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해병대 마린온 추락사고 원인에 대한 신보현 예비역 공군소장의 심층분석

  작성자: 무기체계연구원 신 보 현
조회: 21996 추천: 1 글자크기
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작성일: 2018-07-31 15:39:40



이 글은 신보현 무기체계연구원장(예비역 공군소장)의 개인 견해로
'유용원의 군사세계' 공식 입장은 아니므로 오해 없으시기 바랍니다.

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순       서


                                                                         □ 사고 개요


                                                                         □ 가능한 사고 추정원인 및 분석


                                                                          ○ 사실
                                                                          ○ 가능한 추정원인 및 사고발생 경과
                                                                          ○ 추정원인별 추정배경 및 논리성 검토
                                                                          ○ 검토 결과 종합


                                                                         □ 사고 추정원인에 대한 이론적 고찰


                                                                         □ 추정원인에 대한 검증 필요사항


                                                                         □ 대책


□ 사고 개요




그림 1 마린온의 함상 사진


2018.7.17.일 16:45분경 포항비행장 활주로에서 정비 후 시험 비행 중이던 해병대 상륙기동헬기 마린온 1대가 Hovering 후 상승 중 지상 약 10m 상공에서 추락해 헬기는 대파되고 화재가 발생하여 조종사 포함 승무원 6명 중 5명이 사망하고 1명이 부상한 사고가 발생했다.
사고 헬기 마린온은 국산 기동헬기 수리온을 육상과 해상, 함정 환경에 적합하도록 보완개발한 상륙작전용 파생형(Derivative)이다. 사고 헬기 마린온은 한국항공우주산업(KAI)이 2013년 개발에 착수하여 시험비행을 거쳐 2016년 1월 개발을 완료한 후 해병대가 2018.1월 인수한 1·2호기 중 2호기이다. 마린온 12호기는 훈련비행과 최종 임무수행능력 평가를 마치고 포항 해병대 1사단 항공대에 배치돼 임무 수행 중에 있었다.


사고 당시 상황
사고 헬기는 2018.7.17.일 16:35분 15초 해군 6전단 활주로에서 Hovering(제자리 비행) 1분 뒤 활주로에서 3.3m 상승하여 5분간 다시 Hovering한 후 16:41분 15초에 비행허가를 받고 고도를 높이던 중 25초에 대략 10m 상공에서 주 로터 4개 중 1개가 떨어져 나간 후 나머지 3개가 동시에 본체에서 이탈하여 동력을 모두 상실한 동체가 곧바로 지상에 추락하였다. 사고 헬기는 지난 6월말부터 기체가 심하게 떨리는 진동 때문에 수차례에 걸쳐 정비를 해왔으며 사고 직전에도 이 문제를 해결하기 위해 정비를 했던 것으로 파악되었으며, 사고 직전까지 기체에 진동현상이 있었다고 한다.




그림 2 마린온의 추락사고 당시 폐쇄회로 영상


● CCTV영상을 느리게 재생하여 프레임단위로 살펴보면 분리직전 전체 로터블레이드가 급격히 아래방향으로 꺾이면서 블레이드 한 개가 동체를 치고 부러진다. 로터가 통째로 분리되는 장면에서도 블레이드가 3개밖에 없는 것이 보인다.(근거: https://namu.wiki/w/포항 해병대 헬기추락 사고)


□ 가능한 사고 추정원인 및 분석
○ 사실


(1) 사고 헬기는 해군 6전단 활주로에서 Hovering(제자리 비행) 1분 뒤 활주로에서 3.3m 상승하여 5분간 다시 Hovering 한 후 16:41분 15초 비행허가를 받고 고도를 높이던 중 25초에 대략 10m 상공에서 주 로터 4개 중 1개가 떨어져 나간 후 나머지 3개가 동시에 본체에서 이탈하고 동체가 곧바로 지상에 추락하였다.


(2) 사고 헬기는 수리온을 육상과 해상, 함정 환경에 적합하도록 보완개발한 상륙작전용 파생형(Derivative)이다.


(3) 사고 헬기는 최종 임무수행능력 평가를 마치고 포항 해병대 1사단 항공대에 배치돼 임무 수행 중에 있었다.


(4) 사고 헬기는 지난 6월말부터 기체가 심하게 떨리는 진동 때문에 수차례에 걸쳐 한국항공 책임하에 전문 정비업체(SAM)의 정비요원들에 의해 정비를 해왔으며 사고 직전에도 이 문제를 해결하기 위해 정비를 했다.


(5) 사고 헬기는 사고 직전 Hovering 중 진동이 없어 비행허가를 득하고 상승 중 기체에 진동 발생과 거의 동시에 사고가 발생했다.


(6) 사고 헬기의 로터 깃은 동체로부터 분리직전 로터 깃이 급격히 아래방향으로 꺾이면서 블레이드 한 개가 동체를 치고 부러져 나갔고, 그 결과 로터가 통째로 분리되는 장면에서도 4개의 깃들 중 3개밖에 보이지 않는다.


(7) 마린온의 본체라 할 수 있는 KUH의 개발시 목표 중량은 16,050lbs로서 최근 항공기 설계시 통상적으로 적용하는 안전율(Safety Factor) 1.2~1.5<한국항공우주학회, 항공우주하개론(5판), 경문사. 2016.9, pp 118>를 적용해서 설계했다고 가정하면 허용가능 중량은 19,260 ~ 24,075lbs인데, 안전율을 1900년대 초기 “2”를 적용에서부터 구조분야에 첨단기술이 개발되면서 1.2까지 점점 줄어들었다는 전제하에 KUH가 최근 2000년대에 개발된 점을 감안해서 1.25를 적용했다고 가정한다면 허용가능 중량은 20,062.5Lbs로서, 최대 이륙중량 19,200lbs는 안전 범주 내에 위치한다.


(8) 사고 헬기 마린온의 설계 주임무 중량은 레이더 탑재시 17,257lbs이었으나, 기본 연료탑재량(2,556lbs) TACAN(대략 10Lbs), HF통신장비(대략 20lbs), 방염 및 방습 기능추가에 따른 중량 증가 고려시 대략 17,793lbs에 달하며, 이에 보조연료탱크 장착에 따른 탱크와 운송라인 중량(대략 120lbs) 및 연료 용량(1,202lbs) 고려시 주임무 용량은 대략 19,115lbs가 되어 표준대기 20℃에 최대이륙 중량인 19,200lbs에 근접한다.


(9) 2018.6월말(6.25~30) 포항지역 평균 최대온도는 35~26℃이었고, 7.17일 최고온도는 36.5℃이었으며, 통상적으로 항공기 주기장 및 활주로 지면의 한낮 기온은 표면의 방사열에 의해 측정치보다 표면에서는  4~7℃, 1.5m 높이에서는 2~4℃ 정도가 높다. 이와 같은 기상자료를 기준할 때 2018.6.25(월)일 한낮에 6전단 활주로에 온도는 1.5m의 높이에서 대략 40℃까지 육박하였음을 알 수 있고, 사고 당일인 7.17일 오후 16시경에도 대략 40℃ 전후였을 것으로 판단이 된다.

 

(10) 헬리콥터는 일반적으로 최대 효율속도(F)이전에서는 전진비행시보다 제자리비행 상태에서 더 많은 동력(Power)이 요구되며 여유 동력 또한 가장 적은 상태이다. 아래 그림에서 A는 지면효과가 없을 경우에, B는 지면효과가 있을 경우에 요구 동력을 나타낸다.<R. Raletz, basic theory of The Helicopter(184 edition), Aerospatiale, 1984, pp 71>




그림3  헬리콥터에 요구동력대비 가용동력 커브


(11) 헬리콥터에 엔진에서 생성하는 최대 동력과 가용 동력(대략 최대동력의 82%)은 고도가 높을수록, 대기 온도가 올라갈수록 밀도가 희박해지면서 감소한다.<R. Raletz, basic theory of The Helicopter(184 edition), Aerospatiale, 1984, pp 68>


 



그림 4 고도와 온도 함수의 최대 및 가용 동력


(12) 헬리콥터가 지면 가까이에서 제자리비행 중에는 아래 그림에 도시된 바와 같이 지면효과(Ground Effects)가 나타나는데,  h=(1/3)D에서는 대략 20%의 양력 증가가,h =(1/2)D에서는 대략 10%의 양력 증가가 나타나며, h=D에서는 무시할 수 있을 수준의 양력 증가가 나타난다. 이를 기준할 때 마린온의 로터 직경 15.8m를 고려하면 이 된다. <R. Raletz, basic theory of The Helicopter(184 edition), Aerospatiale, 1984, pp 57>




그림5 헬리콥터의 지면효과


(13) 헬리콥터 로터 깃(Rotor Blade)의 공탄성적 안정성은 헬리콥터 비행영역 내에서 공기역학적 환경의 극한적 변환 때문에 다양한 측면에 아주 복잡한 문제이다.


(14) 헬리콥터의 로터 깃은 운용 중 플랩핑(Flapping)과 플랩방향으로 굽힘(Bending)과 뒤틀림(Torsion)을 포함해서 역학적 실속(Dynamic Stall)과 기계적탄성(Elastomechanical)을 경험하게 된다.


(15) 제자리비행(Hovering) 중 실속 플러터 발생에 대한 최소 로터 속도는 뒤틀림과 플랩핑 사이에 커플링으로부터 결정된다.


(16) 통상적으로 헬기의 전진속도를 제한하는 큰 실속-연관 뒤틀림 진동(Stall-related Torsional Oscillation)은 공탄성적 불안정성의 결과라기보다는 로터 깃(Rotor Blade)이 회전하면서 전진측 로터 깃과 후진측 로터 깃에서 동시에 발생하는 실속과 비실속(Unstall)에 의해 동반하는 공기역학적 모멘트에 신속한 변화들에 대응으로 판명되었다. 


(17) 제자리비행시 헬리콥터 로터 깃은 정통의 이원 플러터(Binary Flutter), 또는 실속 플러터(Stall Flutter)를 경험할 수 있다.


(18) 이러한 플러터와 같은 불안정성 문제는 상대적으로 작은 디스크 하중(Disc Loading)과 약한 병진 및 뒤틀림의 결합(Translational and Torsional Coupling)의 운용 조건에서는 조우되지 않으나, 항공기의 성능을 제한하는 큰 전진속도나 무거운 중량(High Gross Weight)에서 로터 디스크의 후진 쪽 깃에 실속과 연관된 크기가 큰 뒤틀림 진동과 과도한 조종 연결 하중(Excessive Control-Linkage Loading)을 발생하게 한다. <P. Crimi, Analysis of Stall Flutter of a Helicopter Rotor Blade, AVCO System Division Wilmington Ma 01887, 1973.11(NAS1-11378)>
 
(19) 실속 플러터와 매우 큰 하중의 헬리콥터 로터 깃에 공기 하중 예측과 관련해서, 신속한 순간적인 고 받음각 변환 동안 로터 깃 에어포일 단면의 실속은 정적 실속각 훨씬 이상으로 지연되고 큰 순간적인 양력과 “Nose Down”피칭 모멘트로 이어지는 큰 순간적인 음수의 압력 교란을 야기한다.


(20) 이때 피칭 모멘트의 크기는 로터 깃의 실질적인 “Nose Down”피칭 변위를 생성하는 것과 같다. 이러한 피칭 변위는 충분히 실속 플러터분석에 사용하는 정상상태 조건들에 기초한 로터 깃의 받음각 분포를 변하게 할 수 있다. 이는 로터 깃에 작용하는 초기 실속-유도된 피칭 모멘트에 반응한 로터 깃의 순간적인 피칭 변위가 이어지는 실속 플러터 분석에 포함되어져야 함을 보여준다. <N.D. Ham, A Stall Of Helicopter Rotor Blades: A Special Case Of The Dynamic Stall Phenomenon, MIT, 1967.5>


(21) 위 두 항의 내용으로부터 매우 큰 하중을 받고 있는 헬리콥터 로터 깃은 신속하면서도 순간적인 고 받음각 변환을 겪으면서 로터 깃 에어포일 단면의 실속이 정적 실속각 훨씬 더 큰 값까지 지연되어 순간적인 큰 양력과 “Nose Down”피칭 모멘트가 발생하게 되어 로터 깃의 상당한 Nose Down 피칭 변위를 야기, 로터 깃의 받음각 분포를 변하게 함으로써 실속 플러터를 유발하게 된다고 말할 수 있다.


○ 가능한 추정원인 및 사고발생 경과
 ◆ 가능한 추정원인 1: 기체결함에 의한 진동누적으로 로터 피로파괴




 ◆ 가능한 추정원인 2: 로터 자체 결함에 의한 로터 탈락





 ◆ 가능한 추정원인 3: 로터 깃 실속 플러터(Rotor Blade Stall Flutter)<회전하는 헬기의 로터가 고 받음각 상태에서 실속에 진입하여 진동이 발생할 때 로터 깃의 강도가 진동을 지탱할 수 없을 정도로 약할 경우 진동이 순식간에 발산하면서 결렬하게 증폭되는 공탄성적 진동을 말하는데, 일단 발생하면 진폭이 급격하게 증대하여 공중분해의 원인이 됨>에 의한 로터 탈락




○ 추정원인별 추정배경 및 논리성 검토


 추정원인

 추정배경

 비 논리성

기체결함에 의한 진동 누적으로 로터 피로파괴

 ˙특별히 밝혀진 원인이 없는 상황에서 6월말부터 기체 진동 발생
 ˙진동 누적시 재질피로에 의한 로터 깃 탈락 가능성

  ˙사고기는 금년 1월 업체로부터 인수한 새 헬기로서 진동발생이후 사고 전까지 진동 유발 가능요소 지속적으로 점검 및 보완해왔음
 ˙사고 직전까지 진동 전조 없었음(제자리비행 후 진동이 없어 상승시도 중 발생)
 ˙한 로터가 먼저 탈락 후 3개는 결합된 형태로 탈락

자체 결함에 의한 로터 탈락

 
˙4개의 로터 깃 중 하나가 먼저 탈락
˙잔여 3개의 로터 깃은 분리되지 않음

 ˙로터 자체의 탈락을 유발할 기계적 결함에 의한 진동 희박
 ˙진동유발 크기의 결함이라면 사전 점검시 발견 가능
 ˙Initial Crack이나 Crack 확산이라면 탈락전 로터 깃의 꺽임 현상 증명 불가능 (사실 6)

 로터 깃 실속 플러터에 의한 로터 탈락

˙고온/고중량으로 운용상황에서 발생
˙공기역학적으로 발생가능
˙공중에서 단시간 내에 로터 깃의 탈락 발생
˙1개의 로터 깃 탈락 후 잔여 3개의 로터 깃은 함께 탈락
˙로터 깃이 실속 플러터 가능 증상인 탈락전 진동과 아래 방향으로 꺽이는 현상을 보여줌 

 

 비논리성 없음
(탈락 로터의 부딪친 흔적, 꺽임 현상, 파단면 현미경 사진 분석, Black Box 자료로 검증 가능)


○검토결과 종합


◆ 가능한 추정원인 1; 기체결함에 의한 진동 누적으로 인한 로터 피로파괴 가능성은 충분하나, 사고기는 금년 1월 업체로부터 인수한 새 헬기로서 지난 6월말 진동발생이후 사고 전까지 진동 유발 가능요소들에 대한 지속적인 점검 등을 해왔으나, 공중분해를 유발할 정도의 가능 원인을 발견하지 못했으며, 제자리비행 후 진동이 없어 상승시도 중 사고가 발생한 점을 고려할 때 사고 직전까지 진동에 대한 전조가 없었고, 본 원인으로는 한 로터가 먼저 탈락 후 잔여 3개가 지지대에 결합된 형태로 탈락한 것에 대한 검증이 어려워 사고유발 원인으로 비논리적임


◆ 가능한 추정원인 2; 자체 결함에 의한 로터 깃의 탈락 역시 충분히 가능성이 있지만, 로터 탈락을 유발할 로터 자체의 기계적 결함에 의한 진동 발생 가능성이 희박하며, 진동유발 크기의 기계적 결함이라면 사전 점검시 발견이 가능하고, Initial Crack이나 Crack 확산으로 로터가 탈락했다면 원심력에 의해 강하게 돌아가는 로터의 탈락전 로터 깃의 꺽임 현상(사실 6) 증명이 불가능하여 사고유발 가능원인으로 논리적이라 할 수 없음 


◆ 가능한 추정원인 3; 실속 플러터에 의한 로터 탈락은, 고온/고중량 상태의 비행여건에서 로터 깃 중 하나 또는 2개의 로터 깃의 장착상태가 한계치내에 들었다고 해도 타 로터 깃보다 아주 작은 양이지만 장착 각이 클 경우 공기역학적으로 타 로터는 실속 진입전 정상이나 해당 로터 깃이 먼저 실속에 진입하여 진동을 유발하게 되고, 해당 로터 깃이 사전 유사한 진동을 경험하면서 체계의 강도가 어느 수준이하로 약하게 된 경우, 실속 발생으로 야기된 진동을 견디지 못하게 되면 플러터(Flutter)로 확산되어 플러터 발생 단시간(수십 초)내에 해당 로터 깃의 탈락이 가능하며, 그로 인해 구조역학적으로 로터 깃 디스크의 힘의 불균형이 발생하여 잔여 로터 깃의 기계적 절단에 의한 탈락이 가능한데, 이는 사고기가 단시간 내에 공중에서 대파(大破)수준의 로터 깃들의 탈락이 발생했고, 로터 깃이 실속 플러터 가능 증상인 탈락 바로 전 진동과 로터 깃의 아래 방향으로 꺽이는 현상이 플러터에 의한 사고임을 증명해주기 때문에 이를 유발 가능원인으로 추정함. 이는 사고 전개과정에 대한 모든 설명이 논리적이며, 과학적으로 검증이 가능하고, 탈락 로터의 부딪친 흔적, 탈락전 꺽임 현상, 로터깃들의 파단면 전자현미경 사진 분석 및 Black Box의 사고 진전과정에 대해 분석으로서 검증이 가능함

⇒ 금번 사고원인으로 추정하는 이유임


□ 사고 추정원인에 대한 이론적 고찰
○ 사고 추정원인에 의한 전개과정의 이론적 고찰


(1) 사고 헬기는 지상 작전용 수리온의 상륙작전용 파생형으로서 상륙작전 임무수행을 위해 레이더 탑재 등 추가 장비 및 보조연료 탱크 장착으로 설계 주임무 중량이 표준대기 상태에서 최대 이륙중량인 19,200lbs에 근접한 상황에서 운용을 해왔다.(사실 2, 8)


(2) 마린온의 본체인 KUH 개발 목표 중량 16,050lbs를 기준할 때 최근 적용 기준 안전율 1.25수준을 적용했다고 가정했을 때 허용 한계 중량은 20,062.5Lbs로서 최대 이륙중량 19,200lbs는 그 범주 내에 들어있다.(사실 7)


(3) 사고 헬기가 진동이 시작됐다는 6월말(6.25~30일) 포항기지에서 헬기 운용시 주기장 및 활주로 상 1.5m 높이에서의 온도는 6.25(월)일에 대략 40℃까지 올라갔었으며, 사고 당일에도 온도는 40℃ 이상까지 올라갔었다.(사실 9)


(4) 사고당일 보조연료탱크를 탈착하여 17,793lbs 이륙 중량으로 제자리비행을 시도했어도 외부 대기 온도 40℃를 고려하면, 해면 기압하에 온도 상승에 따른 대기밀도의 감소를 감안하면 대략 해발 3,000ft 고도에서 비행하는 것과 같은 상황이어서 설령 보조연료탱크의 탈착으로 이륙중량이 감소하였다고 해도 가용동력의 감소에 기인하여 표준대기 조건하에 최대 이륙중량 조건으로 이륙을 시도하는 상황(여유 동력이 거의 없는 여건)과 거의 같았다.(사실 11)


(5) 2018.7.17.일에도 사고 헬기는 6월말부터 발생한 비행 중 기체에 심하게 떨리는 진동현상의 원인을 규명하기 위해 (주) 한국항공 책임하에 헬기정비 전문업체(SAM)의 정비요원들에 의해 진동 유발 가능요소들에 대한 지상 점검 및 보완(?)을 마친 후 시험비행을 통한 진동원인 규명을 위해 비행을 시도했다.(사실 4)


(6) 사고 헬기는 활주로에서 Hovering(제자리 비행) 후 진동현상이 나타나지 않아 1분 뒤 활주로에서 3.3m 상승하여 5분간 다시 Hovering 하면서 진동 유무를 점검하였으나 이때도 특이할 만한 진동현상이 나타나지 않아서 이후 16:41분 15초에 관제탑으로부터 비행허가를 받고, 고도 상승을 시도하였다.

 
(7) 상승과정에 대략 로터 직경의 1/2지점인 8m 이상 높이에 이르러 지면효과가 거의 없어지면서 그에 상응하는 동력을 증가하면서 위에서 언급한 대로 탈락 로터 깃의 받음각이 먼저 실속에 진입하자 해당 로터 깃이 사전 유사한 진동의 누적에 의해 체계의 강도가 어느 수준이하로 약하게 된 상태라서 실속 발생으로 야기된 진동을 견디지 못하고 플러터(Flutter)로 발전되고, 플러터에 의한 진동 발산과정에 로터의 상하 진동이 커져 아래로 꺽여 동체에 부딪히고 그 충격과 증폭된 진동의 크기에 의해 해당 로터 깃이 상승시도 20여초 만에 대략 10m 상공에서 곧바로 탈락되고, 거의 동시에 기계적으로 로터 깃의 힘의 불균형이 잔여 로터 깃들에 작용하여 가장 강도가 약한 지지대 부분에 응력 집중이 발생하여 잔여 로터 깃 3개가 함께 본체에서 이탈함에 따라 동력을 모두 상실한 동체가 곧바로 지상에 추락한 사고이다.(사실 9~12, 13~21)


○ 사고 전개과정 발전과정 도형





추정원인에 대한 검증 필요사항
 

 ○ 헬리콥터 전문가에 의한 상기 사고 전개과정에 대한 이론적/과학적  타당성 검증


 ○ 사고 헬기의 최대 허용 이륙중량 대비 최근 운용 중량 분석 및 최대 운용 동력 상태에서 일부 로터 깃의 실속 진입 가능성 입증


 ○ 사고 헬기 잔해로부터 먼저 탈락한 로터의 부딪친 흔적 및 꺽임 증거 확인


 ○ 먼저 이탈한 로터의 파단면 현미경 사진(동시 절단 혹은 일부 피로 흔적 발견 가능) 분석 및 Black Box에 의한 사고 전개과정 검증


대책

 

 ○ 로터 깃들의 “장착 각” 점검 및 최대 동력 상태에서 로터 깃들의 실속 진입 불균형 여부 확인 및 보완( 전 로터가 동시에 실속 진입할 때가 가장 이상적임)


 ○ 상륙 기동헬기의 최대 이륙중량에 대한 재검토 및 작전운용 환경에 부합하는 최소한의 여유 동력 보장을 위한 최대 임무중량 설정 및 절차화


 ○ 하절기 최대 이륙중량 상태 및 여유 동력이 극히 제한된 비행여건에서 비행안전 저해요소 검토 및 절차 보완







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댓글 6

  • best 화력터널 2018-07-31 추천 4

    이게 추락 원인인 듯 합니다. 수리온 파생형이니 무게가 더 무거웠겠죠. 모든게 잘 설명되네요.
    여러가지 요인이 맞물려 대형 추락 사고로 발전하기 전에 수리온의 진동 문제를 완벽히 해결했어야 했거늘......

  • 파렌하잇 2018-08-03 추천 0

    국산 헬기 개발, 양산, 파생형인 상륙기동헬기 양산 실전 배치.... 라는 문구에 혹해서 샴페인을 너무 일찍 터트린거 아닌가 모르겠군요.
    그리고 그 사실을 이렇게 많은 인명들이 비명횡사하고, 그에 준하는 상태로 몰고 가서야 깨닫게 되는 거고요.

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  • 대양강국2 2018-08-02 추천 0

    미션진동의 근본적 원인도 주로터 회전에 의한것이라 생각합니다.
    주로터의 재설계(로터블레이드 갯수,면적등)가 필요하지 않을까요?

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  • 배티 2018-08-01 추천 2

    위 견해가 맞는다고 판명되면 제 생각에는 더 재앙인데요.
    군용 항공기의 덕목은 잉여 출력과 생존성인데 해륙상을 오가며 작전할 헬리콥터가 고작 저 정도의 중량과 밀도고도를 버티지 못했다는 게....

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  • 빈75 2018-08-01 추천 0

    오늘 멕시코에서 이륙하던 여객기가 추락하였음에도 사망자는 없었고 부상자만 있었다
    날개가 있는 것은 추락 할수 있다 겨우 10미터 상승한 헬기가 추락했는데 대부분 사망했다
    헬리콥터를 어떻게 만들었는데 추락과 동시에 화염 시신을 찾지 못할 정도로 화재
    실제 문제는 이것이 아닌가 또한 불을 끄지 못한것 이것 도 규명해야 할듯

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  • kjswat 2018-08-01 추천 2

    제조사 잘못은 확실하군요.

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  • 화력터널 2018-07-31 추천 4

    이게 추락 원인인 듯 합니다. 수리온 파생형이니 무게가 더 무거웠겠죠. 모든게 잘 설명되네요.
    여러가지 요인이 맞물려 대형 추락 사고로 발전하기 전에 수리온의 진동 문제를 완벽히 해결했어야 했거늘......

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