제8부 안전·보안·시스템공학

8.10 전자기 적합성: EMC·HIRF·낙뢰·MIL-STD-461

8.10.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자

8.9는 열·진동·충격·습도 같은 기계·기후 환경을 다루었다. 이 장은 전자기 환경을 다룬다. 같은 기체 안에서 전자 변속기가 GNSS 수신기를 방해하는가(방출), 근처 레이더와 송신탑이 비행 제어 컴퓨터를 오동작시키는가(HIRF), 낙뢰 전류가 배선에 유도되는가(낙뢰 유도 과도), 사람이 만진 순간의 정전기가 장비를 정지시키는가(정전기 방전)는 모두 장비 시험과 기체 수준 입증으로 확인한다. 5.7은 고출력 전자기(HIRF·HPM·EMP)의 결합 물리와 차폐를 다루었으므로 이 장은 시험·한계값·인증 절차에 집중한다.

배우는 것:

• 방출·내성·결합 경로 — 전자기 적합성(EMC)을 구성하는 세 요소와 UAS에서 안전 문제가 되는 이유.
• MIL-STD-461G의 구조 — 19개 요구, 항공기 플랫폼의 적용 표, 시험 구성과 문서(EMITP·EMITR·EMICP).
• 한계값의 의미 — RE102·CE102·RS103·CS114·CS115·CS116·CS117·CS118의 항공기 한계를 같은 단위로 비교.
• HIRF 인증 — 14 CFR 25.1317·23.2520, AC 20-158B의 HIRF 인증 수준(HCL), 환경 I·II·III와 장비 시험 수준.
• 낙뢰 보호 — AC 20-136C의 낙뢰 인증 수준(LCL), 장비 과도 설계 수준(ETDL)과 항공기 실제 과도 수준(ATL), CS117 파형.
• 네 가지 계산 — RE102와 FCC 한계의 비교와 GNSS L1 간섭, ESC 입력 전류의 CE102 초과, HIRF 시험 수준이 가정하는 차폐, 낙뢰 파형과 정전기 방전.

선수 지식: 1.18(ESC·인버터), 1.19(접지·본딩·EWIS), 3.1(전자기파 기초), 4.2(GNSS), 5.7(고출력 전자기)을 읽었다고 가정한다. RF 송수신기의 적합성평가(전파법·FCC·CE)는 18.16가, 환경시험은 8.9가 다룬다.

특히 중요한 독자: 엔지니어는 8.10.5~8.10.9의 계산을, 인증 담당자는 8.10.7~8.10.8과 8.10.13을, 정책·법무 담당자는 8.10.3과 8.10.14를, 사업 담당자는 8.10.11(어느 기준으로 시험할 것인가)을 중점적으로 읽는다.

기준 시점과 정직성. 2026년 10월 기준이고 지식은 2026년 중반까지다. 원문을 읽은 것: MIL-STD-461G(2015-12-11, 280쪽, 공개 배포 문서의 EverySpec 사본 — 표 IV·V, 5.1~5.22절 가운데 CE101·CE102의 적용 범위, RE102·RS103·CS114~CS118의 적용·한계, 그림 CE102-1·RE102-3·CS115-1·CS116-2·표 VI·VII·VIII·XI), FAA AC 20-158B(2024-05-20)와 AC 20-136C(2026-05-15), 14 CFR 25 부록 L(eCFR), 47 CFR 15.109(eCFR), FAA AC 21-16G 부록 1(8.9와 같은 문서). 읽지 못한 것: RTCA DO-160G의 16~23·25절 본문(유료), MIL-STD-461G 부속서, MIL-STD-464, SAE ARP5412·5413·5415·5416·5583A, EASA AMC 20-158A·SC-VTOL의 해당 조항, IEC 61000 시리즈, CISPR 시리즈. MIL-STD-461H는 시험 기관의 보도로 알려졌으나 본문을 확인하지 못했다. 이 장의 계산 입력(ESC 전류·스위칭 주파수·커패시터, 안테나 이득, 방출원 수)은 가정이며, MIL-STD-461은 방법·한계의 표준으로만 다루고 군사 운용 내용은 넣지 않았다.

8.10.2 개념 — 방출, 내성, 그리고 둘을 잇는 경로

전자기 적합성(EMC)은 장비가 전자기 환경에서 의도한 기능을 하면서 다른 장비에 견딜 수 없는 전자기 교란을 주지 않는 능력이다. 이 정의에서 세 요소가 나온다. 방출은 장비가 내보내는 교란, 내성은 장비가 받는 교란에 견디는 정도, 결합 경로는 둘을 잇는 전도(배선)·복사(공간)·정전·자기 결합이다. 한계값은 방출과 내성에 각각 붙지만 간섭은 결합 경로에서 결정되므로, 시험이 통과해도 설치(케이블 배치, 접지, 안테나 위치)가 바뀌면 같은 결론이 성립하지 않는다.

UAS에서 EMC가 안전 문제가 되는 경로는 네 가지이다.

1. 자체 간섭. 모터 인버터(1.18)가 고속으로 스위칭하며 전도·방사 방출을 만든다. 같은 기체의 GNSS 안테나, 자력계(4.4), C2 링크 수신기(3.11)가 이를 받는다.
2. 송신기 공존. C2·영상·원격 식별 송신기가 같은 기체의 다른 수신기를 방해한다(6.5에 FMCW 누설 사례).
3. 외부 환경. 레이더·방송·통신 송신기의 강한 장(HIRF)과 낙뢰, 정전기가 기체 외부와 배선으로 결합한다.
4. 다중화의 공통 원인. 같은 장에 노출되는 채널은 독립이 아니므로 한 번의 교란이 여러 채널을 동시에 흔든다(8.4의 공통 원인 분석).

시험은 두 수준에서 한다. 장비 수준은 한 장비를 시험 설비에서 시험해 방출 한계와 내성 수준을 입증하고, 기체 수준은 설치된 기체의 배선 전류와 내부 장을 측정·해석해 장비 수준의 가정이 맞는지 확인한다. 항공 인증의 HIRF·낙뢰 규정은 기체 수준의 기능 유지를 요구하고 장비 시험은 그 수단이다.

8.10.3 규격의 지형

DO-160G의 16~23·25절 제목은 AC 21-16G 부록 1(8.9)에서 확인했다. FAA는 낙뢰 요건에 DO-160D 이상을, HIRF 요건에 DO-160F 또는 G를 사용하라고 하고, GPS 안테나 근처 장비에는 21절 범주 P·Q를 권한다(AC 21-16G 6.c·6.f).

8.10.4 MIL-STD-461G의 구조

MIL-STD-461G(2015-12-11)는 MIL-STD-461F(2007-12-10)를 대체한 "부체계와 장비의 전자기 간섭 특성 제어 요구" 표준이다. 서문은 조달 기관이 플랫폼 설계와 임무에 맞게 각 요구를 더 엄하게 또는 덜 엄하게 조정하는 것을 고려해야 한다고 적고, 한계는 EMC에 밝은 사람과 협의해 정하라고 한다. 부속서에 각 요구의 근거와 배경이 있다.

8.10.4.1 19개 요구(표 IV, 원문 확인)

G판 표 IV에는 CS106이 없다. CS117과 CS118은 G판에 들어 있다. F판과의 변경 내역은 이 장에서 F판을 읽지 않아 확인하지 못했다 (확인 필요).

8.10.4.2 항공기에 적용되는 요구(표 V, 원문 확인)

A는 적용, L은 본문이 한정한 적용, S는 조달 기관이 조달 문서에 명시해야 하는 요구이다. 한 장비가 여러 플랫폼에 설치되면 가장 엄격한 요구와 한계를 만족해야 한다(5.2).

CS109(구조 전류)는 항공기 행에 해당하지 않는다. "—"는 표에서 해당 칸이 비어 있다는 뜻이다. 표의 원래 행 이름은 "Aircraft, Army, Including Flight Line"이다.

8.10.4.3 시험 구성과 문서

표준은 시험 절차를 정부가 승인하는 EMITP(시험 절차)로, 결과를 EMITR(시험 보고서)로, EMI 제어를 위한 설계 절차를 EMICP(제어 계획)로 문서화하라고 요구한다. EMICP의 승인이 계약상 방출·내성·설계 요구를 만족할 책임을 면제하지 않는다(5.1). 전원선은 5 µH LISN(선로 임피던스 안정화 회로망)으로 임피던스를 일정하게 하고(4.3.6), RE102의 측정 안테나는 시험 설치 경계의 앞 가장자리에서 1 m 거리에 둔다(5.18.3.3). 측정 시스템은 시험 전에 한계보다 6 dB 이상 낮은 알려진 신호를 넣어 ±3 dB 이내로 읽히는지 확인한다(예: CE101·RE102 절차). 주파수 영역의 한계는 피크 포락 검출기의 출력이 지시할 정현파의 실효값으로 표현한다(5.1.1).

8.10.5 워크스루 — 방사 방출 한계와 GNSS

RE102의 한계를 FCC Part 15의 상용 제품 한계와 같은 단위로 놓으면 항공기 한계의 성격이 보인다. 항공기 외부 설치와 헬리콥터의 한계는 2~100 MHz에서 24 dBµV/m이고 100 MHz부터 20 dB/10배로 올라 18 GHz에서 69 dBµV/m이다(그림 RE102-3에서 읽은 값). 내부 설치(고정익)는 동체 길이 25 m 미만에서 34, 25 m 이상에서 44 dBµV/m로 시작한다. 10 kHz에서 2 MHz 구간은 외부 한계가 60에서 24 dBµV/m로 내려온다(약 15.7 dB/10배). FCC 15.109(a)의 B급 한계는 3 m에서 30~88 MHz 100 µV/m(40 dBµV/m), 88~216 MHz 150 µV/m, 216~960 MHz 200 µV/m, 960 MHz 초과 500 µV/m이다. 거리에 반비례하는 원거리장을 가정해 1 m로 환산하면 $20\log_{10}3=9.54$ dB를 더한다.

결론: 항공기 외부 한계는 상용 한계보다 30~100 MHz에서 25~29 dB, GPS L1에서 15.6 dB 엄격하고, 약 9.4 GHz 이상에서는 오히려 느슨하다. 두 한계는 검파기(FCC는 1 GHz 아래 준첨두, 위 평균; RE102는 피크 포락)와 측정 방법이 달라 같은 장비가 한쪽을 통과해도 다른 쪽을 통과한다고 말할 수 없다. 이 표는 수준의 비교이지 환산이 아니다.

GNSS에 대한 의미를 계산하자. GPS L1 C/A의 최소 수신 전력은 −128.5 dBm이다(4.2). 0 dBi 안테나의 유효 면적 $A_e=\lambda^2/4\pi$($\lambda=0.1903$ m)에서 이를 전계로 바꾸면 4.3 µV/m(12.7 dBµV/m)이다. 같은 안테나가 L1에서 RE102 외부 한계(47.9 dBµV/m=250 µV/m) 의 전계를 받으면 전력 밀도 $S=E^2/Z_0=1.66\times10^{-10}$ W/m², 수신 전력은 $S\,A_e=-93.2$ dBm이다. 한계가 GPS 신호보다 35.3 dB 높은 전계이다.

결론: RE102의 항공기 외부 한계 수준의 방출이 GNSS 대역에 1 m 거리에서 나오면 C/N0가 약 16 dB 떨어지고, 안테나가 0.2 m로 가까우면 약 30 dB 떨어진다. 한계의 통과는 GNSS 수신을 보호하지 못한다. FAA가 GPS 안테나 근처 장비에 DO-160 21절 범주 P·Q를 권하는 이유가 이것이다(AC 21-16G 6.f). 이 계산은 한계 수준의 방출이 수신 대역 전체에서 잡음처럼 작용하고 1/거리 감소를 따르는 단순화이며, 근접 안테나는 근거리장에서 이 모형과 다르다. 실제 장비의 방출은 한계보다 낮은 경우가 많다. 대책은 안테나를 방출원에서 멀리 두고, 방출원을 차폐·필터링하며, GNSS 수신기의 입력 필터와 방호(4.6)를 두는 것이다.

8.10.6 워크스루 — ESC의 전도 방출과 CE102

CE102는 10 kHz~10 MHz의 전원선 전도 방출을 5 µH LISN의 50 Ω 단자 전압으로 잰다. 한계(그림 CE102-1)는 10 kHz에서 94 dBµV이고 500 kHz까지 20 dB/10배로 내려가 60 dBµV로 10 MHz까지 평탄하다. 28 V 전원이 기본 곡선이고 115·220·270·440 V 계통은 6·9·10·12 dB 완화한다. 24 kHz에서 한계는 86.4 dBµV이다.

모형은 다음과 같다. ESC가 배터리에서 평균 3.5 A를 듀티 0.5로 소비하면 입력 전류는 첨두 7 A의 사다리꼴 펄스열이다. 푸리에 계수는

$$I_n=\frac{2\,I_{pk}\,d}{\sqrt2}\left|\frac{\sin(n\pi d)}{n\pi d}\right|\left|\frac{\sin(n\pi t_r/T)}{n\pi t_r/T}\right|$$

이며 $d$는 듀티, $T=1/f_{sw}$, $t_r$은 전류 상승 시간이다(실효값). LISN 단자 전압은 $V_n=I_{L,n}\,|Z_{\mathrm{LISN}}|$이고 $Z_{\mathrm{LISN}}=j\omega L\parallel 50\ \Omega$로 어림했다. 입력 커패시터가 있으면 전류가 커패시터 임피던스 $Z_C$와 $Z_{\mathrm{LISN}}$의 분배에 따라 나뉜다.

결론: 입력 커패시터가 없으면 모든 고조파가 한계를 41~67 dB 넘고, 100 µF을 두어도 24 kHz에서 20.6 dB, 0.5~10 MHz에서 13~17 dB 넘는다. 커패시터가 있어도 인덕턴스 15 nH가 고주파에서 임피던스를 정해 고주파 분배가 개선되지 않으므로 추가 LC 필터와 짧은 전류 루프가 필요하다. 필요한 추가 감쇠는 최대 약 21 dB이다. 이 계산은 1차 어림이며 데드타임·링잉·3상 전류의 중첩을 고려하지 않았고, LISN 임피던스는 jωL∥50 Ω의 단순 모형이다(원문의 그림 7은 낮은 주파수에서 다르다). 시험 결과가 이 어림보다 낮을 수 있다. 같은 결론이 1.18의 "인버터는 전도·방사 간섭의 주요 방출원"이라는 서술과 일치한다.

8.10.7 HIRF 인증

HIRF(고강도 방사장)는 레이더·방송·통신 송신기가 만드는 강한 전자기장이다. AC 20-158B(2024-05-20)는 §§ 23.1308(개정 23-57), 23.2520(개정 23-65), 25.1317, 27.1317, 29.1317의 적합성 지침이며, 서문에 운송기 인증 당국 협의체(CAT)의 권고를 반영했다고 적는다. 안전성 평가가 먼저 오고, HIRF에 노출되는 모든 전기·전자 장비와 배선은 영향을 받는다고 가정한다. 장비의 내성 자료를 안전성 평가의 입력으로 사용하는 것은 적절하지 않다. 면역 자료는 시스템의 HIRF 인증 수준(HCL)이 정해진 다음의 입증 단계에서만 사용한다(7.3.1).

HCL은 개발 보증 수준(8.8)과 다를 수 있다. HIRF가 공통 원인이므로 소프트웨어·복잡 하드웨어·중복에 매긴 수준과 같지 않을 수 있어, AC는 HCL을 DAL로 부르지 말라고 한다(7.3.1). 낙뢰의 LCL과는 같을 수 있다.

8.10.7.1 환경 I·II·III와 장비 시험 수준(원문 확인)

환경 I·II는 14 CFR 25 부록 L 표 I·II에, 환경 III은 AC 20-158B 표 4에 있다. 값은 첨두와 평균의 전계 세기(V/m)이며 변조 주기의 최대에서 잰 실효값이다.

장비 HIRF 시험 수준(부록 L)은 다음과 같다.

환경 II 표의 차이. AC 20-158B의 표 3은 14 CFR 25 부록 L 표 II의 400 MHz~1 GHz 행(첨두 700 V/m, 평균 40 V/m)이 없고 10 kHz~500 kHz 행이 두 번 나온다. AC의 출판 쪽을 이미지로 확인해도 같다. 규정(eCFR)이 정본이므로 이 장은 규정 값을 사용했고, 이 차이는 AC의 오류일 가능성이 있으나 FAA에 확인하지 못했다 (확인 필요).

8.10.7.2 시험 수준이 가정하는 차폐

시험 수준은 항공기 구조가 환경을 얼마나 줄여 준다고 가정하는지를 반영한다. 같은 주파수에서 환경의 첨두 전계와 시험 수준의 비를 dB로 구한다.

결론: 시험 수준 1은 3 GHz에서 항공기가 26 dB, 수준 3은 55.6 dB를 줄여 준다고 가정한 값이다. 환경 I의 3,000 V/m는 전력 밀도 약 24 kW/m²이다. 장비를 항공기에 설치해 얻는 실제 감쇠가 이 가정보다 작으면 장비는 시험 수준보다 강한 장을 받는다. 복합재 구조와 큰 개구가 있는 소형 기체는 감쇠가 작을 수 있어 가정을 확인해야 한다. AC는 장비·시스템 수준의 시험에서 배선 RF 전류와 RF 장이 장비 시험 수준보다 낮음을 기체에서 보이라고 한다(7.7). 기체 시험·해석·유사성 어느 것으로도 입증할 수 있고, 시험 자체가 기체 모델에서 수행되면 여유가 필요 없지만 해석이나 유사성에서 근거가 약하면 정당화된 여유를 둔다(8절).

UAS와 AAM에서의 적용은 형식에 따라 다르다. 소형 비행기(Part 23 개정 65)는 § 23.2520이 치명적 기능의 기체 수준 유지와 IFR 기체의 위험 기능의 시기적절한 복구를 요구하며 외부 환경을 규정에 명시하지 않는다(AC 20-158B 7.4, 표 6). eVTOL의 SC-VTOL-01은 별도 조항으로 이를 다루나 본문을 읽지 못했다 (확인 필요)(5.7이 VTOL.2520·2515·2335를 언급). 민간 UAS의 운용 승인(SORA)에서 고출력 전자기 내성을 직접 요구하는 규정은 확인하지 못했다(5.7.17).

8.10.8 낙뢰 유도 과도와 정전기

8.10.8.1 AC 20-136C의 구조

AC 20-136C(2026-05-15)는 AC 20-136B(2011-09-07)를 대체하며, 14 CFR 23.1306·23.2515·25.1316·27.1316·29.1316의 전기·전자 계통 낙뢰 보호 지침이다. 규정은 낙뢰의 효과를 직접·간접으로 구분하지 않고 전기·전자 계통의 보호에 초점을 둔다(6.2). 이 AC는 연소·침식·폭발 같은 직접 효과(SAE ARP5577)와 연료 증기 착화(AC 20-53), 구역 지정과 환경 정의(AC 20-155), 시험 방법(SAE ARP5416, DO-160 22·23절)을 다루지 않는다.

절차는 여덟 활동이며 순서를 지키는 것은 필수가 아니다(7.1).

1. 평가할 계통을 식별한다.
2. 낙뢰 안전성 평가로 고장 조건과 낙뢰 인증 수준(LCL) 을 정한다. 치명적·위험·중대 기능이 규정 대상이며 HCL과 같을 수 있다.
3. 기체의 낙뢰 부착 구역을 정한다(구역 1·2는 부착, 구역 3은 부착 지점 사이의 전류 전도).
4. 구역별 기체 낙뢰 환경을 정한다.
5. 계통에 나타나는 낙뢰 과도(전압·전류 파형, 배선 번들 전류 또는 개방 전압·단락 전류)를 정한다.
6. 장비 과도 설계 수준(ETDL) 과 기체 실제 과도 수준(ATL) 을 정한다.
7. 시험·해석·유사성으로 준수를 입증한다.
8. 시험·해석이 합격 기준을 만족하지 못하면 설계를 시정한다.

ETDL은 장비가 이상 없이 견뎌야 하는 전압·전류 진폭과 파형으로, 장비 시험 수준을 정한다. ATL은 기체가 낙뢰에 노출될 때 배선에 생기는 과도이고, 둘의 차이가 여유이다. ATL은 기체 시험·해석·유사성으로 구하며, 기체 인증 전에는 과도 제어 수준(TCL) 으로 예상값을 정해 설계한다. LCL A 계통에서 ETDL이 ATL의 2배(6 dB)이면 기체 시험 또는 시험으로 뒷받침된 해석으로 확인한 여유로 충분하다(10.12). 다른 근거의 여유는 인증 부서와 합의한다.

LCL A 표시 계통에는 기체 시험 없이 DO-160 22절 수준으로 ETDL을 고르는 방법이 있다(10.11). 설치 위치별로 다음 다섯 수준이 있다(표 4).

이 방식은 조종사가 정보 교환에 참여하는 표시 계통에만 쓰며 제어 계통에는 쓰지 말라고 한다. 고장이 더 직접적·돌발적으로 치명적 사건에 기여하기 때문이다(10.11.2). 유지보수 절차(12절)는 낙뢰 보호 장치의 부식·마찰·굽힘 피로로 인한 저하를 다루고, 필요하면 교체 시기를 정한다.

8.10.8.2 CS117의 파형과 수준(MIL-STD-461G, 원문 확인)

CS117은 안전 필수 장비의 케이블에 낙뢰 유도 과도를 주입한다. 표 VII은 첫 번째 뇌격과 후속 뇌격, 그리고 내부·외부 장비별 수준을 준다. 값은 호스트 플랫폼의 낙뢰 자료가 없을 때의 기본값이다.

주 1: 후속 뇌격의 수준은 파형마다 낮다. WF1·WF2는 전압 50 %·전류 25 %(내부 VL 150 V, IT 150 A), WF3는 50 %, WF4·WF5A는 전압 25 %·전류 20 %(내부 VL 75 V, IT 200 A)이다. 진폭 허용치는 +20 %, −0 %이고 후속 뇌격은 +50 %, −0 %이다. 주 2: 전원선은 번들 안에서와 단독으로 모두 시험하며, 직류 입력에는 ≥ 28,000 µF 커패시터를 둔다. 주 3: 개별 전원선이나 소수 도선에 대한 전류는 별도 낮은 값이 있으며 여러 도선을 함께 시험하면 번들 수준 또는 도선 수 곱 가운데 작은 값을 사용한다.

WF1은 이중 지수 $i(t)=I_0K\left(e^{-\alpha t}-e^{-\beta t}\right)$로 맞출 수 있다. 정점 시각을 6.4 µs, 꼬리에서 정점의 50 %가 되는 시각을 69 µs로 두면(그림의 정의를 그렇게 읽었다) $\alpha=1.136\times10^{4}\ \mathrm{s^{-1}}$, $\beta=6.417\times10^{5}\ \mathrm{s^{-1}}$, $K=1.095$이다.

결론: 외부 장비에 가하는 1,500 A WF1은 최대 기울기가 약 1 kA/µs이고, 1 µH의 루프에 1 kV를 유도하며, 0.1 Ω의 저항에 11 J를 소산시킨다. 서지 보호 소자가 이 에너지와 전압 상승을 처리하는지, 그리고 배선의 루프 인덕턴스를 줄이는 것이 얼마나 중요한지를 이 수치가 보인다(1.19.10, 5.7.8).

8.10.8.3 정전기 방전

CS118은 사람 조작 인터페이스가 있는 장비의 인체 정전기 방전을 150 pF 커패시터에서 330 Ω 저항(회로 인덕턴스 5 µH 이하)을 거쳐 방전하는 모형으로 시험한다. 도전 표면에는 8 kV 접촉 방전이 필수이고, 접촉 방전을 적용할 수 없을 때만 기중 방전을 사용한다. 표 VIII의 수준은 ±2 kV(기중), ±4 kV(기중), ±8 kV(접촉·기중), ±15 kV(기중)이다.

표 IX는 8 kV 접촉 방전 시뮬레이터의 첫 정점 전류를 30 A(±15 %), 상승 시간 0.6~1.0 ns로 검증하라고 한다. $V/R=24.2$ A보다 큰 값은 회로의 부유 용량 등 때문일 수 있으며 원문은 이유를 적지 않는다. 지상 취급자(조종자, 정비원)가 접촉하는 UAS의 커넥터, 충전 단자, 버튼은 이 시험의 대상이다.

8.10.9 방사 내성과 전도 내성 수준 비교

RS103(방사)과 CS114(전도)의 항공기 한계를 FAA 장비 시험 수준과 같은 단위로 놓으면 요구의 규모가 보인다.

RS103의 시험 신호는 30 MHz 이상에서 수평·수직 편파 모두, 30 MHz 이하에서 수직 편파이고 원편파는 인정하지 않는다. 육군·공군 장비는 안테나 연결 수신기의 조정 주파수에서는 요구가 없다. CS114는 케이블 대량 전류 주입(10 kHz~200 MHz)이며 이중화된 안전 필수 케이블(여러 데이터 버스)에는 동시 다중 케이블 주입을 하라고 한다. CS115는 5 A·30 ns 이상·상승/하강 2 ns 이하·30 Hz·1분이고, CS116은 감쇠 정현 과도로 최대 전류가 10 kHz에서 0.1 A, 1 MHz에서 30 MHz까지 10 A, 100 MHz에서 약 3 A(그림에서 읽은 값)이며 0.01, 0.1, 1, 10, 30, 100 MHz에서 5분 동안 인가한다.

결론: MIL-STD-461G의 CS114 곡선 5는 FAA 장비 시험 수준 1보다 전도 전류가 25.5 dB 높고, 곡선 3이어도 5.5 dB 높다. 두 기준은 변조, 주입 방식, 합격 판정이 달라 직접 비교가 아니라 규모의 비교이다. 군용 한계를 만족하는 장비가 민간 HIRF 시험 수준을 만족한다고 말할 수 없고 반대도 마찬가지이다.

8.10.10 시험 계획과 판정

1. 장비 규격이 판정을 정한다. 내성 요구의 판정은 "오작동, 성능 저하, 지시값의 일탈이 장비 규격이 정한 허용치 안에 있는가"이다(CS114·RS103). 합격·불합격의 숫자는 표준이 아니라 장비 규격에 있다.
2. 감시 가능성. 시험 중 성능을 감시하는 수단을 시험 전에 정한다. AC 20-158B는 HIRF 합격·불합격 기준을 계통별로 정하고 FAA의 승인을 받으라고 하며(7.6.1), 감시 수단도 승인받는다.
3. 가장 민감한 상태. 8.9의 DO-160G 3절 변경처럼 모든 시험에서 장비를 가장 민감한 모드로 운용한다.
4. 임계값 측정. 감응이 나타나면 4.3.10.4.3에 따라 감응 임계값을 구한다(MIL-STD-461G).
5. 측정 시스템 점검과 접지면. 한계보다 6 dB 이상 낮은 신호로 ±3 dB 점검, 1 m 안테나 거리, LISN의 접지 본딩 저항 2.5 mΩ 이하.
6. 시험 계획의 승인. MIL-STD-461G는 EMITP를 정부가 승인하고, AC 20-158B·AC 20-136C는 인증 계획을 FAA에 일찍 제출해 승인받으라고 한다. 설계가 바뀌면 계획을 다시 제출한다.
7. 유사성. 이전에 인증된 계통·기체와의 유사성으로 입증할 수 있다(AC 20-136C 7.8.3, AC 20-158B 9.2).

8.10.11 설계 트레이드오프 — 어떤 기준으로 시험할 것인가

1. ① DO-160G와 항공 인증 규정. 형식증명을 받는 eVTOL과 대형 UAS, 인증 장비(TSO)에 맞다. 장점은 FAA·EASA의 입증 방법과 연결되고 HIRF·낙뢰가 기체 수준 입증으로 이어진다는 점이다. 단점은 장비 시험·기체 시험·유사성의 비용과 기간이 크다는 점이다.
2. ② MIL-STD-461G 조정. 군용 드론과 군 계약 장비에 맞다. 장점은 방출·내성 요구가 한 문서로 정리되고 항공기 한계가 명시된다는 점이다. 단점은 한계가 민간 항공 규정과 다르고 조정 근거를 문서화해야 한다는 점이다. 민간 항공기에 설치하려면 동등성을 별도로 입증해야 한다.
3. ③ 상용 EMC(FCC Part 15·CE) 위에 자체 보강. 소형 UAS에 맞다. 장점은 비용이 낮고 시장 진입에 필요한 인증과 같은 시험이라는 점이다. 단점은 GNSS 대역 같은 비행 안전 문제를 보장하지 못하고(8.10.5), 내성 요구가 한정되며, 낙뢰·HIRF는 해당하지 않는다는 점이다.

견해: 소형 UAS는 상용 EMC에 더해 두 가지를 반드시 자체 시험한다. 첫째, GNSS·자력계·C2 수신기가 자체 모터와 송신기가 작동하는 상태에서 성능이 저하되지 않는지 확인한다. 둘째, ESC 입력선의 전도 방출을 측정해 필터를 설계한다. 근거는 이 장의 계산이다. 상용 한계는 GPS L1에서 항공기 외부 한계보다 15.6 dB 느슨하고, 한계 수준의 방출은 C/N0를 약 16~30 dB 떨어뜨릴 수 있으며, ESC는 커패시터가 있어도 CE102 수준을 13~21 dB 넘을 수 있다. 단, 이 견해는 한계 수준의 방출이 실제로 나온다고 가정한 계산에서 나온 것이며 실측으로 검증하지 못했다.

8.10.12 세 축 비교

8.10.13 관련 규격·프로토콜

전체 지도는 A.6에 있다.

8.10.14 관련 규제·인증 요구와의 연결

• 안전성 평가(8.4). HIRF·낙뢰는 공통 원인 분석의 항목이며, HCL·LCL은 DAL과 다를 수 있다. 중복 채널의 독립성은 같은 장에 노출되는 경우에 시험 근거가 필요하다.
• 개발 보증(8.8). 소프트웨어·복잡 하드웨어의 DAL과 HCL은 별개이다. HIRF로 인한 교란은 소프트웨어의 재시작·감시와 함께 다룬다(5.7.9).
• 환경시험(8.9). DO-160 16~23·25절은 이 장이, 4~15·24·26절은 8.9가 다룬다.
• 형식증명(20.5·20.6). HIRF·낙뢰는 인증기준의 일부이고 적합성 입증 방법과 시험 계획은 인증 당국과 합의한다. eVTOL은 SC-VTOL의 조항과 연결된다(17.7·17.14).
• 무선 기기 적합성(18.16). 송신기의 불요 발사와 EMC는 전파법과 해외 제도가 정한다.
• 접지·본딩·EWIS(1.19.10). 낙뢰·HIRF 방호는 접지·본딩과 같이 설계한다.
• 고출력 전자기(5.7). HIRF·HPM·EMP의 결합과 차폐는 5.7이 다룬다.
• 운용 한계(1.32·18.6). 낙뢰가 예상되는 날씨의 운용 중단은 운용 한계의 일부이다.

8.10.15 함정과 한계

미해결 문제. 소형 UAS의 GNSS·자력계에 대한 방출 한계와 시험 방법을 정한 공개 규격, 복합재 소형 기체의 HIRF 차폐 감쇠의 일반적 값, UAS의 낙뢰 노출 확률과 보호 수준, SC-VTOL의 HIRF·낙뢰 조항의 구체 값은 이 장의 자료로 답할 수 없다 (확인 필요).

8.10.16 체크포인트·연구 질문

체크포인트:

1. 항공기 외부 설치의 RE102 한계가 30~100 MHz에서 FCC B급(3 m)을 1 m로 환산한 값보다 몇 dB 엄격한지 구하라.
2. GPS L1 C/A 최소 신호의 등가 전계와 RE102 외부 한계(47.9 dBµV/m)의 차, 그리고 한계 수준의 방출이 1 m에서 만드는 간섭 대 잡음비를 계산하라.
3. 24 kHz, 듀티 0.5, 첨두 7 A의 입력 전류 기본파가 5 µH LISN에 만드는 전압과 CE102 한계의 차를 구하고, 100 µF 커패시터의 효과를 설명하라.
4. 환경 I의 3 GHz 첨두 3,000 V/m와 장비 시험 수준 1의 150 V/m가 가정하는 항공기 차폐를 dB로 구하라.
5. LCL A 계통에서 ETDL의 여유가 충분하다고 보는 기준과, 표시 계통과 제어 계통의 차이를 설명하라.
6. CS118의 8 kV 접촉 방전의 에너지와 $V/R$을 구하라.

연구 질문(25.7에 모은다):

• 소형 UAS의 GNSS 대역 방출 한계를 실측으로 정할 때 필요한 시험 방법은 무엇인가.
• 복합재 소형 기체의 HIRF 전달 함수를 기체 시험 없이 해석으로 얻을 수 있는가.
• UAS의 낙뢰 노출 확률과 보호 수준의 관계는 무엇인가.
• 다중화 채널의 HIRF·낙뢰 공통 원인을 시험으로 어떻게 입증할 것인가.

1차 출처(이 장):

• U.S. Department of Defense, MIL-STD-461G, Requirements for the Control of Electromagnetic Interference Characteristics of Subsystems and Equipment (2015-12-11) — 표 IV·V·VI·VII·VIII·XI와 5.1~5.22절 일부, 그림 CE102-1·RE102-3·CS115-1·CS116-2 확인. 공개 배포 문서(배포 성명 A)이며 EverySpec 사본으로 읽었다 (공식 DLA 사본과 대조하지 못함).
• FAA, AC 20-158B (2024-05-20), AC 20-136C (2026-05-15), AC 21-16G (2011-06-22) — 원문을 읽고 HCL·LCL, 환경, ETDL·ATL, 마진을 확인. faa.gov 무료 공개.
• 14 CFR Part 25 Appendix L (eCFR) — 환경 I·II와 장비 시험 수준.
• 47 CFR 15.109 (eCFR) — 방사 방출 한계.
• RTCA DO-160G, MIL-STD-461 부속서, MIL-STD-464, SAE ARP5412·5416·5583A, EASA의 해당 조항, IEC 61000 — 읽지 못함 (확인 필요).

다음 장: 8.11 — 사이버보안 I: 감항 보안 — DO-326A/356A·ED-202A/203A. 이 장이 물리적 전자기 환경에서 기능이 유지되는 증거를 다루었다면, 8.11은 의도적인 공격에서 감항성이 유지되는 증거를 본다.