제1부 비행체 기술 기반
1.30 비상 회수·낙하산·충돌 에너지: 사람 위 비행의 안전 공학
1.30.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자
1.1~1.17은 기체가 제대로 날 때의 물리를 세웠다. 이 장은 기체가 제어를 잃고 떨어질 때 그 피해를 어떻게 줄이는가를 다룬다. 사람 위를 날려면 "고장 나지 않게 만든다"만으로는 부족하고 "고장 나도 사람이 크게 다치지 않게 만든다"를 보여야 하기 때문이다. 제어 불능을 알아채고 비행을 끝내는 논리(트리거·비행 종료 시스템)는 2.6, 구조가 충돌을 견디는 법은 1.27, 지상에서 사람이 맞을 확률을 계산하는 방법은 8.6이 맡는다.
배우는 것:
- 충돌 에너지 — $E=\tfrac12 mv^2$, 등가 낙하 높이, 규정이 사용하는 에너지 값(미국 Part 107 Category 2·3, EU C1, SORA)과 "기체의 총 운동에너지는 사람에게 전달되는 에너지와 다르다"는 구분.
- 피해를 줄이는 네 갈래 — 질량·속도·전달률·접촉 확률. 낙하산·에어백·가드·연성 구조·통제 하강이 각각 어느 갈래를 맡는가.
- 낙하산 설계 계산 — 강하 속도·면적·접지 에너지($E\propto m^2/D^2$), 개방 충격, 최소 회수 고도(지연과 채움 거리), 바람 속 표류.
- 유인 AAM의 기체 낙하산 — 규모가 커질 때의 문제와 EASA SC-VTOL의 "마지막 방어선이며 감항 논증에서 크레딧을 받지 못한다"는 원칙.
- 실패 모드와 실제 사례 — 낙하산이 달려 있어도 사람 위가 안전하지 않을 수 있는 이유(스위스 사고조사위원회가 조사한 사례).
선수 지식: 운동에너지와 종단속도 정도의 고교 역학이면 된다. 낙하산 면적과 강하 속도의 기본식은 1.10.5, 멀티콥터가 동력을 잃었을 때의 거동은 1.1.7.4와 1.7.5, 표준대기 밀도는 1.1.3을 본다.
특히 중요한 독자: 인증·안전 담당자는 1.30.3(에너지 임계)과 1.30.6·1.30.7(낙하산의 크레딧과 실패 모드)을 본다. 정책·법무 담당자는 1.30.3.2의 비교표와 1.30.12를 읽으면 사람 위 운용 요건이 왜 서로 다른 숫자를 사용하는지 알 수 있다. 엔지니어는 1.30.5와 워크스루(1.30.8)의 식과 가정을 따라간다. 사업 담당자는 1.30.9와 1.30.10으로 "낙하산을 다는 값"이 무엇을 사는지 가늠한다.
기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월을 기준으로 작성하며 지식은 2026년 중반까지다. 미국 14 CFR Part 107 Subpart D의 조문(eCFR)과 관보 해설(86 FR 4314), EASA의 SC-VTOL 이행수단 문서(MOC-2 SC-VTOL Issue 3), 스위스 사고조사위원회(STSB) 최종 보고서는 원문을 직접 읽어 확인했다. EU 규정 2019/945의 C1 수치는 EUR-Lex 원문을 읽지 못하고 EASA 쉬운 접근 규칙 요약과 영국 보존판 문구로 대조했다. 한국의 사람 위 비행 규정과 SORA 2.5의 표는 읽지 못해
(확인 필요)로 남겼다. 워크스루의 기체(4 kg 멀티콥터)와 낙하산은 원리를 보이기 위한 가상 값이며 제품 제원이 아니다. 제조사 수치는(공개 주장치)로 표시했다.
1.30.2 개념·직관 — 떨어질 때를 설계한다
사람 위 비행의 위험은 세 인자의 곱으로 읽는다. 제어 불능이 일어날 확률, 떨어진 기체가 사람에게 닿을 확률, 닿았을 때의 피해 심각도다. 정상 비행의 안전 설계(다중화·FDIR)는 첫 인자를 줄인다(2.5). 이 장은 뒤의 두 인자를 줄이는 수단이다. 피해 심각도는 대부분 에너지로 환산해 다루고, 접촉 확률은 경로·시간·구역으로 다룬다.
핵심 결론은 이렇다. 같은 고장이라도 접지 속도를 반으로 줄이면 에너지는 4분의 1이 된다. 낙하산이 사람 위 비행의 대표 수단이 된 이유다. 그러나 낙하산은 만능이 아니다. 펴지는 데 고도가 필요하고, 줄과 부착점이 끊기면 없는 것과 같으며, 바람에 실려 사람 위로 갈 수도 있다. 고정익은 활공으로, 헬리콥터는 자동회전으로 내려오지만 멀티콥터는 동력을 잃으면 둘 다 어렵다(1.1.7.4). 그래서 이 장의 수단은 멀티콥터와 결합형 하이브리드 VTOL의 호버 구간에서 가장 절실하다.
세 축에서 문제의 모양이 다르다.
- 군용 드론. 대부분 인구 희박 지역이나 시험장 구역에서 운용하므로 에너지 임계보다 구역 통제와 군 체계안전(8.5)이 지배한다. 낙하산은 기체를 되살리는 회수 수단으로 더 흔하다(1.10). 시험장의 공공 안전 위험 기준이 민간 에너지 임계의 뿌리이기도 하다(1.30.3.3).
- 민간 UAS. 사람 위·군중 위 운용을 허가받는 열쇠가 에너지 임계와 낙하산이다(14.18). 배송·점검처럼 도심을 지나는 임무일수록 중요하다(14.2).
- AAM. 승객과 지상 제3자를 함께 보호해야 한다. 기체 낙하산은 있어도 감항 논증의 크레딧을 받지 못하는 마지막 방어선이고(1.30.6), 승객 보호는 객실 내추락성이 맡는다(15.7).
아래 그림은 이 장의 위치를 보인다. 가운데 사건 하나를 두고 왼쪽 방어선은 발생 확률을, 오른쪽(아래) 방어선은 발생 뒤 피해를 줄인다.
1.30.3 충돌 에너지와 부상 — 규정이 사용하는 에너지 값
1.30.3.1 운동에너지와 등가 낙하 높이
결론부터: 사람이 다치는 정도는 기체가 가진 운동에너지로 어림하고, 그 에너지는 "같은 질량을 몇 미터 높이에서 떨어뜨린 것과 같은가"로 직관을 얻는다.
$$E=\tfrac12 m v^2,\qquad h_{\mathrm{eq}}=\frac{E}{mg}=\frac{v^2}{2g}$$
낙하산 없이 떨어지는 기체의 속도는 종단속도에 가까워진다. 항력 면적 $C_D S_b$(몸체 항력계수 곱 투영 면적)를 가진 기체의 종단속도는 다음이다.
$$v_t=\sqrt{\frac{2mg}{\rho\,C_D S_b}}$$
4 kg 멀티콥터가 동력을 잃고 뒤집혀 떨어질 때 $C_D S_b=0.08$ m²(가정)이면 $v_t=28.3$ m/s이고 에너지는 약 1.6 kJ이다. 높이 30 m에서 떨어지면 20.4 m/s·834 J, 50 m에서는 23.8 m/s·1,131 J로 이미 종단속도에 가깝다(해면 표준대기, 파이썬으로 항력을 넣어 적분). 항력 면적이 0.05~0.12 m²로 달라지면 종단속도는 36~23 m/s로 달라진다. 떨어지는 기체의 에너지는 몸체 항력 면적을 어떻게 가정하느냐에 크게 좌우되므로 시험으로 확인한다.
규정이 사용하는 값은 이 에너지보다 훨씬 작다. 4 kg 기체로 환산하면 다음과 같다.
| 에너지 값 | 같은 4 kg의 속도 | 등가 낙하 높이 | 낙하산 지름(항력계수 0.75) |
|---|---|---|---|
| 11 ft·lbf = 14.9 J | 2.73 m/s | 0.38 m | 3.82 m |
| 25 ft·lbf = 33.9 J | 4.12 m/s | 0.86 m | 2.53 m |
| 80 J | 6.32 m/s | 2.04 m | 1.65 m |
읽는 법: 허용 문턱은 "사람 키보다 낮은 높이에서 떨어뜨린 4 kg 물체"의 에너지다. 4 kg 기체가 이 값에 닿으려면 사실상 낙하산으로 천천히 내려와야 한다(1 ft·lbf = 1.3558 J).
1.30.3.2 규정이 사용하는 에너지 값
| 체계 | 값 | 무엇의 한계인가 | 확인 |
|---|---|---|---|
| 미국 14 CFR 107.110 Category 1 | 이륙 시 0.55 lb(약 250 g) 이하, 피부를 찢는 노출 회전부 없음 | 가벼운 기체 | eCFR |
| 107.120 Category 2 | 강체의 11 ft·lbf 에너지 전달이 일으킬 부상 이상의 부상을 일으키지 않을 것, 노출 회전부·안전 결함 없음 | 사람 위 비행 자격(기체) | eCFR |
| 107.130 Category 3 | 같은 기준을 25 ft·lbf로 | 기체(운용은 107.125가 제한) | eCFR |
| 107.140 Category 4 | 감항증명(Part 21) | 기체 | eCFR |
| EU 2019/945 클래스 C1 | 이륙 중량 900 g 미만 또는 종단속도 충돌 시 머리에 전달되는 에너지 80 J 미만, 수평 최대 속도 19 m/s | 개방 범주 기체 | 2차 대조 |
| JARUS SORA 2.0 내재 지상 위험 | 특성 치수 1·3·8 m에 연결된 전형 운동에너지 구간(약 700 J·34 kJ·1,084 kJ) | 위험 등급 산정 | 2차 출처 (확인 필요) |
미국 Category 2·3은 FAA가 인정한 적합성 입증 수단과 적합성 선언을 요구한다. Category 3은 군중(open-air assemblies) 위 비행이 금지되고, 사람 위는 폐쇄·제한 접근 구역이거나 지속 비행을 하지 않는 경우로 제한된다(107.125). Category 2는 Part 89의 Remote ID 요건(89.110·89.115)을 충족해야 군중 위 지속 비행이 가능하다(107.115). 이 규칙은 2021년 1월 15일 관보에 게재됐다(86 FR 4314).
SORA 2.0은 충돌 영향 저감(M2)에 낙하산을 인정한다. 스위스 연방민간항공국은 답신에서 SORA의 기본 가정이 "사람에 대한 직접 충돌은 치명적"이며 신청자가 더 낮은 치사성을 주장할 수 있다고 설명하고, M2 중간 강건성의 이행수단으로 EASA의 MOC Light-UAS.2512-01(2023년 7월 6일, Issue 1)을 사용한다고 밝혔다. SORA 2.5의 표는 읽지 못했다 (확인 필요). 상세는 17.17·17.11이다.
숫자를 같은 줄에 놓고 비교하지 않는다. 11·25 ft·lbf는 "강체가 전달한 에너지가 일으킬 부상 심각도"이고, 80 J은 "머리에 전달되는 에너지"이며, SORA 구간은 "위험 등급을 매기는 표"다. 같은 J이라도 정의가 다르다.
1.30.3.3 총 에너지와 전달 에너지는 다르다
FAA는 에너지 값의 뿌리를 시험장 공공 안전 기준에서 가져왔다. 관보 해설에 따르면 11·25 ft·lbf는 Range Commanders Council(RCC)의 『Common Risk Criteria Standards for National Test Ranges』 연구에 기대고 있다. 이 기준은 비활성 파편이 운동에너지 전부를 사람에게 전달한다고 가정한다. 그런데 소형 무인기는 부서지고 휘며 에너지를 나눠 흡수하므로 그렇게 부딪히지 않는다는 FAA 무인기 공동연구센터(ASSURE)의 시험 결과가 있다. 그래서 FAA는 에너지 한계가 아니라 강체가 그 에너지를 전달했을 때 생기는 부상 심각도를 한계로 정했다.
관보 해설의 예가 격차를 보여 준다. DJI Phantom 3가 머리 부상 지표(HIC15)에서 11 ft·lbf 강체와 같은 수준을 내려면 충돌 직전 운동에너지가 약 130 ft·lbf(약 176 J)여야 하고, 25 ft·lbf 상당에는 약 220 ft·lbf(약 298 J)여야 한다. 기체의 총 에너지가 규정 값의 9~12배여도 전달되는 에너지는 한계 안일 수 있다는 뜻이다. NPRM은 사상자(casualty)를 AIS 3(중상)으로 정의했으나 최종 규칙은 규정에서 AIS 참조를 뺐다.
이 장의 계산은 총 운동에너지를 사용한다. 전달률을 모르면 총 에너지가 보수적 상한이기 때문이다. 전달 에너지를 따지려면 시험이 필요하며, 그 방법이 ASTM F3389/F3389M-21(머리·목의 둔기 외상 가능성을 평가하는 충돌 시험법)이다. 열상과 배터리 화재는 이 시험 밖이라 따로 평가한다. 반대편 비판도 있다. 스위스 사고조사위원회(STSB)는 80 J이 제1차 세계대전 시기 군사 상처탄도 연구에 뿌리를 둔 값이라고 보고서에 적었고, 스위스 연방민간항공국은 이 값이 총탄 같은 관통 부상 연구에서 나와 무인기 충돌 평가에는 적합하지 않다고 답했다. 임계값 자체의 과학적 근거는 아직 논쟁 중이다.
1.30.4 피해를 줄이는 네 갈래와 회수 수단
위험을 줄이는 길은 $E=\tfrac12 mv^2$의 항과 접촉 확률에 하나씩 대응한다.
- ① 질량. 기체를 가볍게 만든다. 250 g 이하가 대부분의 규제에서 별도로 취급되는 이유다. 그러나 탑재체가 질량을 정한다.
- ② 속도. 접지 속도를 낮춘다(낙하산·활공·자동회전). 에너지가 속도의 제곱이라 가장 효과적이다.
- ③ 전달률. 접지 에너지가 사람에게 덜 전달되게 한다(에어백·연성 외피·부서지는 구조·프로펠러 가드).
- ④ 접촉 확률. 떨어져도 사람이 없는 곳으로 가게 한다(통제 하강 경로, 비행 종료 구역, 운용 시간대, 경고음).
| 수단 | 갈래 | 원리 | 대가·한계 |
|---|---|---|---|
| 낙하산 | ② | 항력 면적을 키워 강하 속도를 낮춘다 | 펴는 데 고도·시간이 든다, 줄·부착점이 약한 고리, 표류, 질량 |
| 에어백 | ③ | 접촉 순간 감속 거리를 늘린다(낙하산과 짝, 1.10.4) | 전개 장치, 질량, 바람에 구른다 |
| 프로펠러 가드·덕트 | ③ | 회전부 접촉(열상)을 막는다 | 무게·항력 증가, 효율 저하(1.3) |
| 연성·파쇄 구조 | ③ | 기체가 부서지며 에너지를 흡수한다 | 구조 강도와 상충(1.27) |
| 모터 정지 | ③ | 접촉 순간 회전을 멈춘다 | 감지 논리 필요 |
| 활공·자동회전 | ② | 날개나 로터로 속도를 낮춘다 | 형상 의존(1.1.7.4) |
| 통제 하강·비행 종료 구역 | ④ | 사람 없는 곳으로 내려보낸다 | 제어가 살아 있어야 한다(2.6) |
| 경고음 | ④ | 아래 사람에게 알린다 | 들리지 않을 수 있다(1.30.7) |
통제 하강은 제어 능력이 남은 고장에, 낙하산은 제어를 전혀 못 사용하는 고장에 사용한다. 둘을 섞어 사용하는 논리가 비행 종료 시스템이다. 낙하산을 펴면서 모터를 멈추는 것은 회전하는 로터가 줄을 감거나 자르지 못하게 하려는 설계 관행이다(1.30.7, 논리는 2.6).
프로펠러 가드·케이지가 사람과의 접촉에서 무엇을 막고 무엇을 대가로 치르는지(호버 동력·체공)는 7.16.6이 다룬다.
1.30.5 낙하산 설계 계산
1.30.5.1 강하 속도·면적·접지 에너지
결론부터: 접지 에너지는 질량의 제곱에 비례하고 낙하산 지름의 제곱에 반비례한다. 기체가 두 배 무거워지면 같은 에너지를 유지하려고 지름을 두 배로 키워야 한다.
정상 강하에서 항력이 무게와 같으므로 강하 속도와 에너지는 다음이다. 면적과 속도의 관계는 1.10.5가 이미 세웠고, 여기서는 에너지로 바꿔 사용한다.
$$v_s=\sqrt{\frac{2mg}{\rho\,C_{D,p}\,S}},\qquad S=\frac{\pi D^2}{4},\qquad E=\tfrac12 m v_s^2=\frac{4\,m^2 g}{\pi\,\rho\,C_{D,p}\,D^2}$$
| 기호 | 뜻 |
|---|---|
| $m$ | 낙하산 시스템을 포함한 기체 질량 |
| $\rho$ | 공기 밀도(해면 1.225 kg/m³) |
| $C_{D,p}$ | 낙하산 항력계수(평판 원형 약 0.75로 가정, 형식마다 다르다) |
| $D$ | 캐노피 기준 지름(펼친 면적을 원으로 환산) |
4 kg 기체의 지름별 값은 다음이다.
| 지름 $D$ [m] | 1.5 | 2.0 | 2.6 | 3.0 | 3.8 |
|---|---|---|---|---|---|
| 강하 속도 [m/s] | 6.95 | 5.21 | 4.01 | 3.48 | 2.74 |
| 접지 에너지 [J] | 96.7 | 54.4 | 32.2 | 24.2 | 15.1 |
밀도가 낮으면 같은 낙하산이 빨리 내려온다. 해발 3,000 m(밀도 0.909 kg/m³, 1.1.3)에서는 강하 속도가 16 % 늘고 에너지는 35 % 늘어난다. 지름 2.6 m 낙하산은 4.01 m/s·32.2 J에서 4.66 m/s·43.3 J이 된다. 그래서 같은 낙하산도 고지·고온에서는 에너지 임계를 넘길 수 있다(1.32).
1.30.5.2 개방 충격
낙하산이 펴질 때 줄과 부착점에 걸리는 최대 힘이 개방 충격이다. 낙하산 설계 편람(Knacke)은 다음 꼴로 나타낸다.
$$F_{\max}=C_x\,X_1\,(C_D S)_p\,q_0,\qquad q_0=\tfrac12\rho v_0^2$$
$v_0$는 전개 순간의 대기속도, $C_x$는 개방 과도 하중 계수, $X_1$은 질량이 유한해서 생기는 감소 계수다. 두 계수는 낙하산 형식과 질량비로 정해지고 값은 편람의 도표를 봐야 한다 (확인 필요). 계수를 1로 둔 순간 개방 상한만 해도 방향은 분명하다. 하중은 전개 속도의 제곱으로 늘어난다.
지름 2.6 m·4 kg 기체의 순간 개방 상한은 전개 속도 10·15·20·25 m/s에서 각각 244 N(6.2 g)·549 N(14.0 g)·976 N(24.9 g)·1,524 N(38.8 g)이다.
현실의 개방은 순간이 아니다. 캐노피가 공기를 채우는 데 거리가 필요해서(다음 절), 같은 기체를 채움 거리 모형으로 계산하면 피크가 훨씬 낮게 나온다. 수평 15 m/s에서 전개할 때 약 1.5 g이다(가정한 채움 법칙에 의존). 상한과 모형이 한 자릿수 차이이므로 설계 하중은 계산이 아니라 최대 전개 속도의 낙하 시험으로 정한다. EASA의 이행수단 문서도 최대 속도($v_{NE}$)에서의 전개 시험(낙하 시험 또는 비행 시험)과 부착부의 정적 강도 시험, 직물 현수 부품의 파단 안전계수 2 이상을 요구한다(1.30.6). 줄이 걸리는 부착점은 날카로운 모서리 없이 상한 하중 이상으로 설계해야 한다(1.30.7의 사례).
1.30.5.3 전개 최소 고도
낙하산이 일을 하려면 먼저 고도가 있어야 한다. 고장 난 순간부터 소요 시간은 두 토막이다.
- 지연 $t_d$ — 고장 검출·판단·명령·낙하산 사출 시작까지. 이 동안 기체는 몸체 항력만 받으며 가속한다. 항력을 무시하면 $\tfrac12 g t_d^2$만큼, 곧 0.5 s에 1.2 m, 1 s에 4.9 m, 2 s에 19.6 m, 3 s에 44.1 m 떨어진다.
- 채움 — 캐노피가 공기를 채우는 거리. 대략 지름의 $n$배($n\approx 8$, 형식과 속도에 따라 다르다
(가정))를 공기에 대해 움직여야 완전히 펴진다. 느리게 떨어지는 호버 고장에서는 채움 시간이 길다($t_f\approx nD/v$).
이 두 토막을 모형으로 풀면 접지 속도를 고장 고도의 함수로 얻는다.
그림에서 곡선이 강하 속도(4.0 m/s) 부근으로 내려앉는 고도가 최소 회수 고도다. 낙하산이 펴지는 동안 기체가 가장 빠르게 낙하하므로 곡선은 오히려 낮은 고도에서 한 번 부풀어 올랐다가 내려앉는다. 정의를 "접지 속도가 강하 속도의 1.15배 이하"로 하면 4 kg·지름 2.6 m 기체의 최소 회수 고도는 다음이다.
| 채움 상수 $n$ | 지연 0.3 s | 0.5 s | 1.0 s | 2.0 s |
|---|---|---|---|---|
| 4 | 11 m | 12 m | 15 m | 29 m |
| 8 | 20 m | 20 m | 24 m | 37 m |
| 12 | 28 m | 29 m | 33 m | 46 m |
최소 고도를 낮추는 데는 낙하산을 키우는 것보다 지연을 줄이는 것이 효과적이다. 지름을 2.0 m에서 2.6 m로 키우면 지연 0.5 s 기준 18 m에서 20 m로 오히려 오르고(채움 거리가 늘기 때문이다), 지연을 2.0 s에서 0.5 s로 줄이면 37 m에서 20 m로 내려간다. 이 표는 정성적 모형이므로 실기 시험이 필요하다. 그래도 호버 고장에서 20~40 m 이하의 고도에서는 이 크기의 낙하산이 일을 못한다는 결론은 모형 가정에 덜 민감하다. 이착륙·저고도 운용 구간은 낙하산이 아니라 다른 수단(통제 하강·가드·낮은 에너지 설계)으로 보호해야 한다.
1.30.5.4 표류와 낙하산 크기의 대립
낙하산을 키우면 에너지는 줄지만 하강 시간이 길어져 바람에 더 멀리 실려 간다. 하강 구간 고도 $h$, 바람 $w$일 때 수평 이동은 다음이다.
$$x_{\mathrm{drift}}=\frac{w\,h}{v_s}$$
에너지는 $v_s^2$, 표류는 $1/v_s$에 비례하므로 두 목표가 서로 반대로 당긴다. 지름 2.6 m(강하 속도 4.01 m/s)에서 하강 구간 50 m, 바람 5 m/s이면 12.5 s 동안 약 62 m를 간다. 사람 위 운용의 구역 설계는 이 표류를 포함해야 한다.
| 하강 구간 고도 | 바람 3 m/s | 5 m/s | 10 m/s |
|---|---|---|---|
| 30 m (7.5 s) | 22 m | 37 m | 75 m |
| 50 m (12.5 s) | 37 m | 62 m | 125 m |
| 80 m (19.9 s) | 60 m | 100 m | 199 m |
1.30.6 유인 AAM의 기체 낙하산 — 개념과 한계
사람이 타는 기체에 낙하산을 다는 발상은 경량 유인기에서 먼저 실현됐다. EASA 문서가 표로 든 사례에는 Cirrus SR-20에 탄도 회수 시스템을 설치하는 FAA 특별조건(1997년 11월, 23-ACE-88)과 Cirrus SF50의 특별조건(2016년 8월, 23-16-01-SC)이 있다. Cirrus는 CAPS의 시연 손실 고도를 수평 비행에서 400 ft, 1.5회전 스핀에서 920 ft, 개방 뒤 하강률을 약 1,700 ft/min로 공개했다 (공개 주장치, 제조사 홍보 자료). 이 값은 시연된 손실 고도이지 최소 전개 고도가 아니다.
규모를 키우면 문제도 커진다. 가상의 1,800 kg 유인 기체를 강하 속도 8 m/s로 내리려면 지름 27.7 m·면적 601 m²의 캐노피가 필요하고 접지 에너지는 57.6 kJ(3.3 m 높이에서 떨어뜨린 것과 같다)이다. 6 m/s는 지름 36.9 m, 10 m/s는 22.1 m에 90 kJ이다. 큰 낙하산은 채움 거리가 길고 개방 하중이 크다. 그래서 단계적으로 펴는 방식이나 다중 캐노피를 사용한다 (설계 일반, 확인 필요). 승객은 객실·좌석이 접지 에너지를 흡수하도록 설계해서 보호한다(15.7).
EASA는 SC-VTOL의 이행수단 문서(MOC-2 SC-VTOL, Issue 3, 2022년 12월 22일)의 MOC VTOL.2510(a)로 항공기 낙하산 구조 시스템(APRS)을 다룬다. 핵심은 세 가지다.
- 마지막 수단이며 크레딧이 없다. APRS는 이미 치명적 고장 확률 목표를 낙하산 없이 맞춘 설계에서 마지막 방어선으로 허용된다. 안전 논증의 완화·최소 장비·다른 요건 편차의 보상으로 사용할 수 없다.
- 입증 수단. ASTM F3408/F3408M-20(항공기 비상 낙하산 회수 시스템 규격)과 보완 요건이다. 시험 범위(최대 속도·선회 중·호버 중 전개, 최대 강하 속도·고도, 고온·저온 지상 전개, 부착부 정적 강도)에 따라 별 1~4개의 능력 등급을 매긴다.
- 오작동. 불시 전개는 운용 단계에 따라 치명적일 수 있다고 못 박고 무장 상태의 식별과 오작동 안전성 평가를 요구한다. 수동 손잡이의 힘은 10~20 daN이다. 적용은 Basic과 Enhanced 범주이고 질량 한도는 이 판에서 3,175 kg이다(이후 판의 변경은
(확인 필요)).
견해: 이 원칙은 합리적이라고 본다. 낙하산은 결과를 줄일 뿐 고장 확률 요구를 면제하지 않는다. 근거는 두 가지다. 첫째, 낙하산이 가장 약한 구간은 이착륙·천이의 저고도이고 eVTOL의 위험 구간이 정확히 여기다. 둘째, 낙하산 시스템도 센서·논리·화약 장치를 가진 새 고장원이라서 크레딧을 주면 그 신뢰도를 다시 증명해야 하는 순환이 생긴다. 다만 개발사에게는 "무게와 비용은 드는데 인증 점수는 없다"는 부담이다. 이 쟁점은 17.14에서 이어진다.
1.30.7 실패 모드와 사례
| 실패 모드 | 메커니즘 | 방지·확인 |
|---|---|---|
| 검출·전개 지연 | 센서 합의·논리 시간이 길다 | 지연 버짓, 고도별 전개 시험(1.30.5.3) |
| 최소 고도 미만 | 이착륙·저고도에서 채움 전에 접지 | 운용 한계, 다른 수단(가드·낮은 에너지) |
| 줄·부착점 파손 | 날카로운 모서리·피로·상한 하중 초과 | 부착점 설계, 줄 다중화, 정적 강도 시험 |
| 얽힘 | 회전하는 로터·다리·줄이 감김 | 전개 전 모터 정지, 줄 꼬임 방지, 컨테이너 위치 |
| 개방 과속 | 설계 전개 속도 초과로 캐노피·구조 파손 | 전개 속도 한계, 최대 속도 전개 시험 |
| 불시 전개 | 오작동 신호·진동·정비 중 | 무장 상태 표시, 오작동 안전성 평가 |
| 접지 뒤 위험 | 배터리 화재, 줄이 사람·차량에 걸림 | 후속 대응(15.11), 경고 표시 |
| 표류 | 바람에 실려 사람 위로 | 구역에 표류를 포함(1.30.5.4) |
사례 — 낙하산이 열렸는데 감속하지 못한 사고. 스위스 사고조사위원회(STSB)는 2019년 5월 9일 취리히에서 일어난 Matternet M2 V9(등록 SUI-9903)의 사고를 조사해 최종 보고서(제2390호)를 냈다. 공개된 사실은 다음과 같다.
- 병원 검체를 나르는 임무의 귀환 비행에서 이륙 약 1분 뒤 진동이 늘며 관성측정장치(IMU) 값이 서로 어긋났고, 비행 종료 시스템(FTS)이 자동으로 작동해 모터를 멈추고 낙하산을 사출했다.
- 낙하산이 펴지며 연결 줄이 기체 쪽 부착점(추진 붐의 날카로운 모서리)에서 끊겼다. 기체는 감속 없이 약 100 m 상공에서 숲 바닥에 떨어졌다. 근처에서 아이들이 놀고 있었으나 다친 사람은 없었다.
- 제조사의 공개 주장은 낙하산 강하 속도 3~5 m/s, 최대 하중의 접지 에너지 156 J 이하였다. STSB의 순수 운동에너지 계산은 13.2 kg·5 m/s에서 165 J, 탑재 없는 11.2 kg(4.6 m/s)에서 약 118 J로 둘 다 80 J을 넘는다. STSB는 FAA의 낮은 한도(11·25 ft·lbf)에 비추어 낙하산이 작동해도 제3자에게 상당한 위험이라고 평가했다(그 한도는 전달 에너지 기준이다, 1.30.3.3).
- 낙하산 경고음은 근처 사람에게 들리지 않았다. 이후 조치로 부착점 개선(날카로운 모서리 제거·스테인리스 덮개), 줄 다중화, ASTM F3322-18에 따른 시험, 100 dB 연속 사이렌, 최대 속도 20 m/s에서 16 m/s로 20 % 감소 등이 목록으로 보고됐다(스위스 연방민간항공국 조치).
교훈 셋. 첫째, 낙하산이 달려 있다는 사실과 작동한다는 사실은 다르다. 줄과 부착점 같은 보이지 않는 부품이 사슬의 약한 고리다. 둘째, 에너지 임계는 낙하산이 작동한 상태의 값으로 검증해야 한다. 셋째, 자동 FTS가 작동하면 원격 조종사는 개입할 수 없다. STSB는 낙하산이 작동해도 에너지가 당시 관행이던 80 J을 넘는다는 점을 위험 요인으로 보고 연방민간항공국에 권고(제587호)를 냈다. 사고·사건 데이터의 공백은 8.24·8.25에서 다룬다.
1.30.8 워크스루 — 4 kg 멀티콥터에 낙하산을 단다
가정은 다음과 같다(모두 가상 값, 해면 표준대기).
| 항목 | 값 | 비고 |
|---|---|---|
| 총 질량 $m$ | 4.0 kg | 낙하산 시스템 포함 |
| 몸체 항력 면적 $C_D S_b$ | 0.08 m² | 동력 상실·뒤집힘 가정 |
| 낙하산 항력계수 | 0.75 | 평판 원형 가정 |
| 목표 | 총 운동에너지 34 J 이하 | 25 ft·lbf(33.9 J)를 총 에너지로 보수적으로 적용 |
| 지연 $t_d$ | 0.5 s | 검출 0.3 + 사출 0.2 |
| 채움 상수 $n$ · 바람 | 8 · 5 m/s | 채움 거리 $nD$ · 표류 계산용 |
① 지름. 34 J 이하이려면 속도 4.12 m/s 이하, 지름 2.53 m 이상이다. 여유를 두어 2.6 m로 정하면 강하 속도 4.01 m/s, 접지 에너지 32.2 J(0.82 m 높이에서 떨어뜨린 것과 같다)이다. 80 J 한도만 맞추면 1.65 m로 충분하고, 11 ft·lbf(14.9 J)에는 3.82 m가 필요하다.
② 고지 보정·낙하산이 없다면. 해발 3,000 m에서는 4.66 m/s·43.3 J로 목표를 넘긴다(고지 운용 한계를 두거나 지름을 키운다, 1.32). 낙하산 없이 30 m에서 떨어지면 834 J, 50 m에서는 1,131 J이므로 낙하산이 에너지를 25~35분의 1로 줄인다.
③ 최소 회수 고도. 지연 0.5 s·$n=8$이면 약 20 m, $n$이 4~12로 흔들리면 12~29 m다. 지연이 2 s로 늘면 29~46 m가 된다. 호버 운용의 하한 고도를 약 30 m 이상으로 두고 시험으로 확정하는 식으로 작성한다.
④ 개방 충격. 수평 15 m/s에서 전개하면 순간 개방 상한이 549 N(14 g), 채움 거리 모형은 약 1.5 g이다. 부착점은 상한에 안전계수를 곱해 설계하고 전개 속도 한계를 15 m/s 이하로 두는 방법을 검토한다.
⑤ 표류. 하강 구간 50 m, 바람 5 m/s이면 12.5 s에 62 m를 간다. 사람 위 구역은 이 표류를 포함한다.
결론: 지름 2.6 m 낙하산으로 호버 고장 시 약 30 m 이상에서 총 에너지를 약 32 J로 줄일 수 있다. 낙하산과 전개 장치의 질량은 총 질량에 포함했으므로 질량이 늘면 $E\propto m^2$로 다시 계산해야 한다.
1.30.9 설계 트레이드오프 — 무엇으로 보호할 것인가
세 가지 접근이 있다.
① 낙하산 중심. 제어를 전혀 못 사용하는 고장에도 에너지를 크게 줄인다. 대가는 질량·부피·비용, 최소 고도, 정비(재포장 주기)와 줄·부착점의 신뢰성 부담이다. 호버 중심 멀티콥터에 맞다.
② 접촉 순간 대응 중심(에어백·가드·연성 구조·모터 정지). 저고도에서도 작동하고 전개 지연이 없다. 대가는 총 에너지를 못 줄여서 큰 기체에는 한계가 있고 구조·공력과 상충한다. 가벼운 기체와 저고도 운용에 맞다.
③ 고장 허용·통제 하강 중심. 로터 상실 후에도 제어를 유지해(1.7.5) 사람 없는 곳으로 내려보낸다. 대가는 추력 여유와 추진기 다중화의 질량·복잡도, 모든 고장을 포괄하지는 못한다. 큰 기체와 유인 AAM에 맞다.
견해: 사람 위 운용을 목표로 하는 소형 멀티콥터는 ①과 ②를 함께 두고 ③으로 사건 확률을 낮추는 편이 낫다고 본다. 근거는 둘이다. 첫째, 낙하산은 저고도에서 일하지 못하고 접촉 순간 대응은 큰 에너지를 못 막아서 서로의 사각을 보완한다. 둘째, STSB 사례처럼 낙하산이 실패해도 가드·연성 구조가 마지막 완충이 되어 준다. 단 사업 쪽에서는 질량 증가가 탑재량과 항속을 깎는다는 비용이 있고, 이 비용을 고객이 낼지는 시장이 정한다(14.2).
1.30.10 세 축 비교
| 항목 | 군용 드론 | 민간 UAS | AAM |
|---|---|---|---|
| 에너지·피해 관리의 중심 | 구역 통제·군 체계안전(8.5), 소모성은 임계 대상 아님 | 에너지 임계와 낙하산이 사람 위 운용의 열쇠 | 객실 내추락성과 지상 제3자 보호의 이중 부담 |
| 낙하산의 용도 | 기체 회수(1.10), 시험장 안전 | 사람 위·도심 운용의 완화 수단(M2), 배송 | 마지막 방어선, 감항 논증 크레딧 없음 |
| 낙하산이 약한 구간 | 저고도 발진·회수 | 저고도 이착륙, 표류 | 이착륙·천이(1.12·15.6) |
| 규정의 숫자 | 시험장 위험 기준(RCC 계열) | 11·25 ft·lbf, 80 J, SORA | 치명적 고장 확률 목표(8.4)와 별도 |
| 관련 장 | 8.5·10.1 | 14.18·18.3 | 15.7·17.14 |
1.30.11 관련 규격·프로토콜
| 문서 | 발행 | 무엇을 정하나 | 상세 |
|---|---|---|---|
| ASTM F3322-22 Small Unmanned Aircraft System (sUAS) Parachutes | ASTM | sUAS 낙하산의 설계·제작·시험(수동 트리거 병행, 줄 보호, 경고 표시). 활성 개정 F3322-24a (확인 필요) | 20.6 |
| ASTM F3389/F3389M-21 Assessing the Safety of Small Unmanned Aircraft Impacts | ASTM | 머리·목 둔기 외상 가능성 시험법(열상·화재는 별도) | 20.6 |
| ASTM F3408/F3408M-20 Aircraft Emergency Parachute Recovery Systems | ASTM | 유인 항공기 비상 낙하산 회수 시스템 규격 | 17.14 |
| MOC VTOL.2510(a) (MOC-2 SC-VTOL, Issue 3, 2022-12-22) | EASA | APRS의 이행수단, 능력 등급 | 17.14 |
| MOC Light-UAS.2512-01 (Issue 1, 2023-07-06) | EASA | SORA M2 중간 강건성의 이행수단 | 17.17 |
| 14 CFR Part 107 Subpart D | FAA | 사람 위 운용 Category 1~4 | 17.5 |
| 규정 (EU) 2019/945 | EU | UAS 클래스 C0~C6 기체 요건 | 17.11 |
유료 규격의 본문은 옮기지 않았다. 규격의 지형은 9.1, 군 규격은 9.2·9.3, 찾는 법은 0.9에 있다.
1.30.12 관련 규제·인증 요구와의 연결
| 이 장의 기술 | 일으키는 규제·인증 요구 | 상세 |
|---|---|---|
| 에너지 임계 | 미국 Category 2·3의 FAA 인정 입증 수단과 적합성 선언, EU C1의 80 J·900 g | 17.5·17.11 |
| 낙하산·에어백 | SORA M2 완화, 입증은 낙하 시험·ASTM F3322 | 17.17·20.14 |
| 유인 기체 낙하산 | SC-VTOL의 APRS 이행수단(크레딧 없음), 오작동 안전성 평가 | 17.14·8.4 |
| 사람 위 운용 허가 | 운용 구역·표류·경고·비상 절차 | 14.18·18.6 |
| 한국 | 사람 위 비행 제한과 비행 승인, 안전성 인증 | 18.3·18.6 (확인 필요: 조문) |
| 설계 변경·시험비행 | 낙하산 추가는 설계 변경 승인, 전개 시험비행은 특별감항증명·비행 허가 | 20.7·20.8·8.20 |
| 사고 | 낙하산 작동 여부와 부착점 손상 조사 | 8.24·8.25 |
1.30.13 함정과 한계
| 오해 | 실제 | 더 볼 곳 |
|---|---|---|
| "낙하산이 있으면 사람 위에서도 안전하다" | 최소 고도·줄 파손·표류·접지 에너지가 남는다. 임계는 낙하산 작동 상태의 값으로 검증한다 | 1.30.7 |
| "에너지 임계는 기체의 운동에너지다" | 규정마다 정의가 다르다. 11·25 ft·lbf는 부상 심각도, 80 J은 머리 전달 에너지다 | 1.30.3.2 |
| "총 에너지가 한도를 넘으면 불허다" | 전달 에너지가 한도 안일 수 있다. 입증은 시험으로 한다 | 1.30.3.3 |
| "eVTOL은 낙하산이 있으니 단일 고장이 허용된다" | EASA 이행수단은 크레딧을 주지 않는다 | 1.30.6 |
이 장의 한계: 최소 회수 고도와 개방 하중은 정성적 1차원 모형이고 채움 법칙과 지연은 가정이다. 에너지는 총 운동에너지로 비교했으며 실제 부상은 접촉 부위·각도·구조에 따라 달라진다. 미해결: 임계값의 생체역학적 근거(어린이·고령자), 전달 에너지의 표준 시험, 낙하산 신뢰도의 정량 목표, 낙하산 전개 뒤 지상 위험의 통계가 공개 자료로 충분하지 않다.
1.30.14 체크포인트·연구 질문
체크포인트
- 4 kg 기체의 접지 에너지를 14.9 J로 맞추려면 강하 속도와 낙하산 지름은 얼마여야 하는가? 질량이 두 배가 되면 지름은?
- 미국 Category 2·3의 11·25 ft·lbf와 EU C1의 80 J은 각각 무엇의 한계인가? 같은 표에 놓고 비교하면 왜 곤란한가?
- FAA가 에너지 한계 대신 "강체가 전달했을 때의 부상 심각도"를 한계로 정한 이유를 설명하라.
- 전개 속도가 두 배가 되면 개방 하중은 얼마가 되며, 왜 설계 하중을 계산이 아니라 시험으로 정하는가?
- 최소 회수 고도가 지연과 채움 거리로 정해지는 구조를 설명하고, 지연 2 s가 왜 치명적인가?
- STSB 사례에서 감속이 실패한 사슬을 지적하고, 같은 실패를 막는 규격 요건을 말하라.
연구 질문 — 이 장에서 파생되는 열린 주제(25.7에 모은다)
- 전달 에너지의 표준화 — 기체 구조와 접촉 조건에 따른 전달률을 단순 시험으로 일반화할 수 있는가? 어린이·고령자를 포함한 임계를 어떻게 정하는가?
- 낙하산 신뢰도 목표 — 낙하산 전개 성공 확률을 안전 논증에서 어떻게 인정할 것인가? 크레딧 없는 AAM과 크레딧을 받는 SORA M2의 차이를 어떻게 설명하는가?
- 저고도 구간의 공백 — 이착륙·천이의 저고도에서 낙하산이 일하지 못할 때 무엇이 사람을 보호하는가? 낙하산 사건의 공개 데이터는 얼마나 되는가(8.24·8.25)?
1차 출처(이 장)
- 14 CFR Part 107 Subpart D(§§107.105–107.140), eCFR.
- FAA·DOT, "Operation of Small Unmanned Aircraft Systems Over People," Final Rule, Federal Register 86 FR 4314, 2021-01-15.
- EASA, "Means of Compliance with the Special Condition VTOL," MOC-2 SC-VTOL, Issue 3, 2022-12-22 (MOC VTOL.2510(a)).
- Swiss Transportation Safety Investigation Board(STSB), Final Report SUI-9903 (No. 2390)와 Safety Recommendation No. 587(2023-06-06).
- 규정 (EU) 2019/945(EUR-Lex) 및 개정 2020/1058·2024/1108, EASA 쉬운 접근 규칙
(원문 직접 확인 못함). - ASTM F3322, F3389/F3389M, F3408/F3408M(ASTM International). JARUS, SORA Main Body, JAR-DEL-WG6-D.04, Edition 2.0(2019-01-30)·2.5
(2.5 확인 필요). - Knacke, T. W., Parachute Recovery Systems Design Manual, Naval Weapons Center, 1991·1992판
(판 확인 필요). Range Commanders Council, Common Risk Criteria Standards for National Test Ranges(RCC 321 계열)(판 확인 필요). 출처를 찾고 판을 추적하는 방법은 0.9에서 다룬다.
다음 장: 1.31에서 같은 사람 위·도심 운용의 또 다른 제약인 소음을 본다. 로터 소음의 원리, 깃끝 속도의 영향, 데시벨 연산, 심리음향, EU의 음향 파워 레벨 표시 요건, 저감 설계를 다룬다. 이 장의 낙하산이 사람에게 닿는 순간의 안전이라면, 다음 장은 닿지 않아도 사람이 느끼는 불편의 안전이다.