깅 측정값은 텍스트 필드의 “합격”보다 단위가 붙은 숫자일 때 훨씬 쓸모가 있다.
착륙장치, 비행 조종, 유압, 연료는 항공기에서 움직이고, 정비를 받고, 다중화된 부분이다. 이들의 인증은 보편적인 숫자가 아니라 감항 기준이 정의한 조건 위에 서 있고, 수명은 일련번호까지 추적 가능한 사이클·시간·마모 측정값·상태 감시로 결정된다. WIA-SPACE-016 v1.0은 이런 사실을 담을 수 있지만, 가장 중요한 것 여럿(사이클, 시간, 소프트웨어 부품번호, 강철 합금, 측정값)은 metadata나 제안 확장으로 실어야 한다. 제4장은 그런 확장을 명시적이고 검증 가능하게 만드는 방법을 보여 준다.