제8부 안전·보안·시스템공학

8.9 환경시험: DO-160·MIL-STD-810

8.9.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자

8.8이 소프트웨어와 전자 하드웨어의 개발 증거를 다루었다면, 이 장은 그 하드웨어가 환경에서 기능을 유지한다는 증거를 시험으로 만드는 방법을 다룬다. 같은 비행 제어 컴퓨터라도 고도 4,000 m의 저온에서 켜지는지, 모터 진동과 착륙 충격 뒤에도 납땜 접합이 유지되는지, 비를 맞고도 정지하지 않는지는 설계 해석으로 확정할 수 없고 시험으로 보인다. 항공 전자 장비의 표준 시험은 RTCA DO-160이고, 시험 방법 표준의 대표는 미 국방부의 MIL-STD-810이다. 두 규격은 시험 방법이 비슷하지만 시험 조건을 정하는 철학이 다르다.

배우는 것:

• 환경시험이 보이는 것과 보이지 못하는 것 — 실험실 시험은 환경 적합성의 증거이며 수명의 증거가 아니라는 두 규격의 명시.
• DO-160의 구조 — 26개 절, 범주, 환경 적합성 양식(EQF), 판(D~G) 선택과 FAA의 수용 조건.
• MIL-STD-810H의 조정(tailoring) — 수명주기 환경 프로파일(LCEP)에서 시험 방법·수준·시간을 정하는 여섯 과업.
• UAS의 환경 프로파일 — 보관·수송·발사·비행·착륙·정비의 단계별 환경과 어느 시험이 대응하는가.
• 다섯 가지 계산 — 고도와 대류 냉각, 진동 시험 시간의 압축, 착륙 충격 펄스, 결로, 강우 부하.
• 시험 계획과 판정 — 시험 순서, 복합 환경, 가장 민감한 동작 모드, 유사성 평가에 의한 시험 자료 재사용.

선수 지식: 1.25(열관리), 1.29(진동·공진), 1.30(낙하산), 1.32(기상 환경)를 읽었다고 가정한다. 이 장의 진동 예는 1.29의 기준 기체(2 kg 쿼드콥터, 호버 6,432 rpm)를 이어받는다. 전자기 적합성·HIRF·낙뢰는 8.10이 맡는다.

특히 중요한 독자: 엔지니어는 8.9.6~8.9.10의 계산을, 인증 담당자는 8.9.4와 8.9.11을, 정책·법무 담당자는 8.9.4와 8.9.14를, 사업 담당자는 8.9.12(어떤 규격으로 시험할 것인가)를 중점적으로 읽는다.

기준 시점과 정직성. 2026년 10월 기준이고 지식은 2026년 중반까지다. 원문을 읽은 것: FAA AC 21-16G(2011-06-22, DO-160 판 D~G의 수용과 부록 1의 판별 변경 요약), MIL-STD-810H(2019-01-31, 1,089쪽 전문, 공개 배포 문서의 EverySpec 사본 — 서문, Part One의 조정 과업, 방법 500.6·501.7·506.6·507.6·509.7·510.7·512.6·514.8(부속서 A·D)·516.8·520.5, 나머지 방법은 목차만). 읽지 못한 것: RTCA DO-160G 본문(유료, 2010-12-08)과 판 H, 각 절의 범주 정의와 시험 수준, IEC 60529(IP 코드, 유료), MIL-STD-810H 변경 1(2022-05-18), EASA의 ED-14G 인정 문서, AC 20-136·AC 20-158 본문. 따라서 DO-160 범주의 구체 값(온도·고도·진동 곡선)은 이 장에 적지 않았다. 계산의 입력(착륙 속도, 반발계수, 지속 시간, 열전달 지수, 물방울 지름과 항력계수)은 개념을 보이는 가정이다.

8.9.2 개념 — 환경시험은 적합성의 증거이지 수명의 증거가 아니다

두 규격은 같은 한계를 서문에서 스스로 밝힌다. AC 21-16G 4.b는 DO-160의 시험이 환경에서 장비가 성능 특성을 보이는지 실험실에서 입증하는 수단이며, 장비의 사용 수명을 재는 용도가 아니라고 적는다. MIL-STD-810H 서문은 실험실 시험의 한계 때문에 결과를 현장으로 외삽할 때 신중해야 하고, 실제 환경의 응력은 단독이든 조합이든 실험실에서 실용적으로 재현하기 어려워 실험실 시험을 통과한 체계가 현장 시험도 통과한다고 가정해서는 안 된다고 적는다. 같은 서문은 시험 방법이 "환경 자체를 재현하려 하기보다 환경이 장비에 미치는 영향을 재현하도록" 설계되었다고 밝힌다.

이 구분이 설계 판단을 바꾼다. 시험 통과는 정해진 조건에서 기능과 구조가 유지되었다는 증거이고, 그 조건이 운용을 포괄하는지는 별도 논증이다. 수명은 신뢰성·내구성 분석(8.21)과 현장 자료가 다룬다.

두 규격의 철학은 다르다.

8.9.3 두 규격의 구조

8.9.3.1 DO-160G의 26개 절(AC 21-16G 부록 1, 원문 확인)

DO-160(또는 그 전신 DO-138)은 1958년부터 항공 장비 환경시험의 표준으로 사용되었다(AC 21-16G 4.a). FAA는 판 D(1997-07-27), E(2005-12-20), F(2007-12-06), G(2010-12-08)를 인정한다. 새 장비에는 DO-160G를 강하게 권장한다.

8.9.3.2 MIL-STD-810H의 구성(원문 확인)

MIL-STD-810H(2019-01-31)는 세 부분이다. Part One은 조정 과정의 관리·기술 역할, Part Two는 실험실 시험 방법 500~528, Part Three는 세계 기후 구역 지침(AR 70-38, MIL-HDBK-310 등을 근거)이다.

대응은 주제가 같다는 뜻이며 시험 수준이 같다는 뜻이 아니다. AC 21-16G는 DO-160G에서 두 부분을 MIL-STD-810G에 맞추었다고 적는다. 유체 영향의 분무 시험(8시간 분무, 16시간 건조를 3회)과 모래·먼지의 모래 입자 크기이다. 또 MIL-STD-810G로 인정된 장비를 설치하려는 신청자는 DO-160G와 비교해 동등한 안전 수준을 보이는 방법을 사용할 수 있다(7.c).

8.9.4 DO-160을 사용하는 방법

AC 21-16G의 사용 규칙은 다음과 같다(원문 확인).

1. 판의 선택. FAA는 판 D, E, F, G가 환경 적합성 양식(EQF)에 해당 판이 명시되면 동등한 안전 수준을 준다고 판단한다. 낙뢰 요건을 만족해야 하면 D 이후 판을, HIRF 요건(§§ 23.1308, 25.1317, 27.1317, 29.1317)을 만족해야 하면 F 또는 G를 사용한다. HIRF 요건에는 E도 수준 B·C 계통에서 규정이 정한 시험 수준을 사용할 때에 한해 허용된다(AC 21-16G 6.c).
2. 시험 절의 적용 판단. 방수성, 모래·먼지, 염무 같은 시험은 장비의 설치 위치에 따라 적용되지 않을 수 있고, 설치자는 어느 절과 범주가 해당하는지 정해야 한다(7.e).
3. EQF. 설치자는 제조자가 제공한 EQF로 어느 판을 썼고 어느 시험을 어느 범주로 수행했는지 확인하고, 설치 요건이 범주를 만족하지 않으면 재시험이 필요할 수 있다(7.b). DO-160G는 장비의 명판에 범주를 표시하는 방식을 폐기했다.
4. 기존 시험 자료의 재사용. 기존 승인 제품의 설계에 기초한 새 적용은 두 제품의 유사성 평가를 상세히 제출해 이전 환경 적합성 시험 자료를 요청할 수 있다. 설계 변경이 환경 적합성에 불리한 영향을 주지 않음을 유사성 평가가 명확히 보여야 한다(6.e, 7.d).
5. GPS 근처 장비. GPS 안테나 가까이에 설치될 장비나 배선에는 DO-160F 21절 범주 P 또는 DO-160G 21절 범주 P·Q를 사용해 GPS 대역의 잡음을 줄이라고 권한다(6.f, 8.10).
6. 화재·가연성. DO-160G 26절은 14 CFR 25부에는 충분하지만 33부(기관)에는 충분하지 않다(7.h).

판 G에서 달라진 점 가운데 UAS와 관련이 큰 것은 다음과 같다(부록 1).

절 15는 UAS에 직접 관련된다. 이 시험은 장비가 나침반이나 자기 센서에 가까이 설치될 수 있는 거리를 정하는 데 사용된다(AC 21-16G 부록 1). 자력계로 방위를 맞추는 소형 UAS(4.3·4.4)에서는 전류가 큰 전자 변속기·배터리·모터를 자기 센서 가까이 둘 수 없다는 같은 제약이 생긴다.

8.9.5 MIL-STD-810H의 조정 과정

MIL-STD-810H의 핵심은 시험 방법이 아니라 조정(tailoring) 이다. 서문은 방법 500~527을 일괄 호출하거나 변경할 수 없는 절차로 적용하지 말고, 가장 관련이 높은 시험 자료를 만들도록 선택하고 조정하라고 명시한다. 이 방법들에는 "조정이 필수이다"라는 주가 들어 있고, 조정에서 생기는 모든 일탈은 시험 전에 승인되어야 하며 일탈의 이유를 시험 보고서에 기록해야 한다.

조정은 여섯 과업(Part One 부속서 A)으로 구성된다.

LCEP는 "플랫폼에 특정한 실제 환경 조건을 서술해 설계와 시험 결정의 기준이 되는 문서"이다. 표준은 LCEP 자체는 설계나 시험 요구를 정하지 않고, 조정의 안내서라는 점을 분명히 한다. 보관, 수송, 배치, 정비 사이의 대기 상태, 지리적 배치 위치가 모두 들어가야 한다.

견해: UAS 제작자에게 가장 가치 있는 절차는 LCEP를 먼저 작성하는 것이다. 근거는 두 가지이다. 첫째, 표준의 과업 순서가 LCEP(402)에서 환경 쟁점·기준 목록(404)과 시험 계획(405)으로 이어져 시험 수준이 LCEP에서 나온다. 둘째, UAS의 진동·충격 환경(8.9.8, 8.9.9)은 헬리콥터의 표준 스펙트럼이나 DO-160의 작동 충격으로 포괄된다는 근거가 이 장의 계산에서 나오지 않으므로, 실측이 없으면 표준 값이 UAS 환경을 포괄한다고 주장할 수 없다. 단, 이 견해는 DO-160G 본문을 읽지 못한 상태의 판단이다.

8.9.6 UAS의 수명주기 환경 프로파일

아래는 2 kg 쿼드콥터를 가정한 LCEP의 구조 예이다. 환경과 시험 방법의 대응은 8.9.3.2의 주제 대응을 따른 것이며 모든 칸이 필수는 아니다.

8.9.7 워크스루 — 고도와 열

고도 시험은 압력 때문만이 아니다. 밀도가 낮아지면 대류 냉각이 약해져 같은 발열에서 장비 온도가 올라간다. MIL-STD-810H 방법 500.6은 저압 영향으로 구조 문제(가스·유체 누설, 밀봉 용기 변형)와 함께 감소한 열전달에 의한 과열을 든다. 시험 고도와 압력은 이 방법이 직접 주므로 국제표준대기(ISA)로 계산해 대조했다.

결론: 방법 500.6의 압력은 ISA와 0.07 kPa 이내로 일치한다. 표준은 고도 변화율이 10 m/s를 넘지 않게 하라고 권한다(폭발 감압 제외). 이 비율로 4,572 m까지 457초, 12,192 m까지 20.3분이 걸린다. 감압 시험은 급감압(15초 이하)과 폭발 감압(0.1초 이하)으로 나뉘며, 폭발 감압 시험은 화물칸에 수송되는 장비에는 적합하지 않다고 표준이 명시한다.

열 영향을 보자. 열전달계수 $h_c$가 밀도 $\rho$의 $n$제곱에 비례한다고 놓으면(층류 자연대류는 $n=0.5$, 난류 강제대류는 $n=0.8$의 어림) 해면 대비 냉각 능력과 같은 발열에서의 표면 온도 상승 배율은 다음과 같다.

$$\frac{h_c}{h_{c0}}=\left(\frac{\rho}{\rho_0}\right)^{n}, \qquad \frac{\Delta T}{\Delta T_0}=\left(\frac{\rho_0}{\rho}\right)^{n}$$

결론: 고도 4,572 m에서 밀도는 해면의 63 %이고 같은 발열에서 표면 온도 상승은 1.26~1.45배가 된다. 예를 들어 해면에서 표면이 주위보다 30 K 높은 전자 변속기는 4,572 m에서 38~44 K 높아진다. 주위 기온은 ISA에서 해면보다 약 30 K 낮으므로(−14.7 °C) 절대 온도는 낮아도 상승 폭은 커져 마진이 줄어든다. 이 모형은 열전달계수의 지수를 가정하며, 로터 하강풍처럼 강제 대류의 속도가 달라지는 효과는 반영하지 않았다. 시험은 고온 시험(방법 501.7)·저압 시험(방법 500.6)을 단독으로 하지 않고 조합(방법 520.5)을 검토한다. 표준은 520.5가 500의 대체가 아니라고 명시한다.

8.9.8 워크스루 — 진동 시험의 시간과 진폭

1.29는 호버 1P(107.2 Hz)·2P(214 Hz)·4P(429 Hz)의 진동원과 공진을 다루었다. 이 절은 그 진동을 시험으로 옮기는 문제를 본다. MIL-STD-810H 방법 514.8 부속서 D의 헬리콥터(범주 14)는 UAS와 비슷한 점이 있다. 환경이 회전 부품의 회전 주파수와 그 고조파(1P, 2P, 3P, 4P)에서 우세한 정현 피크가 광대역 배경 위에 나타난다. 표준은 피크 사이의 광대역 배경을 랜덤 진동으로 표현하고 피크는 정현으로 표현한다. 속도가 5 % 미만으로 변하는 일정 속도 부품을 전제하되 가변 로터 속도에는 최소 속도의 0.975배에서 최대 속도의 1.025배까지의 범위를 권한다. 또한 설계 관행으로 재료의 공진 주파수와 운용 속도 사이에 최소 5 %의 이격을 권한다.

8.9.8.1 로터 회전수 범위에 이 권고를 적용하면

1.29는 기준 기체의 운용 범위를 호버의 0.78~1.17배인 5,000~7,500 rpm(가정)으로 두었다. 이 권고를 준용하면 다음과 같다.

1P 범위에 5 % 이격을 더한 금지 구간은 77.2~134.5 Hz이다. 1.29의 암 굽힘 고유진동수를 이 구간과 비교하면 다음과 같다.

결론: 이 이격 권고를 만족하는 것은 146 Hz뿐이다. 107 Hz는 호버 1P(107.2 Hz)와 사실상 일치하고, 89 Hz는 호버 1P보다 낮지만 소인 범위(81.3~128.1 Hz) 안에 있다. 1.29의 결론(고유진동수를 운용 범위 밖으로 옮긴다)과 같다. 표준의 권고는 금지 구간의 폭을 호버 회전수가 아니라 운용 속도 범위 전체에 ±2.5 %와 이격 5 % 를 더해 정한다. 이 권고는 헬리콥터를 대상으로 한 것이고 UAS에 적용하는 직접 근거는 이 장에서 확인하지 못했다.

8.9.8.2 시험 시간은 어떻게 줄이는가

수명 동안의 진동을 실험실에서 그대로 재현할 수 없으므로 시험 진폭을 올려 시간을 줄인다. 방법 514.8 부속서 A는 피로 손상을 멱법칙으로 적고, ASD(가속도 스펙트럼 밀도) 형태로 다음을 준다(식 4).

$$\frac{t_2}{t_1}=\left(\frac{W_1}{W_2}\right)^{m/2}$$

여기서 $t_1$은 등가 시험 시간, $t_2$는 사용 중 시간, $W_1$은 시험의 ASD, $W_2$는 사용 중의 ASD, $m$은 지수이다. 정현 진폭 $A$에는 $W\propto A^2$이므로 $t_2/t_1=(A_1/A_2)^m$이다. 지수는 재료의 S-N 곡선에서 정해지며 표준은 정현에 6, 랜덤에 5~8(관례 7.5) 을 권한다. 표준은 복합재에는 마이너(Miner) 누적 손상 이론을 사용하지 말고 사례별로 다루라고 권한다.

표준 부속서 D의 예제로 계산을 검증하자. 헬리콥터 기본 시험은 축당 4시간(3축 총 12시간)이 2,500 비행시간에 해당한다. 50 비행시간이면 $4\times 50/2500=0.08$ 시간이고 기본 진폭이 1.944 g(정점)이다. 최소 시험 시간 0.5시간으로 늘리려면 $m=6$에서

$$A = 1.944\left(\frac{0.08}{0.5}\right)^{1/6}=1.432\ \mathrm{g}$$

이며 표준이 적은 값(1.432 g)과 일치한다. 역으로 $(1.944/1.432)^6=6.26$이 시간비 $0.5/0.08=6.25$와 같다.

결론: 진폭 1.5배만 올려도 압축비가 7.6~25.6배가 되고, $m$을 5에서 8로 바꾸면 같은 압축(6.25배)에 필요한 진폭이 1.44배에서 1.26배로 달라진다. 표준이 $m$을 한 값으로 정하지 않는 것은 재료와 파형에 따라 달라지기 때문이다. 표준은 두 가지 한계를 둔다. 첫째, 피로 이외의 파괴 기구(나사 연결의 풀림 등)나 피로 특성을 모르는 재료에는 가속 배율을 계산할 수 없으므로 실시간 수준과 시간을 사용하라고 한다. 둘째, 가속 배율은 사용 시간과 원하는 시험 시간에 맞는 최소값으로 유지하고 일반적으로 진폭비 $S_1/S_2$는 2, ASD비 $W_1/W_2$는 4를 넘지 않게 하라고 권한다. 진폭비 2는 $m=6$에서 64배, ASD비 4는 $m=7.5$에서 181배이다. 부속서 D의 헬리콥터 기본 시험(축당 2,500시간을 4시간으로, 압축비 625배)은 $m=6$에서 진폭비 2.92배로 이 권고를 넘으며, 표준은 이 수준이 최악 환경을 포괄하도록 공격적으로 압축되었고 진동에 민감한 장비가 규격 성능을 내는 환경이 아니라 손상 없이 견디고 시험 뒤 규격대로 동작하는 것을 확인하는 수준이라고 밝힌다.

UAS 장비의 수명이 500 비행시간이라면 기본 진폭에서 축당 0.8시간이다. 이를 최소 시험 시간 0.5시간으로 줄이려면 진폭을 $(0.8/0.5)^{1/6}=1.081$배로 올려야 한다. 표준의 기본 수준은 UAS의 실제 진동 스펙트럼이 아니라 헬리콥터의 측정에서 정한 포괄 곡선이다. 부속서 D는 표에 없는 항공기에 이 경험 관계를 외삽하는 것이 적절한지는 알 수 없고, 현장 자료가 전혀 없을 때에 한해 신중하게 적용하라고 적는다. 그래서 UAS 장비 시험의 첫 과업은 비행 중 기체 진동의 계측이다.

8.9.9 워크스루 — 착륙 충격

DO-160G 7절의 작동 충격은 운용 상태의 장비에 말단 정점 톱니 파형 정점 6 g를 각 방향 세 번 가한다(AC 21-16G 부록 1). 낙하산으로 회수하거나 접지하는 UAS의 착륙 충격과 비교해 보자. 충격은 속도 변화 $\Delta v$와 펄스 지속 시간 $\tau$로 정점이 정해진다. 반정현 펄스는 $\Delta v=\tfrac{2}{\pi}A\tau$, 말단 정점 톱니는 $\Delta v=\tfrac{1}{2}A\tau$이므로

$$A_{\text{반정현}}=\frac{\pi\,\Delta v}{2\tau},\qquad A_{\text{톱니}}=\frac{2\,\Delta v}{\tau}$$

이다. MIL-STD-810H 방법 516.8은 수송 충격에서 반정현 펄스를 같은 속도 변화의 말단 정점 톱니로 바꾸어 사용한다고 밝힌다(원문 확인). 착지 속도 $v$와 반발계수 $e$에서 $\Delta v=v(1+e)$로 놓는다.

DO-160G의 6 g 톱니의 속도 변화는 지속 시간 5, 11, 20 ms에서 0.15, 0.32, 0.59 m/s이다(지속 시간은 DO-160 본문을 읽지 못해 가정). 5 m/s로 반발 없이 착지하는 UAS의 $\Delta v=5$ m/s는 이의 8.5~34배이다.

결론: 표준 작동 충격 6 g는 파라슈트 착륙 충격의 8.5~34분의 1의 속도 변화이며, 착륙 충격 자체의 시험이 아니다. 6 g 작동 충격은 낙하산 착륙 충격을 겨냥한 시험이 아니며(DO-160G 7절의 목적 서술은 본문을 읽지 못해 확인하지 못했다 확인 필요), 낙하산 착륙에는 별도 시험이 필요하다. 방법 516.8은 고전적 펄스(톱니·반정현)로 시험하는 것을 현장의 충격 시간 이력이 그 형태에 근사한다고 조정에서 보일 수 없으면 허용하지 않는다고 적는다. 다른 모든 수단이 소진되었을 때만 허용하며 양과 음의 방향 모두 수행해야 한다. 표준은 측정한 현장 자료가 있으면 그 자료로 조정하고, 없을 때 표 516.8-III의 충격 응답 스펙트럼을 시험 입력으로 정의하라고 한다. 따라서 착륙 시험에서 가속도를 측정하는 것이 시험 수준을 정하는 첫 단계이다. 표준의 정비 취급 시험(절차 VI)은 작업대에서 한 모서리를 100 mm 또는 섀시가 45°가 될 때까지 들어 올려 떨어뜨리는 것을 각 면에 네 번 한다.

8.9.10 워크스루 — 습도·결로·강우·먼지·염무

8.9.10.1 결로

방법 520.5는 고도에서 내려올 때 장비의 온도 변화가 주위 온도 변화에 뒤처져 차가운 표면에 습기가 응결하고(물이 괴어 단락 같은 문제), 어는점 아래면 얼어 팽창으로 부품·밀봉을 손상시킬 수 있다고 적는다. 이 시험의 의도는 하강 중 습도 증가 속도가 결로와 서리를 일으키기에 충분하게 하는 것이다. 이슬점은 Magnus 근사로 계산했다.

$$T_d=\frac{b\,\gamma}{a-\gamma},\quad \gamma=\ln\frac{RH}{100}+\frac{aT}{b+T},\quad a=17.62,\ b=243.12\ ^\circ\mathrm{C}$$

결론: 4,572 m에서 오래 냉각된 장비(ISA 기온 −14.7 °C)가 30 °C·80 %의 지상 공기로 내려오면 표면이 26.2 °C를 넘을 때까지 결로한다. 표면이 5 °C이면 21.2 K를 데워야 한다. 열용량이 큰 부품(배터리, 금속 방열판)은 데워지는 데 오래 걸려 결로하는 시간이 길어진다. 방열 성능을 높이는 설계와 결로 시간을 줄이는 설계가 서로 다른 열 질량을 요구하는 점이 설계 상충이다(열 질량에 의한 지연은 방법 520.5가 언급한 현상이며 부품별 값은 이 장에서 계산하지 않았다).

8.9.10.2 시험 조건의 요약(MIL-STD-810H, 원문 확인)

8.9.10.3 비행 속도가 강우 부하를 바꾼다

강우율을 액체 수분 함량(LWC)과 낙하 속도로 바꾸면 비행하는 기체가 받는 물의 양을 구할 수 있다. 지름 2 mm 물방울의 종단 속도를 중력과 항력의 균형 $v_t=\sqrt{4\,d\,g\,\rho_w/(3C_d\rho_a)}$(항력계수 $C_d=0.5$ 가정)로 구하면 6.6 m/s이고, 1.7 mm/min의 LWC는 4.29 g/m³이다. 전진 속도 $V$에서 정면이 받는 물은 $\mathrm{LWC}\times V$이다.

결론: 시속 72 km(20 m/s)로 비행하는 기체의 정면은 수평 면이 받는 강우율(1.7 mm/min)의 약 3배인 5.2 mm/min 상당의 물을 받고, 물방울이 21 m/s로 부딪힌다. 방법 506.6은 달리 정하지 않으면 18 m/s의 풍속을 권하므로 강하 속도와 합성한 19.2 m/s가 20 m/s 비행의 정면 충돌 속도(21.1 m/s)와 같은 자릿수이다. 과장 절차의 물방울 속도(17.8 m/s)도 같은 자릿수이다. 이것은 1.32에서 다룬 강우가 날개와 로터의 성능에 주는 영향과 함께 전자 장비의 틈새로 들어가는 물의 양을 정하는 입력이다. 항력계수와 물방울 지름은 가정이다.

8.9.11 시험 계획과 판정

1. 순서. 방법 500.6은 일반적으로 시험 초기에 수행한다(손상 가능성이 낮고 수명주기에서 일찍 일어나므로). 고온·저온 시험이 밀봉에 영향을 줄 수 있고 동적 시험이 구조를 바꿀 수 있어 상황에 따라 순서가 바뀐다. 고온 시험에는 수명을 아끼려 가장 덜 해로운 환경부터 하는 방식과, 상승 효과를 밝히려 환경을 조합해 가하는 방식의 두 철학이 있다고 표준이 밝힌다.
2. 복합 환경. 표준은 온도·습도·고도·진동의 상승 효과를 고려해 방법 520.5를 함께 사용하되 단독 방법의 대체가 아님을 반복한다. DO-160은 D에서 E로 갈 때 온도·고도·습도·진동의 누적 시험 요구를 삭제했다(AC 21-16G 부록 1).
3. 가장 민감한 모드. DO-160G는 모든 환경시험에서 장비를 가장 민감한 동작 모드로 운용하도록 요구하고 특수 목적 소프트웨어로 그 모드에 두는 방법을 명확히 했다(AC 21-16G 부록 1).
4. 시험 중단. 방법 500.6은 과시험·미달시험으로 시험이 중단되면 처음부터 다시 시작하라고 하고, 시험 대상이 운용 점검에서 기능하지 못하면 새 시험 대상으로 교체해 1단계부터 다시 시작하는 것을 우선 선택으로, 고장 부품이나 조립품을 교체·수리해 전체 시험을 1단계부터 다시 하는 것을 둘째 선택으로 제시한다(4.3). 같은 시험 대상에 앞서 가한 시험의 영향을 고려해야 한다.
5. 판정 기준. 시험 전에 성능 점검 항목을 정의하고, 시험 뒤 기능이 유지되는지 같은 점검을 되풀이해 비교한다. 표준은 시험 전·중·후 정보 목록을 요구한다(예: 시험 압력과 고도 변화율, 시험 구성, 센서 위치).
6. 시험 결과의 재사용. 설계 변경 뒤에는 유사성 평가로 이전 자료를 요청할 수 있으나 환경 적합성에 불리한 영향이 없음을 보여야 한다(AC 21-16G 6.e).

8.9.12 설계 트레이드오프 — 어떤 규격으로 시험할 것인가

1. ① DO-160 범주 시험. 승인된 장비(TSO 등)와 형식증명 항공기에 설치할 장비는 환경 적합성이 DO-160G로 입증되기를 기대하는 것이 안전하다. 장점은 설치자·당국이 EQF로 쉽게 대조한다는 점이다. 단점은 UAS의 진동·충격 환경과 맞지 않을 수 있다는 점이다. 형식증명을 목표로 하는 eVTOL과 대형 UAS에 맞다.
2. ② MIL-STD-810H 조정 시험. LCEP와 실측으로 방법·수준을 정한다. 장점은 실제 환경에 맞춘 시험을 설계할 수 있다는 점이다. 단점은 조정 근거를 작성하고 승인받아야 하는 비용이며, 민간 항공기에 설치하려면 DO-160G와의 비교 분석으로 동등한 안전 수준을 보여야 할 수 있다는 점이다(AC 21-16G 7.c). 군용 드론과 상용 공급업체에 맞다.
3. ③ 제조사 시험과 보호 등급 선언. IP 코드 같은 보호 등급과 자체 시험을 선언한다. 장점은 비용이 낮다는 점이다. 단점은 시험 조건이 표준 시험과 같다는 보증이 없고 당국이 근거로 받아주는 정도가 사업별 협의에 달려 있다는 점이다. 소형 UAS에 맞다. IEC 60529의 IP 코드는 이 장에서 읽지 못했다 (확인 필요).

견해: 시험 규격보다 실측과 LCEP를 먼저 작성하고, DO-160G 범주를 교차 대조 기준으로 둔다. 근거는 이 장의 계산이다. 표준 작동 충격은 착륙 충격의 1/8.5~1/34 수준이고(8.9.9), 표준 헬리콥터 진동은 UAS 로터의 1P 소인 범위와 맞지 않을 수 있으며(8.9.8), 고도의 열 마진은 해석 입력이 필요하다(8.9.7). 어느 규격이든 시험 수준을 UAS의 실제 환경에 대응시키는 근거가 필요하다. 단, 인증을 받으려는 장비는 EQF 방식에 따르는 것이 심사에 유리하다.

8.9.13 세 축 비교

SORA 2.5 본문 표 14의 OSO#24(역경 환경에 대한 설계와 자격)는 SAIL I·II에서 필수가 아니고(NR), III에서 중간, IV~VI에서 높음이다(원문 확인). 세부 요구는 부속서 E에 있으며 읽지 못했다 (확인 필요).

8.9.14 관련 규격·프로토콜

전체 지도는 A.6에 있다.

8.9.15 관련 규제·인증 요구와의 연결

• TSO와 부품 승인(20.4). TSO가 환경 적합성을 지정하면 그 판과 범주를 따르고, 지정이 없으면 적용자가 환경 규격을 선택한다. AC 21-16G 6.a는 다른 판 사용에 일탈을 요청할 수 있다고 하나 DO-160G를 권한다.
• 적합성 입증(20.6). 환경 시험은 인증기준의 장비 요건(8.4의 고장 조건 분석이 가정한 환경 포함)을 만족한다는 입증 방법의 하나이고 시험 계획은 당국과 합의한다.
• 개발 보증(8.8). 소프트웨어를 가진 장비는 가장 민감한 모드에서 시험해야 하므로 시험용 소프트웨어가 형상 관리 대상이다.
• 전자기·낙뢰(8.10). 전원 입력, 감응성, 방출, 낙뢰는 DO-160 16~23·25절의 몫이다.
• 운용 한계와 비행 승인(1.32·18.6). 시험 조건이 운용 한계의 근거가 되며, 시험 범위를 넘는 운용은 한계 밖이다. 운용 한계는 비행 승인 신청서(20.14)에도 들어간다.
• 신뢰성과 정비(8.21). 환경 시험은 수명이 아니므로 수명 추정은 별도 분석이다.
• 변경 관리(8.22). 설계 변경 뒤 시험 자료의 재사용은 유사성 평가가 필요하다.
• 형식증명 인증기준(20.5). 낙하산 착륙 충격과 결로 같은 UAS·eVTOL 특유의 환경은 특별조건·합의된 인증 기준에 포함된다 (항목별 확인 필요).

8.9.16 함정과 한계

미해결 문제. 다중 회전익 UAS의 진동 시험 스펙트럼을 정하는 공개된 규격, 착륙·낙하산 충격의 시험 수준, 소형 UAS에 대한 DO-160 범주의 선택 기준, 고도·온도·진동의 복합 환경에서 상승 효과의 정량화, 소형 장비의 IP 등급과 DO-160 방수성의 대응은 이 장의 자료로 답할 수 없다 (확인 필요).

8.9.17 체크포인트·연구 질문

체크포인트:

1. DO-160과 MIL-STD-810H가 시험 조건을 정하는 방식의 차이를 LCEP와 범주의 개념으로 설명하라.
2. 고도 4,572 m에서 ISA 압력을 계산하고 방법 500.6의 값과 비교하라. 밀도비가 0.629일 때 $n=0.5$와 $n=0.8$의 냉각 능력비를 구하라.
3. 진폭 1.944 g로 0.08시간 시험하는 조건을 0.5시간으로 늘릴 때 $m=6$의 진폭을 구하고, 같은 압축을 $m=5$와 $m=8$로 환산했을 때의 진폭 배율을 비교하라.
4. 착지 속도 5 m/s, 반발계수 0, 지속 시간 11 ms의 반정현 펄스 정점 가속도를 구하고 DO-160G의 6 g와 속도 변화를 비교하라.
5. 30 °C·80 %의 공기에서 이슬점을 계산하고, 5 °C로 냉각된 장비가 결로하는지 판단하라.
6. 시속 72 km로 비행하는 기체의 정면이 받는 물의 양이 수평 면의 몇 배인지 구하라.

연구 질문(25.7에 모은다):

• 다중 회전익 UAS의 비행 중 진동을 계측해 어떤 시험 스펙트럼으로 정리할 수 있는가.
• 낙하산 착륙 충격을 충격 응답 스펙트럼으로 정하는 합의된 방법은 무엇인가.
• 소형 장비의 IP 등급과 DO-160G의 방수성·모래·염무 범주는 어떻게 대응하는가.
• 고도·온도·진동 복합 환경에서 시험 시간 압축의 지수 $m$를 어떻게 정할 것인가.

1차 출처(이 장):

• FAA, AC 21-16G (2011-06-22) — 원문을 읽고 판 수용, 사용 규칙, 부록 1의 절별 변경을 확인. faa.gov 무료 공개.
• U.S. Department of Defense, MIL-STD-810H, Environmental Engineering Considerations and Laboratory Tests (2019-01-31) — 서문, Part One의 조정 과업, 방법 500.6·501.7·506.6·507.6·509.7·510.7·512.6·514.8(부속서 A·D)·516.8·520.5의 본문을 확인. 공개 배포 문서(배포 성명 A)이며 EverySpec 사본으로 읽었다 (공식 DLA 사본과 대조하지 못함).
• RTCA DO-160G, EUROCAE ED-14G, IEC 60529, MIL-STD-810H Change 1 — 읽지 못함 (확인 필요).

다음 장: 8.10 — 전자기 적합성: EMC·HIRF·낙뢰·MIL-STD-461. 이 장이 열·진동·충격·습도 같은 기계·기후 환경을 다루었다면, 8.10은 전원 입력, 전도·방사 간섭, 고강도 방사장(HIRF), 낙뢰 같은 전자기 환경에서 장비가 동작하는 증거를 본다.