1992년 McGill대학 법대도서관에서 교내 컴퓨터 자료를 검색하다가 ‘항공기제작사 책임’에 대한 자료가 방대하게 있는 것을 보고 놀랐다. 이어, 미국이 제조물책임법을 주(州)마다 받아들이던 1970년대 중반에 ‘군용항공기 제작사의 책임’에 대한 많은 논문들과 판례들이 쏟아져 나온 것을 보았다.  

 

이후, 30년이 지난 2002년 7월 1일부로 우리나라도 ‘제조물책임법’을 시행하게 되었다. 또한 15년이 경과된 2017년 수리온 4호기 사고로 인하여 군용항공기 제작사인 한국항공우주산업(주)(한국항공)과 한화테크윈은 제조물책임법 소송의 대상이 되고 있으며, 한국항공은 수리온헬기 제작상의 문제로 감사원의 감사를 받았다.

미국회계검사원(GAO)은 1996년 미의회 보고서에서 “무기체계 개발에 보증보험을 들 경우, 정부가 들던 제작사가 들던 결국, 비용은 모두 미국 국방부가 지급하게 된다”며, 보증보험을 줄여야 한다고 미의회에 보고했다.

수리온헬기에 대한 감사원 감사는 ‘군용헬기 제작, 조종’에 전문적인 분야임에도 불구하고, 노심초사한 면들을  많이 본다. 감사원의 지적으로 수리온헬기는 명실공히 완벽한 헬기로 개발되는데 큰 획이 될 것이다.

한편, 우리나라는 군용항공기제작사가 정부의 정밀사양대로 제작을 하였을 경우, 면책을 시켜주는 미국의 Government Contractor Defense (정부계약자항변)의 법리가 인정되지 않는다. 한국항공 등은 제조물책임   보험도 가입 못한채, 무기체계연구개발에 대한 정부의 이해도 못받으며 황량한 벌판에 홀로 서있는 모습이다.  인도네시아에 수출한 T-50i기가 다시 사고라도 나고 사고원인이 제작결함이라면, 한국항공은 우리나라의 법리대로 그 모든 손해배상을 인도네시아에 감수해야 한다.

무기체계개발업체들이 나아가야 할 길은 뻔하다, 2017년에 다시 강화된 제조물책임법에 따른 ‘제조물책임보험’을 들고, 그 모든 비용을 정부에게 청구하는 방법 외에는 없다. 중요한 것은 군용항공기의 제작은 비행안전보다   기동성을 위주로 만들었고, 그 사용 목적이 비행안전 운항이 아닌 전투작전 목적이므로 전세계 어느나라도 군용항공기 운영에 대한 보험을 들고 있지 않고 있다는 것을 알아야 한다.

현실적으로 군용항공기에 제조물책임 보험가입이 안된다면, 무기체계개발업체들이 무한의 손해배상책임을 부담하게 정부가 방관해서는 안된다. 미국이 1970년대에 이러한 문제를 어떻게 해결했는지 숙고해야 할 것이다. 

F-35기는 개발 중, 엔진화재가 3건이나 있었고, 수없는 결함이 공개되고 있지만, 제작사인 Lockheed Martin은 F-35결함 지적에 깊은 감사를 하며, F-35한대의 손실도 없이 10만 시간의 시험비행을 성공적으로 이루어냈다. F-35는 또 다른 결함이 발생할때마다, 미국방성과 Lockheed Martin 등 제작참여진들이 힘을 합하여, 새로운 결함을 보완해 나갈 것이다. 우리나라는 이러한 무기체계 개발에 대한 이해가 있는지 자문해 본다.

감사원의 감사결과에 대하여, 현재 우리나라에서는 허용되지 않는 정부계약자항변의 법리에서 검토하여 본다.

                                                                                                                                  

○ 수리온 4호 헬기 사고개요

      수리온 4호기는 2015년 12월 17일 15시 경 충청남도 논산시 소재 육군항공학교에서 이륙하여 동 학교 주변에서 비행훈련 임무를 수행하고 있었음. 수리온 4호기는 1번 엔진은 동력 감속(Idle) 상태였고, 2번 엔진은 엔진 과속으로 인한 엔진정지 상태에서 항공학교 활주로에 비상착륙하였으며, 4호기는 파손되었으나, 다행히 인명피해는 없었음.

      수리온 4호기 사고외, 수리온헬기사고는 수리온12호기는 2015년 1월 9일 14시 30분경 육군항공학교 1번활주로에서 제자리 비행중 비상착륙하였으며, 수리온 2호기는 2015년 2월 27일 14시 22분경 충남 논산에서 3,000피트 상공을 비행중 비상착륙하였음. 

○ 수리온헬기 관련 주요 용어 및 설명

   · APU (Auxiliary Power Unit) ; 보조동력장치
   · ATM (Aircrew Training Manual) ; 항공기 승무원 훈련교범
   · AQS (Airworthiness Qualification Specification) ; 감항인증규격서
   · CCB (Configuration Control Board) ; 형상통제심의위원회
   · CRT (Cockpit Review Team) ; 조종실 검토팀
   · CWP (Caution Warning Panel) ; 주의 경고패널
   · ENG FUEL P ; 엔진 연료 저압력(9psi이하)시 경보 시현 문구
   · ENG F/FLT ; 엔진 연료 필터 바이패스 시 경보 시현 문구
   · ENG CHIP ; 엔진의 칩 감지기가 금속조각 검출 시 경보 시현 문구
   · ETF (Engine Torque Factor) ; 엔진토크 계수
   · FADEC (Full Authority Digital Engine Control) ; 통합디지털 엔진제어기, 항공기 엔진의
    성능을 제어하는 모든 기기(엔진제어장치, 연료조절계통 등)와 연관된 통합전자제어시스템
     #1FADEC (No. 1 Full Authority Digital Engine Control); 1번(좌측) 통합디지털 엔진제어기
   · FWD MRA(Dyn) (Forward Main Rotor Actuator) ; 전방 메인로터 작동기
   · HUMS (Healty & Usage Monitoring System) ; 상태감시장치
   · Hung Start ; 엔진 시동 후 정상적으로 가속되지 못해서 IDLE RPM에 도달하지 못하는 현상
   · ICD (Interface Control Document) ; 인터페이스 관리문서
   · IGV (Inlet Guide Vane) ; 흡입안내깃
   · KUH TACC (KUH Tailored Airworthiness Certification Criteria) ; 수리온 감항인증 기준
   · MEP (Mission Equipment Package) ; 임무탑재장비
   · MFD(Multi Function Display) ; 다기능시현기
   · MFL (Maintenance Fault List) ; 정비결함목록
   · MGB (Main Gear Box) ; 메인기어박스
   · MWP(Master Warning Panel) ; 주경고패널
   · NP(Power Turbine Speed)란 동력터빈 회전수, NG (Gas generator rpm)란 엔진가스발생 기 회전수, NR(Helicopter rotor speed, N(RPM) Rotor)이란 로터 회전수를 의미
   · OFP (Operational Flight Program) ; 비행운용 프로그램
   · PFL(Pilot Fault List) ; 조종사결함목록
   · PIDS (Prime Item Development Specification) ; 체계개발규격서
   · Retrofit 비용 ; 수리/개조에 필요한 비용
   · TIPC (Test Evaluation Integrated Product Committee) ; 시험평가통합관리위원회
   · TIPT (Test & Evaluation Integrated Product Team) ; 시험평가통합관리팀
   · TMO (Technical Management Office) ; 기술관리기관
   · Torque ; 내연기관의 크랭크축에 일어나는 회전 작용을 말하는 것, Torque는 엔진출력 대비 동력전달계통에 걸리는 부하를 수치로 환산하여 동력량으로 표시하는 것을 말함. 자동차의 RPM 즉, 엔진 출력을 의미함.
   · TRB (Technical Review Board) ; 기술검토회의
   · TQS PCD ; Throttle Quadrant System Power Control Device ; 엔진출력조절장치
   · VG (Variable Geometry) ; 가변 고정자

○ 엔진 단면도

○ FADEC (Full Authority Digital Engine Control) ; 통합디지털 엔진제어시스템

           수리온 헬기에 사용되는 T700-701K엔진에는 T700계열의 엔진중 통합디지털엔진제어시스템(FADEC)이라는 엔진제어 장치가 최초로 적용되어 있음. 통합디지털엔진제어시스템 (FADEC) 이란 전자엔진제어장치 (EECU ： Electronic Engine Control Unit), 연료조절장치(FMU ： fuel Metering Unit)등 항공기 엔진 성능을 제어하는 모든 기기와 센서들과   통합하여 엔진을 제어하는 장치를 말하는 것임. 통합디지털엔진제어시스템(FADEC)은 센서를 통해 엔진의 기계적인 반응을 확인하여 엔진을 자동제어 할 뿐만 아니라 조종사의 수동 작동이 없더라도 비상대처가 가능하도록 한 시스템임.

○ VG (Variable Geometry) System

           흡입공기조절시스템(VG system)는 2단으로 구성된 홉입공기유도날개(IGV)를 IGV 레버로 가변시켜 흡입구로 유입되는 공기의 양과 속도를 조절하는 장치로 공기량과 속도의 조절을 통하여 압축기 로터의 실속(失速)을 방지하는 역할을 함. [흡입공기유도날개(IGV)는 IGV 레버(VG 조절 레버라고도 함)의 움직임에 따라 움직이고 1, 2단 가변 베인은 흡입공기유도날개(IGV)에 연결되어 함께 움직임],

           방빙(防氷)장치는 압축부에서 발생한 고온고압의 공기를 흡입공기조절시스템(VG system)이 위치한 흡입부로 유입시킴으로써 겨울철이나 고도에서 작전 수행시 저온의 공기의 유입으로 엔진이 결빙되거나 공기와 연료가 잘 혼합되지 않는 현상을 방지하기 위한 장치임.

          흡입공기조절시스템(VG system)에는 방빙 (防氷)장치가 장착됨. 엔진에 방빙(防氷)장치를 작동시키면 고온의 공기가 흡입공기조절시스템(VG system)으로 유입되고, 흡입공기조절시스템(VG system)에 유입된 고온의 공기는 내부공간(Plenum, 압축기 선반부 mainframe 내부공간을 말함, Plenum을 통해 IGV에 고온의 공기가 공급됨)의 온도를 상승시켜, L-Flange가 열 팽창에 따른 변형으로 확장(축방향 약0.0025인치, 횡방향 약 0.006인치)하게 됨. 이에 따라 IGV 레버와 스핀들 너트(Spindle Nut)의 간극이 감소되어 IGV 레버의 최소작동 공간이 확보되지 않아,  흡입공기조절시스템(VG system)이 비정상적으로 고착된 것이 수리온4호기 사고원인이라고 주장됨.

○ 주의경고패널 (CWP, Caution & Warning Panel)
        

            

○ 주의경고패널

        

○ 육군항공학교는 수리온 12호기와 2호기가 각각 2015년 1월과 2월 비상착륙하자 한국항공 등에게 기술지원을 요청하였고, 이에 한국항공과 한화테크윈이 2015년 3월 위 2차례 사고를 분석하여 엔진결함 등을 확인하고, 이를 육군 등 관련기관에 알렸음에도 2015년 12월 엔진 결함 등으로 4호기 추락 사고가 발생함. 이에 1차 감사에서 4호기 추락사고 발생 원인을 확인한 결과, 제작사인 한국항공과 한화테크윈, 육군군수사령부, 육군항공학교 등이 엔진 결함에 대한 후속조치를 태만히 하였던 사실을 확인함.

○ 한국항공과 한화테크윈은 2015년 3월 GE사에 2차례 수리온 비상착륙 사고(’15.1월과 2월)의 근본 원인을 분석해줄 것을 의뢰하여, 2015년 10월 GE사로부터 사고발생 원인 · 해결방안과 함께 동절기 이전에 최대한 빠른 조치가 필요하다는 내용을 통보받았음에도, 기 전력화되어 운용 중인 수리온에 대하여 동절기가 도래할 때까지 별다른 조치를 취하지 않고 있다가, 2015년 12월 4호기 추락사고가 발생하고서야 개선조치 계획을 제출하는 등 후속조치를 지연하였음.
   
○ 육군군수사령부는 2015년 3월 16일, 육군본부의 지시를 받아 수리온 결함 발생 엔진에 대한 원인분석 및 재발방지 대책을 수립하면서, 중대결함시 설치해야할 ‘중앙합동기술위원회’는 구성하지 않은 채, 법령상 운영근거도 없고 제작사를 강제할 수단도 없는 실무자 중심의 비공식 협의체만 운영함. 이에 따라 유관기관 간 체계적인 대응이 이루어지지 못해 4호기 추락사고가 발생하기 전까지 엔진 결함에 대한 대응조치가 지연되었음.

○ 육군항공학교는 운용 중이던 수리온 2대의 비상착륙 사고 발생 원인이 엔진과 관련된 결함이고 동절기에 발생함을 알고 있었으므로, 한국항공과 한화테크윈이 개선조치를 완료할 때까지 수리온의 동절기 운항을 철저히 통제하여야 함에도, 수리온 엔진 2개가 동시에 고장날 가능성이 적고, 교육일정을 진행하여야 한다는 사유 등으로 운항통제 등을 실시하지 않은 채 결함이 해소되지 않은 수리온 운항을 무리하게 지속함.

○ 국과연 등은 수리온에 탑재된 엔진(701K)의 안전성 등 규격 충족 여부 등을 확인하면서, 701K엔진은 기존 엔진을 일부 개량하여 새로 개발한 엔진으로 엔진 기능을 전자식으로 제어하는 통합디지털엔진제어기(FADEC)가 적용하였음. FADEC은 공기조절, 연료조절 등을 전자적 방식으로 스스로 제어하므로 비상시 조종사의 수동조작이 불가능하여 고장 시 비행안전에 치명적 임. 한편, 701K엔진은 기존 엔진과 형상이 다를 뿐 아니라 FADEC 적용에 대한 검증도 이루어진 바 없으므로 규격 충족여부를 철저히 확인할 필요가 있었음.

○ 그런데 국과연은 701K가 아닌 다른 엔진에 FADEC을 적용한 컴퓨터 모사실험 자료만을 근거로 비상시 701K엔진과 FADEC의 반응을 확인하기 위한 검증을 실시하지 않았고, 701K엔진과 수리온체계와의 통합시험도 실시 하지 않았음. 한편, 국과연은 「수리온 엔진개발규격서」의 472개 항목 중 330개 항목은 기존 엔진과 같은 것으로 간주한 후 별도의 검증절차 없이 규격이 입증된 것으로 처리하였으며, 그 결과, 규격이 입증되지 않은 엔진을 수리온에 장착함으로써 FADEC의 오류가 2015년 수리온 4호기 추락사고의 원인으로 작용하였음.

 주의경고패널의 재 배치필요성

○ 수리온 4호기 합동기술위원회 결과보고서 내용 발췌 「조종사가 임무를 수행함에 있어 가중 중요한 정보를 제공하는 것이 계기이고 그 중요성으로 인해 계기는 시인성과 직관이 요구되고 있다. 조사결과 주의경고패널에 두 개의 주의등 점등은 조종사가 오판을 하도록 시현되었음」 

○ IGV(Inlet Guide Vane, 흡입안내깃) 레버고착 결함을 일으킨 1번 엔진에 ‘FADEC’ 주의등이 점등되는 동시에 정상 작동 중이던 2번 엔진에도 ‘ENG FAULT’ 주의등이 점등되면서 조종사에게 혼란을 초래

○ 수리온 사용자교범 및 체계/엔진 ICD(Interface Control Document, 인터페이스 관리문서)에 따르면 한쪽 엔진에 ‘FADEC’주의등이 점등될 경우 다른 엔진에도 ‘ENG FAULT’ 주의등이 동시에 점등된다는 개념은 설정되어 있지 않음.

   추진 경과
 
○ ‘15.3.2  2호기 VG Fix 관련 HUMS & DTC 데이터 분석결과 제출
○ ‘15.3.4~3.6 2호기, 12호기 비행데이터 분석결과 설명
○ ‘15.6.30  기술교범(비상절차) 수정판 발간 및 배포
  ※ VG Fix 발생 시 조종사 혼동을 예방하기 위해 정상 엔진에도 ENG FAULT 주의등이 시현됨을 기술함
○ ‘15.10.12         GE사 원인분석 결과보고서 접수(한화테크윈)
          - 불충분한 Vane Spindle 간극은 VG 구동력을 높여 VG Fix를 야기할 수 있음
○ ‘15.10.15         GE사 T700/701K 기술교범 발행 참고자료 입수 추진(한화테크윈)
○ ‘15.11.24         15-11차 기술검토위원회 자료(안) 제출 (한화테크윈 → 한국항공)
    - VG Fix 발생원인, 진행경과, 후속조치계획
○ ‘15.12.17         4호기 추락 및 수리온 운항 정지(한화테크윈→ 한국항공)
○ ‘15.12.22         VG 계통 구동력측정 및 VG 스핀들너트 조절 기술회보 발행요청
○ ‘15.12.23         기술회보 TB-KUH-엔진-15-0005 제출 (한국항공)
    - VG 계통 구동력 측정 및 VG 스핀들너트 조절

    VG Fix의 목적은 VG를 고정시켜 안전 엔진 작동하기 위함 

○ VG Fix의 목적은 VG(Variable geometry) 제어가 불가능한 상태에서 VG를 고정시켜 안전하게  엔진을 작동시키기 위한 것으로 과속현상을 방지하여 항공기 추락을 예방하기 위한 것은 아님. (관련 내용: 2016년 10월 감사보고서 15면, 주5)).

○ 높은 출력에서 엔진 결함이 발생할 경우 비행 중 높은 출력이 요구되면 해당 엔진 출력을 사용하고, 높은 출력이 과속현상을 유발하는 경우에는 해당 엔진을 정지시켜야 함. 과속현상을 방지하기 위해서는 조종사의 조작이 필요하며, 엔진 VG Fix(ENG FAIL FIX) 발생 시 조종사가 로터회전수를 100%로 유지하는 조작을 하도록 기술교범 비상절차에 명시하고 있음.

         

○ 계기판은 FADEC에서 제공하는 경고 참조신호에 따라 경고등이 정상적으로 시현되었으며, 해당 경고에 대한 비상팝업 절차가 정상적으로 시현되었음. 비정상엔진(#2)에 대해서는 ‘2 FADEC’ 경고등과 ‘2 FADEC (ENG FIX PWR FAIL)’ 비상절차가 시현되며 다른 엔진(#1)에 대해서는 ‘1 ENG FAULT’경고등과 ‘1 ENG FAULT (ENG TRAN LIMIT)’ 비상절차가 시현됨. (단, 비상절차는 우선순위가 더 높은 ‘2 FADEC (ENG FIX PWR FAIL)’이 상위에 시현되도록 설계됨.)

       결함발생 된 엔진에 ‘2 FADEC’주의등이 시현되는 동시에 상대편 엔진에 ‘1 ENG FAULT’주의등이 동시에 점등된 사항은 계기판 설계상의 하자가 아닌 원천 경고신호를 제공하는 FADEC 시스템의 문제임.

○ 2, 12호기 VG Fix 발생 당시 기술교범 비상절차에 의하면 조종사가 우선적으로 수행해야 하는  조치사항은 컬렉티브를 조절하여 NR(로터회전수, 엔진 파워터빈회전수와 동일)을 100%로 유지하는 것임. 이는 엔진 결함 시 조종사의 조작을 통해 로터회전수 또는 엔진과속을 방지하기 위한 조치인데, 2호기와 12호기 엔진 VG Fix 이후 조종사는 비상절차에 제시된 사항을 적기에 수행하지 않았고, 결과적으로 엔진 과속현상이 상당시간 지속되었음.

○ 한국항공은 VG Fix 발생 시 조종사 혼동을 예방하기 위해 정상 엔진에 나타나는 현상을 기술교범 비상절차에 기술하였으며, 4호기의 경우, 엔진 VG Fix 발생 후 조종사가 계기판에 시현된 정보를 바탕으로  결함 엔진을 명확히 식별할 수 있는 시간적인 여유가 있었다고 보여짐.

○ 그럼에도 불구하고, 조종사가 다기능시현기(MFD) 3번 화면에 시현된 비상절차에 따라 조치하지 않고 자의적인 판단에 의해 정상적인 엔진의 동력을 차단(IDLE 상태)하여 착륙을 시도하던 중 사고가 발생하였다고 보여짐. (관련 내용: 2016년 10월 감사보고서 17면)

○ 4호기 사고 당시 조종사는 MFD상에 시현된 ‘2 FADEC (ENG FIX PWR FAIL)’ 비상팝업 시현내용에 따라 비상절차를 수행하는 과정에서 결함발생된 엔진#2에 대해 해당 절차를 수행하지 않고 엔진#1에 대해 해당절차를 임의로 수행하였다고 보여짐. (비상절차상에는 엔진#2로 명시되어 있음)

  주의경고패널은 소요군 조종사 등과 확인한 결과이며 설계결함이 아님     

○ 조종석 계기판의 주의등은 체계개발 간 CRT(Cockpit Review Team : 조종실 검토팀)를 통하여   소요군(육군) 조종사들의 검토 및 확인을 거쳐 경고등 종류, 경고등 배치 및 시현 로직 등 설계  기준이 설정되었으며 또한 체계업체와 엔진업체간 합의된 체계/엔진 ICD에 따라 엔진 경고등을 점등하도록 구현되었음.

○ 계기판의 엔진계통 주의등은 체계/엔진 ICD에 정의된 신호에 따라 FADEC에서 제공하는 엔진경고 신호를 참조하여 정상적으로 시현하고 있으며 엔진 경고등 동시 점등 현상은 계기판의 설계상의 하자가 아닌 원천 경고신호를 제공하는 FADEC 시스템의 현재 구현된 설계 개념에 따른 것임. 

○ 2호기, 12호기 엔진 VG Fix 결함 발생 후 한국항공은 해당 로직을 인지하게 되었고, 교범에 반영하여 조종사가 숙지할 수 있도록 조치하였음. 또한 결함 발생 시 주의/경고패널에 결함 엔진에서는 FADEC 주의등이 시현되고, 정상 작동하고 있는 엔진에서는 ENG FAULT 주의등이 시현될 뿐만 아니라 MFD(Multi Function Display, 다기능시현기)에서는 해당 결함에 대한 세부 PFL(Pilot Fault List, 조종사결함목록)/MFL(Maintenance Fault List, 장비결함목록) 및 비상절차가 시현되어 조종사가 정확히 결함 엔진을 식별할 수 있음.

○ 육군이 서울지방법원에 2017가합517214로 한국항공우주산업(주), 한화테크윈(주)을 상대로 손해배상청구의 소를 제기하였으므로, 4호기 사고의 직접원인 분석은 생략함. 

 이집트 F-16B 사고원인이 엔진펌프 결함으로 정부계약자항변 법리로 면책
 
○ Miller 사례는 1983년 1월 20일 두명의 이집트 조종사가 F-16B로 단독비행 능력여부를 확인하기 위한 비행을 하였음. 임무수행 중 조종사는 엔진에 이상이 있는 것 같다고 보고하였으며, 이후, F-16B의 발전기가 정지했고, 그 직후 오일 펌프경고등이 켜지고 엔진이 정지하였음. 조종사는 비상착륙 시도 중 활주로를 약 1마일 전에 추락하여, 두 조종사들은 사망하였음.

○ 사고조사에서 사고원인은 F-16B에 흡입통기공이 달린 가변변위 베인(vane) 펌프(IVSP)인 주 펌프의 고장이 여러번 지속되었으며, 이로 인하여 엔진 고장이 발생되었다고 보았음.

○ 피해자 대리인은 미국 Connecticut 제조물책임법의 일반 규칙 § 52-572에 따라 United Technologies, Chandler-Evans, General Dynamics  등을 상대로 손해에 대한 소송을 제기했음. 원고인 Miller는 피고들은 F-16 항공기의 엔진에 장착된 연료펌프를 불합리하게 설계하고 생산하여 조립하였으며 그들은 연료펌프 결함의 위험에 대해 경고하지 않았다고 주장했음.

○ 미국법정은 (1) 이집트 군이 항공기의 사용자이기는 하지만, F-16B의 엔진제작사인 United Technologies 사가 미정부의 정밀사양에 따라 제작한 것이므로, 미국내에서의 정부계약자항변의 법리가 동일하게 적용되며, (2) 펌프와 엔진 제작의 설계에 대한 정부의 확실한 승인이 있었고, (3) 항공기 제작사는 수출품일지라도, 동일하게 정부계약자항변을 주장할 자격이 있다고 하여 면책을 받았음.

 소결

○ 한국항공은 엔진 VG Fix 결함은 양산에서 최초 발생하였고, 발생 원인이 Plenum(압축기 전방 Mainframe 내부 공간)의 열팽창으로 인한 Spindle nut 간극이 감소하여 마찰 증가에 따른 것임을 이후에 알게 되었음. 따라서 양산이전의 개발단계에서 VG Fix 결함은 알고 있지 못했음. 

○ Spindle nut 간극 감소가 엔진 VG Fix 발생 원인이라는 것은 엔진 제작사, 방사청 및 체계업체 모두 사전에 알지 못했음.  

○ 하나의 엔진에서 VG Fix 결함 발생하면 압축기로 유입되는 공기유량이 고정되어 출력이 고정되며 FADEC 주의등이 시현됨. 이때 반대쪽 정상엔진은 TQ Load sharing을 할 수 없고 엔진 반응성이 느려지면서 Reversionary mode(복귀해야 할 모드)로 진입함. 이에 따라 정상엔진에서도 ENG FAULT 주의등이 시현됨. 최초 이렇게 FADEC S/W를 설계한 것은 엔진 원제작사(GE) 기존 경험 및 엔지니어링 판단에 의한 것으로 체계업체인 한국항공은 당시에 해당 로직을 알지 못했음.

○ 조종석 계기판의 주의등은 체계개발 간 CRT(Cockpit Review Team : 조종실 검토팀)를 통하여   소요군(육군) 조종사들의 검토 및 확인을 거쳐 경고등 종류, 경고등 배치 및 시현 로직 등 설계  기준이 설정되었으며 또한 체계업체와 엔진업체간 합의된 체계/엔진 ICD에 따라 엔진 경고등을 점등하도록 구현된 것에 따라 한국항공은 제작한 것임.

○ 한국항공과 한화테크윈이 수리온4호기 VG Fix 결함에 대하여 사전에 알고 있지 못했으며, 주의경고등 패널에 대한 문제점도 사전에 알고 있지 못했음.

○ 결론적으로 Miller 사례에서 법원이 F-16B의 엔진을 제작한 UTC에게 엔진연료펌프의 결함으로  인한 손실에 대하여 정부계약자항변의 법리로 면책을 준 이유는 UTC가 정부의 정밀사양에 따라 제작을 하였으며, 엔진연료펌프의 결함을 사전에 인지하지 못했기 때문임. 따라서, 정부는 수리온4호기 VG Fix 결함과 주의경고등 패널 문제도 수리온헬기 연구개발의 일환으로 보고 한국항공에  면책하여야 할 것이라고 판단됨.

   수리온 윈드실드가 ‘솔리디온’재질로 납품 · 장착되어 2013년 2월부터 2016년 1월까지 시제기 2회, 소요군 운용헬기 3회로 총 5차례의 파손이 있었음.

   개발요구도 미달하는 윈드실드 납품, 장착으로 비행안전 위협 초래

○ ｢수리온 윈드실드 개발요구도｣에 따르면 윈드실드가 파손되어도 착륙까지 안전한 비행이 가능하도록 최소시야가 확보되어야 함. 국과연과 한국항공은 수리온 윈드실드의 소재로 헬기에 적용된 사례가 없는 ‘솔리디온(Solidion)’을 채택하면서 파손 가능성, 파손 시 최소시야 확보 여부 등에 대한 검토를 소홀히 하였으며, 그 결과, 2013년 2월부터 2016년 1월까지 5차례나 파손되었고 시야확보가 곤란하여 비행 안전에 위협을 가져왔음.

   검토 결과 

○ 수리온 윈드실드는 외국 헬기 사례와 와이퍼 작동 등의 운용 관점을 고려하여 유리재질로 선정하였음. 유리 계열의 재질은 일정 충격 이상에서는 파손되는 한계를 보유하고 있음. 윈드실드 재질 선정시 표면강도가 우수한 “Solidion”을 선정하였으나, 파손시 파손 형태가 비행에 미치는 영향은 사전에 인지하지 못하였음.

○ 파손시 시야제한으로 인한 조종사의 Workload 경감을 위하여 파손 시 국부적 균열 발생 재질인 ‘Ionalex’로 변경하여 파손 후 시야확보를 개선하였으며, 파손 빈도 감소를 위하여 기존 재질, 개선 재질에 보호 필름을 적용하였음. 개선 재질은 사업단, 소요군과 제작업체가 시제품 제작 후 파손시험을 통하여 개선 확인함.

   조치 사항

○ '16.04.12 윈드실드 기술변경 검토회의
   - 참가기관 : 사업단, 육군, 국과연 기품원, 한국항공
   - 결정사항 : 요구도 입증은 조류충돌시험, 진동시험, 온도시험 수행

○ '16.12.29 16-5차 KUH-1(수리온) 기품원 형상통제심의회 (CCB; Configuration Control Board)             

- CCB 결과 : 윈드실드 재질변경 승인(Solidion 유리 → Ionalex 유리)

   윈드실드 파손

○ 윈드실드 파손 현황 5건

       국과수에서 28호기 및 33호기의 윈드실드를 감정하였으며, 두 건 모두 외부물체와의 충돌에 의해 파손된 것으로 분석하였음.

○ 타 헬기의 윈드실드 파손사례

       UH-60는 미 육군 운용 중 윈드실드 파손이 약 50여회가 보고되었음. NH-90 및 AS 슈퍼 푸마는 현재 수리온 개선 윈드실드와 같은 제조사에서 설계, 제작한 거의 비슷한 구조로 이뤄져 있음 (Ionalex 강화유리 + PU의 Bilayer 구조), NH-90의 경우, 프랑스군이 운용하며 2014년에 40개 이상의 윈드실드가 파손되었음.

○ 윈드실드 국방규격 (KDC 1520-T4001-11)

       3.5.3.1.3.2.2. 윈드실드(Windshield)

       “윈드실드(Windshield)는 조종실 전방을 둘러싸도록 한다. 윈드실드는 최대설계수평비행속도(VH)에서 1.0kg(2.2Ib)의 조류충돌에 견딜 수 있어야 한다. 윈드실드는 파손 시 분쇄방지(Shatter Proof)재질이어야 하며 비행조건에 의해서 부가된 공기력에 대해 견딜 수 있어야 한다. 전열식 방빙 또는 서리제거 장치가 윈드실드 패널에 제공되어야 한다.

       윈드실드나 창(Window)은 열팽창/수축으로 인해서 각각의 투명체 프레임이나 유리창 틀을 변형시키지 않도록 장착되어야 한다. 최적시야를 확보하기 위해서는 윈드실드의 반사(Reflection), 섬광(Glare), 왜곡(Distortion), 투광 (Light Transmission) 및 시야각(Angle of Vision)등을 고려하여야 한다. 윈드실드는 몇 개의 조각으로 구성될 수 있으나, 조종사 시야선상에서 윈드실드 프레임의 간섭이 최소화되어야 한다.”

○ 윈드실드 파손으로 인해 비행안전에 일부 영향이 있었지만, 파손시 안전하게 착륙하였고, 2016년 12월 29일16-5차 KUH-1(수리온) 기품원 형상통제심의회 (CCB; Configuration Control Board)에서 파손시 시야 개선을 위하여 윈드실드 재질변경 승인(Solidion 유리 → Ionalex 유리)이 되었으므로, 비행안전을 개선하였음.

○ 윈드실드는 한국항공은 정부의 승인을 받은 국방규격 (KDC 1520-T4001-11)대로 윈드실드를    제작하였으며, 한국항공이 솔리디온(Solidion)’을 채택하면서 파손 시 최소시야 확보 여부 등에 대한 검토를 소홀히 한바는 있으나, 사전에 파손 가능성을 모르고 있었으므로, 연구개발의 결함개선단계로 보아야 하다고 판단됨.

       

[그림 : 전선절단기(Wire Cutter) ]

 3.2 전선절단기 관련 감사원의 감사결과 내용
  
    메인로터 블레이드와 전선절단기 간섭현상 부실검토 (2016년 10월 감사보고서 51∼52면)

○ 수리온헬기 사업의 기술관리를 하는 국방과학연구소(이하 “국과연”)가 제자리 이륙, 활주이륙 등 다양한 운용환경에서 수리온의 로터 블레이드가 다른 구조물과 충돌현상이 발생하는지를 면밀히 검증한 후 ｢한국형 기동헬기 개발규격서｣ 및 ｢수리온 감항인증기준｣ 적합여부를 판단하여야 함.

      그러나, 한국항공우주산업주식회사(이하 “한국항공”)가 이륙 시험없이 메인로터 블레이드와 기체 간의 간극을 지상정지 상태에서만 확인하여 안전한 것으로 보고한 ｢지상시험 평가결과 보고서｣를 첨부한 감항인증기준 충족확인서를 제출하였는데도 그대로 인정하였음. 

   전선절단기의 설계변경 등 근본대책 없이 사용자교범만 수정하고 종결 처리
   
○ 육군은 2012년 12월부터 전력화된 수리온의 운용과정에서 결함이 발생할 경우 원인분석 및 후속조치 등 관리업무를 수행하면서, 위 사고 이후 2015년 6월까지 전선절단기의 설계변경 등 근본대책을 마련하지 아니한 채 이에 따라, 활주이륙 시 성능을 제한하는 내용(사용출력을 60%로 제한)으로 「사용자교범」만 수정하고 종결처리 하였음.

   이에 따라, 비행안전성이 확보되지 못하며 현재까지도 동일사고 발생 우려가 있고 수리온의 활주이륙 능력을 최대한 사용할 수 없게 되어 엔진동력, 양력이 부족한 상황에서 효과적인 수리온 운용을 곤란하게 할 우려가 있음.
 

   메인로터 블레이드 간격 검토
  
○ 한국항공은 ｢한국형 기동헬기 개발규격서｣ 3.7.1.2.2.(메인 로터 블레이드 간극) 및 ｢수리온  감항인증기준｣ 4.2 로터(Rotors). 661. 로터 블레이드 간격 (Rotor blade clearance) 입증을 위해 양산기 운용범위를 포괄하는 개발시험영역 내에서 항공기의 모든 기동조건, 즉 제자리 이륙, 활주이륙, 고속강하, 풀 아우트, 푸쉬 오버, 뱅크 턴, 측면 비행, 후진 비행, 다양한 착륙조건 등에 대해 간섭 여부를 확인하였음.

○ 한국항공, 비행운용 입증 후, 확인결과로 인한 감항인증기준 충족확인서 개정 누락 실수

       『TACC 661 로터 블레이드 간극(Rotor Blade Clearance)』 입증관련 기술관리기관과 한국항공은 감항인증 충족확인서에 기술된 로터계통 지상시험뿐만 아니라 비행 시험을 통해 확인해야함을   인지하고 있었으며, 이를 위해 고기동에서 발생할 수 있는 블레이드와 동체의 충돌 방지를 위해 블레이드 간극 측정센서를 장착하여 비행시험(성능, 비행성, 하중)을 수행하고 간섭현상이 발생하지 않음을 확인하였으나, 비행시험 종료 후 간극 확인결과를 반영한 감항인증기준 충족확인서 개정을 누락하는 실수를 하였음.

       · 2011.03.중 : 블레이드 운동범위가 증가하는 고기동 비행시험에 대비 간극측정 방안검토 착수
       · 2011.05.17 : 동체-블레이드 간섭 유무 모니터링용 근접센서 적용방안 TRB(11-17차) 개최
       · 2011.07.21 이후: 동체-블레이드 간섭유무 확인용 근접센서 장착 후 비행시험 중 모니터링 통해 이상 없음 확인.

 메인로터 블레이드와 전선절단기 사고 원인

○ KUH 2차양산 현안 토의 결과(3차)에서 “수리온 16호기 메인로터 블레이드와 전선절단기 충돌은 설계 결함이 아니라, 관련 소요군 조종사의 운용상 과조작(최전방 조종입력 부가)에 의한 것으로, 한국항공은 사이클릭 운용에 대한 조종사 주의사항을 명확하게 제시하지 않은 것에 대한 과실이 있음.”이라는 토의결과를 볼때 조종사의 운용상 과조작이 있었다고 보여짐.

○ FAA Rotorcraft Flying Handbook (FAA-H-8083-21A, 2012)에도 “지상활주 시 과도한 Cyclic 움직임 회피 및 지상속도 제어를 위한 Cyclic사용금지”라고 규정하고 있으며, 또한, 수리온 운용자 교범에도 『주의사항』으로 “지상활주 시 하부스톱 충격을 방지하기 위하여 사이클릭의 움직임을 최소화해야 한다.”라고 기반영 되어 있음.

○ 경고장치 적용으로 동일사례 발생 가능성을 제거하고 비행안전을 확보하였음. 이에 따라 활주이륙 시 종축 사이클릭 조종 입력량을 전방 40% 이내로 구체화 시켰으며, 상기 조종입력 범위에서 엔진동력 및 양력 부족 없이 60kt 활주이륙 수행에 문제없음을 기 확인하였음.

○ ‘14.08   양산 16호기 활주이륙 훈련 중 Blade와 Wire Cutter 충돌현상 발생
○ ‘14.09   Wire Cutter 충돌 모사 및 확인시험 수행
○ ‘14.11   14-3차 수리온 2차 양산 현안 토의 후속조치 (TACC 661 감항성 협의)
○ ‘14.12   한항-2014-05470호, KUH-1 14-69차 기술회보 제출
○ ‘15.07   수리온 16호기 전선절단기 관련 후속조치 추진 통보
• 한국형기동헬기사업팀-984, 경고장치적용(전방40%) 및 사용자 교범 수정
○ ‘15.09     15-8차 기술검토위원회 수행, 전선절단기 충돌예방 음성경고 시스템 기술검토
○ ‘16.02     16-3차 현장 CCB (안건 9번, 10번)
• 한국형기동헬기사업팀-757, 전선절단기 충돌예방 경고 반영을 위한 설계변경 승인
             

  한국항공이 비행시험 종료 후, 감항인증기준 충족확인서에서 누락 실수

○ 감사원이 “한국항공우주산업주식회사(이하 “한국항공”)가 이륙 시험없이 메인로터 블레이드와 기체 간의 간극을 지상정지 상태에서만 확인하여 안전한 것으로 보고한 ｢지상시험 평가결과 보고서｣를 첨부한 감항인증기준 충족확인서를 제출하였는데도 그대로 인정하였음.”라는 감사결과에 대하여

   한국항공은 “ 2011년 7월 21일 이후, 동체-블레이드 간섭유무 확인용 근접센서 장착 후 비행시험 중 모니터링을 통해 이상 없음 확인하였으나, 비행시험 종료 후 간극 확인결과를 반영한 감항인증기준 충족확인서 개정을 누락하는 실수를 하였다는 것을 확인 함.

 

  한국항공은 사이클릭 운용에 대한 조종사 주의사항을 명확하게 제시하지 않은 것에 대한 과실
   
○ 수리온 16호기 메인로터 블레이드와 전선절단기 충돌은 설계 결함이 아니라, 관련 소요군 조종사의 운용상 과조작(최전방 조종입력 부가)에 의한 것으로, 한국항공은 사이클릭 운용에 대한 조종사 주의사항을 명확하게 제시하지 않은 것에 대한 과실이 있음.

     
  Tate v. Boeing Helicopters 사례 [Tate v. Boeing Helicopters, 921 F.Supp.1562(W.D. Ky.)1996]

○ Tate 사례는 1990년 발생한 Boeing Helicopter CH-47D 군 헬기의 사고로 3명의 사망자와 부상자들이 발생한 사건임. 사고 당시 헬기는 15,760 파운드의 콘크리트 블록을 운반하고 있었음. 사고의 원인으로, 이중 화물인양장치(tandem hook cargo system)의 무거운 물체를 들어 올리는 밧줄의 결함으로 추정함. 원고는 화물인양장치의 잠재위험에 대한 경고위반 결함을 근거로 제조사인 Boeing Helicopter사에 손해배상을 청구하였음.

○ 원고는 피고에게 정부계약자항변이 적용되기 위해서는 1) 이중 화물인양시스템(tandem hook cargo system)의 모든 잠재적 결함에 관한 주의사항을 명시해야 했으며, 2) 정부는 모든 잠재적 결함을 알게 된 후에 이 주의사항을 검토한 후 거절했어야 한다는 것이었음.

       Boeing사는 모든 잠재적 결함에 관한 주의사항을 제안해야할 의무가 없고, 미군이 제안된 주의사항을 검토한 후 거절하였다는 것을 증명해 보여야할 의무도 없다고 주장하였으며, Boyle의 법칙에 의해 정부가 재량으로 잠재적 결함에 대한 주의사항을 승인하였다는 것과 정부계약자와 정부가 이러한 문제점을 알고 있었다는 것만을 증명하면 된다고 주장했음.

○ 법원은 Boeing사는 주의사항의 확정 과정에서 정부의 재량이 수행되었고 모든 제작과 주의사항에 대한 것들은 정부의 정밀사양에 따라 수행되었으며, 미정부가 정부계약자인 Boeing사가 알고 있었던 모든 위험요소들을 알고 있었기 때문에 설계뿐만 아니라 표시상의 결함에 대해서도 정부계약자항변을 적용할 수 있다고 판결하였음.    
 

○ 한국항공은 2011년 7월 21일, 동체-블레이드 간섭유무 확인용 근접센서 장착 후 비행시험 중 모니터링을 통해 이상 없음 확인하였으나, 비행시험 종료 후 간극 확인결과를 반영한 감항인증기준   충족확인서 개정을 누락하는 실수를 하였으나, ‘지상시험’ 뿐 아니라, ‘비행시험’도 하였다는 것이 확인됨.

○ 한국항공은 ｢한국형 기동헬기 개발규격서｣ 3.7.1.2.2.(메인 로터 블레이드 간극) 및 ｢수리온  감항인증기준｣ 4.2 로터(Rotors). 661. 로터 블레이드 간격 (Rotor blade clearance) 입증을 위해   양산기 운용범위를 포괄하는 개발시험영역 내에서 항공기의 모든 기동조건, 즉 제자리 이륙, 활주이륙, 고속강하, 풀 아우트, 푸쉬 오버, 뱅크 턴, 측면 비행, 후진 비행, 다양한 착륙조건 등에 대해 간섭 여부를 확인하였음.

○ KUH 2차양산 현안 토의 결과(3차) “16호기 관련 소요군 조종사는 운용상 과조작 사실이 있고”라는 조종사의 과조작사실이 인정되었고, “한국항공은 사용자교범에 지상활주시 사이클릭 운용에 대하여 조종사 주의사항을 명확하게 제시하지 않은 것에 대한 과실이 있음” 이라고 하였으나, 한국항공의 기존 사용자교범도 정부의 승인을 받아 제작한 것이므로, Tate v. Boeing Helicopters사례와 같이 제작사인 한국항공에 면책을 해주어야 함.

 체계결빙성능 시험평가 지연 등 부적정 (2017년 7월 감사보고서 24~30면)
 
○ 방사청은 수리온 체계개발사업을 총괄하면서, 항공기 표면에 구름 입자 등이 충돌하여 얼음피막을 형성하고 성장하는 결빙(Icing)현상이 발생하면 항공기의 성능과 조종능력이 저하되고 심하면 엔진까지 손상될 수 있으므로, 실제 비행시험을 통해 결빙환경에서의 비행안전성(체계결빙 성능)을 입증한 후 수리온을 전력화하여야 함.
     
○ 비행시험에는 6개월 정도가 소요되고 ‘2009년 1월 당시 개발기간이 3년이 남아있어 비행시험을 실시할 시간여유가 있었는데도, 2009년 1월 방사청은 막연히 “사업일정 등을 이유로” 체계결빙 성능 시험은 추후에 진행하기로 결정하였고, 이후의 시험평가(2009년 9월 ∼ 2012년 4월)에서도 체계결빙 성능시험은 실시하지 않음. 더욱이, 2012년 7월 체계결빙 성능이 입증되지 않았는데도 체계결빙 성능시험을 ’해외 시설을 통해 수행‘하는 조건으로 ’기준 충족‘ 판정을 하고 같은 해 12월부터 수리온을 납품받아 전력화를 시작하였음.

       그 결과, 체계결빙 성능이 검증되지 않은 채 수리온이 전력화됨에 따라 3차례 발생한 추락사고의 직· 간접적인 원인으로 작용하였음.

  체계결빙성능 시험결과에 대한 후속조치 부적정(감사원 보도자료 2017.7.16. 30∼49면)
      
○ 감사원은 “방사청은 수리온의 체계결빙 성능시험(2015년 10월 ∼2016년 3월, 미국) 결과, 101개 항목 중 29개 항목이 기준에 미달하여 「국방규격」 등에 미달함을 확인되자 2016년 8월 2차 수리온의 납품 및 수락검사를 중단함. 따라서 방사청은 수리온의 체계결빙 성능이 보완되어 「국방규격」 을 충족할 때까지 수리온의 납품을 수락해서는 안된다”고 주장함.

[그림 : 결빙관련 ]

○ 그런데 2016년 10월 한국항공이 “수리온의 체계결빙 성능을 2018년 6월까지 보완하겠다”는 후속조치 계획을 제출하자, 방사청은 결함을 해소하기 위한 아무런 조치가 없었는데도 수리온의 납품을 재개하도록 내부 방침(청장 승인)을 정하고, 전력화 재개를 위한 논리를 개발하여 관계기관의 동의를 유도하였음.

○ 방사청은 2016년 10월 28일 국방부, 합동참모본부, 육군본부 등 관련기관에 전력화 재개에 대한 의견을 묻는 공문에서, 아무런 객관적 근거도 없이 “결빙환경에서 20분 이내는 안전비행 가능성이 확인되어 동계 안전비행이 가능하다”는 내용을 포함하였으며, 혹한기 또는 저온시험을 근거로 “동계 운용이 문제 없다”고 표현하였으나, 이들 시험은 결빙환경과 직접적 관련이 없어 체계결빙 성능을 입증할 수 없었으며, “노후헬기 도태에 따른 전력공백”을 근거없이 주장하였음.

○ 방사청은 등은 2016년 11∼12월 한국항공이 제안한 체계결빙 성능 관련 「국방규격」 변경을 처리하면서, 체계결빙 성능은 특별한 사유없이 규격을 변경할 수 없는 “치명규격완화(안전관련사항)”에 해당하는 것으로 검토하고도, 규격 변경을 위해 “기술변경사항(일반사항)”으로 처리하여 적용시점을 ‘2018년 6월로 유예하였음.

○ 또한, 국방부 등 관련 기관은 ‘기 납품물량에 대한 개선비용’을 한국항공이 부담하는 조건으로   전력화 재개에 동의하였고, 2016년 10월 31일, 방사청장의 결재를 받은 보고서에서도 한국항공에 해당 비용을 부담시키는 것으로 되어 있음. 그런데 한국항공은 방사청이 해당 비용을 부담하여야 한다고 주장하여 비용부담 주체에 대한 합의가 이루어지지 못했는데도, 2016년 12월 방사청장은 기존헬기의 노후화, 방산업체의 인력유지 등을 이유로 전력화를 재개하도록 지시, 관련 보고서에 결재하였음.

 

○ 그 결과, 체계결빙 성능이 규격을 충족하지 못했었는데도 수리온을 계속 전력화함으로써 비행안전성에 심각한 위협이 초래되었고, 2018년 6월까지 체계결빙 규격의 적용이 부당하게 유예되어 해당 기간의 지체상금(약 4,571억 원)을 부과할 수 없게 되었을 뿐 아니라, 기 전력화된 물량의 개선비용(약 207억 원)도 정부가 부담할 가능성이 있는 등 국가재정에도 막대한 손해를 초래하였음.

○ 방사청은 현재 운용 중인 헬기의 노후화 및 전력공백, 국방예산의 효율적 사용, 국가 경제에 미치는 영향 최소화 등을 고려하여 군과 국익에 유리하다는 판단하에 전력화를 재개했다고 주장하였음.
  
○ 그러나, 조종사의 생존성 등 비행안전은 전력화에 있어 일정이나 예산집행의 효율성 보다 우선적으로 고려하여야 할 사항이고, 국방예산의 효율적 집행은 예산이월제도 등을 통해 해결이 가능하고, 방산업체의 인력유지에 대해서는 과거 다른 무기체계에서도 성능미달을 이유로 전력화를 중단한  선례가 있어 설득력이 부족함. 더욱이, 방사청은 전력화 재개 방침을 정한 후 주관적 의견 등을 근거로 비행안전에 문제가 없다는 논리를 만들과 이를 근거로 관계기관의 동의를 유도하였을 뿐 아니라 전력화를 재개하기 위해, 규격변경을 할 수 없도록 되어 있는 안전에 관한 규격까지 변경하는 등 절차적 정당성도 상실하였음.

 4.2. 결빙관련 분석
  
   추진 경과

○ ’09.1.21  제 13차 시험평가통합관리위원회(TIPC) 회의
  - 체계결빙시험은 지상시험으로 추진, 결빙비행시험은 별도 사업화로 추진
○ ’12.6.7  12-2차 KHP 사업단 정책실무협의회
  - 국외 체계결빙 시험 계획(안) 보류 (필요성, 시험계획 보완 후 재상정)
○ ’12.7.20  후속 개발시험평가 결과 판정  [시험평가2과-3153]
                         - 3개 항목(진동,저온,결빙) 후속조치를 조건으로 「기준충족」 판정
 - 체계결빙(미수행) : 해외 전용시험시설 및 장비 활용 시험 수행
○ ’13.9.4  ‘13-2차 사업관리실무위원회 [KUH사업팀-3990]
 - 해외 결빙비행시험 계획 승인
○ ’13,10.23         “KUH 체계결빙 운용능력 입증사업” 업체선정 입찰공고
○ ’13.12.02         “KUH 체계결빙 운용능력 입증사업” 업체선정 입찰재공고
○ ’13.12.12         “KUH 체계결빙 운용능력 입증사업” 제안서 제출 (2차입찰)
○ ’14.2.14  “KUH 체계결빙 운용능력 입증사업” 계약 체결
○ ’15.10~’16.3  KUH 체계결빙 비행시험 수행

○ 해외사례

해외사례를 통하여 볼 때, 미육군의 UH-60, AH-64 헬기는 체계결빙이 입증되지 않은 상태로 전력화된 후 추가적인 체계결빙시험을 통해 결빙조건 운용능력을 입증/확정함.
     

  해외 선진 헬기업체인 Augusta Westland, Sikorsky의 민간헬기 사례도 형식인증 획득 후 결빙인증을 추가로 획득하였음.
 

   ※ 각 기종(형식)별 TCDS*(Type Certificate Data Sheet) 확인

○ 수리온 체계개발 기간 중 체계결빙성능 시험평가 미 실시 사유
  
체계개발계약 세부이행계획서에 반영된 착빙시험 90시간은 자연결빙비행시험을 기준으로 작성되었음. 자연결빙시험을 위해서는 결빙조건 발생 가능성이 높은 지역을 선정하기 위한 과거 결빙기상 데이터와 시험간 결빙조건에 대한 예보 정보가 필요하나, 국내에 결빙기상 자료 및 예보기관이   부재하여 계획 수립이 불가하였음.

자연환경에서는 결빙입증에 요구되는 모든 결빙조건의 조우가 어려워, AH사 등 타 헬기 결빙시험 사례를 볼 때, 시험과 설계개선, 재시험 수행 필요로 다년간의 비행시험이 소요됨에 따라, KUH  비행시험 기간내 자연결빙비행시험 수행은 사업 전체 시험평가 일정 준수에 어려움을 줄 수 있는  상황이었음.
 
따라서, 제 13차 시험평가통합회의에서 결빙비행시험은 별도 사업화가 필요함을 결정하게 되었으며, 이후 체계개발 기간내 자연결빙비행시험은 고려하지 않았으며, 지상시험(2010년 12월) 및   비행시험(2011년 11월)을 통해 방/제빙계통의 기능을 확인하였음.

○ 체계결빙시험 지연 이유

12-2차 KHP 사업단 정책실무협의회(2012년 6월)에서 해외결빙비행시험 계획(안)에 대한 심의를 하였으나, 해외 체계결빙시험의 ‘필요성 및 시험계획 보완 후 재상정’으로 의사결정이 보류됨.

한국항공은 국내에서의 결빙비행시험 수행 가능성을 재검토하였고, 결빙비행시험의 필요성 및   결빙시험 수행방안을 객관적으로 검토하고 판단하기 위하여 위탁과제를 통해 수리온 체계결빙시험 최적 추진방안을 마련하였으며 (2013년 6월), 13-2차 사업관리실무위(2013년 9월)를 통해 해외 체계결빙시험 방안이 확정됨.

체계결빙시험 계획 수립시부터 HISS를 보유/운용하고 있는 미육군(RTC)과의 협의를 통해 업체와 미육군간 직계약이 가능함을 확인하였으나, 2014년 9월 미육군과 최종계약 협상을 진행하는 과정에서 미육군이 업체와의 직계약이 불가함을 통보하여 FMS 계약으로 변경됨에 따라, 결빙시험  착수가 1년 지연되었음.

○ 한국항공은 결빙성능 입증 지연이 3차례의 엔진사고의 직접 또는 간접적인 원인이 아니라고 주장함. 엔진관련 사고에서, 2호기,12호기는 엔진 VG Fix 결함 발생했지만 기체 손상없이 랜딩하였고,  4호기는 해당 결함 발생 후 조종사가 적기에 비상절차를 수행하지 않아 사고가 발생하였다고 보고 있음. VG Fix 원인은 엔진 방빙장치 사용시 열이 공급됨에 따라 Plenum(압축기 전방 Mainframe 내부 공간)의 열팽창으로 인한 Spindle nut 간극이 감소하여 마찰 증가에 따른 것으로 엔진 자체 문제임. 2호기, 4호기, 12호기 Spindle nut 기본 마찰력은 40~43 lb였고, 체계결빙시험 엔진은 17.5 lb로 체계결빙시험 엔진에서 VG Fix 현상 발생 확률이 낮았고, 실질적으로 체계결빙시험간 VG Fix 결함은 발생되지 않았음.

즉, 2, 4, 12호기의 VG Fix에 의한 사고는 엔진 자체의 문제에 기인하므로 한국항공은 “체계결빙성능 입증이 지연 되어 3차례 사고 발생의 직간접적인 원인이 되었다” (2017년 7월 감사보고서 28면)는 감사결과와는 다르다는 주장임.

 소결
 
○ “체계결빙성능 입증이 지연 되어 3차례 사고 발생의 직간접적인 원인이 되었다”는 감사원 감사결과에 대하여 한국항공은 이에 동의하지 않고 있는바 이에 대한 분석은 생략함.

○ 결빙비행시험은 정부기관의 구체적인 승인절차에 의한 것으로, 한국항공은 이러한 결정에 따른 것임.

○ 2015/2016년 결빙비행시험을 통해 식별된 성능 미충족 구성품에 대해서는 설계개선 조치 후 결빙비행시험 및 감항성 심사를 재 수행할 예정임.

○ 자연결빙시험을 위해서는 결빙조건 발생 가능성이 높은 지역을 선정하기 위한 과거 결빙기상 데이터와 시험간 결빙조건에 대한 실시간 예보 정보가 필요하나, 국내에 결빙기상 자료 및 예보기관이 부재하여 계획 수립이 불가하였으며, 자연환경에서는 결빙입증에 요구되는 모든 결빙조건의 조우가 어려웠음.

○ 해외 선진 헬기업체인 Augusta Westland, Sikorsky의 민간헬기 사례도 형식인증 획득 후 결빙인증을 추가로 획득하였다는 사례를 보면, 자연결빙시험 자료 부족과 모든 결빙조건의 조우가 어려운 상태에서 외국에서의 결빙시험을 내린 방사청의 정책결정은 최선책을 채택할 수 없는 현상황에서 해결방안을 찾은 것이라고 사료됨.

○ 방사청은 수리온 감항인증업무의 조정 · 통제, 감항인증기준 및 계획 승인 등의 업무를 수행하면서  수리온 감항인증은 비행안전성 확보 등에 필수적이므로 국제기준에 가능한 한 부합하도록 하여야 하는데, 2011년 7월 방사청은 수리온의 민수용 전환 등을 고려하여 미연방항공청 기준인 「FAR 29」(회전익항공기에 대한 기술기준)를 기반으로  「수리온 감항인증기준」 을 새롭게 수립하면서, 이미 개발이 마무리 단계였고 「FAR 29」를 충족하려면 일정이나 비용에 차질이 있다는 이유로  「FAR29」의 일부 항목을 적용대상에서 제외하거나 수정 반영하는 등 이미 이루어진 설계, 시험평가를 통해 입증이 가능한 수준으로  「수리온 감항인증기준」을 수립 함.

○ 엔진 관련 FAR 29의 29.903(a) 항목을 미적용 했으며, 체계결빙성능은 2009년 1월 및 2010년 10월 개최된 시험평가 통합관리위원회에서 제한된 사업일정으로 인해 별도 사업화하여 추진하기로 결정하였다는 사유 등으로 FAR 29의 29.1419항을 적용 제외함.

○ 수리온은 도심 등 제한된 이·착륙 영역에서 OEI 시 비행안전성 향상과 수출/민수 전환을 위해서 TA의 감항인증기준을 수립했어야 하나, 개발 비용·일정 영향성과 TB도 일정 수준의 비행안전성을 확보할 수 있다는 사유로 TB를 적용함.

○ FAR 29의 29.812에서는 주 조명계통과 독립된 비상조명계통을 구비하도록 되어 있고 이는 선택적 항목이 아닌데도, 설계에 반영 되지 않았고 이를 추가적으로 설계등에 반영하기 위해서는 비용, 일정이 추가된다는 등의 사유로 제외함. 또한 99개 항목은 개발 초기부터 『수리온 개발 규격서』를 기준으로 설계가 진행되면서 전력화 일정, 비용등을 이유로 FAR29의 내용을 변경 적용함.

○ 민간감항인증기준은 비행안전을 위한 최소한의 기술기준을 정한것으로 일부 항목을 제외하거나 완화하는 것은 일반적인 것이라고 볼 수 없음.

○ 국제민간항공기구(ICAO)에서는 TB(Category B)로 형식인증을 받은 항공기의 경우 도심 등 혼잡한 환경에서의 이·착륙 등을 제한하고 있고, FAR 29가 적용되는 다발 회전익항공기의 경우 일반적으로 TA(Category A)와 TB(Category B)로 복수인증을 받음.

○ 수리온은 「수리온 개발규격서」를 기준으로, TA/TB의 구분 없이 개발되었으나, 두 개의 엔진을 장착하고, 한쪽 엔진으로도 상승에 충분한 출력을 낼 수 있으므로, TA와 TB 복수 인증이 가능함. 그리고 「수리온 개발규격서」에 따르면 수리온은 전시(공중강승작전, 병력·물자수송 등) 및 평시임무(훈련, 작전, 행정 등)에 사용되므로 도심 등에서 이·착륙할 필요성이 있고, TA 인증으로 비행안전성을 높일 수 있음. 하지만 개발 비용·일정 영향성과 TB도 일정 수준의 비행안전성을 확보할 수 있다는 사유로 TB를 적용함.

○ 수리온 TA 미적용에 따라, 도심 등 제한된 헬리포트에서 이·착륙하는 경우 비행안전성을 확보하지 못하고 있고, 함상/도심/옥상 등의 제한된 헬리포트에의 운용 필요성이 증가된 상륙기동헬기, 의무후송전용헬기의 양산을 추진 중임. 또한 비행안전성의 충분한 검증 없이 경찰청, 산림청, 제주소방 등 비군사용으로 민간에 판매 및 운용중임.

○ 방사청은 제한된 환경(도심, 함상, 옥상)에서 이·착륙이 필수적인 수리온, 상륙기동헬기, 의무후송헬기 및 주로 도심에서 운용되는 경찰청헬기에 TA 형식인증을 받도록 하는 것이 타당함.

  FAR 29 적용 제외 사례
   
○ 체계결빙 성능 관련(2017년 7월 감사보고서 58~59면)
        「FAR 29」에 따르면 엔진계통, 조종계통 등 각 장치별로 결빙환경에서 운용에 악영향이 없어야 한다고 규정하면서 최대 결빙조건에서 안전운용이 가능함을 실증하도록 되어 있는데도, 방사청은 제한된 사업일정으로 결빙시험을 별도 추진하기로 했다는 사유로 이를 미적용하고 결빙환경에서는 운용을 제한하는 것으로 전력화 함.

○ 엔진 형식인증 관련 (2017년 7월 감사보고서 70~71면)
       「FAR 29」에 따르면 발동기(엔진)는 형식인증된 것을 사용하여야 한다고 되어 있으나, 수리온에 탑재한 엔진(701K)에 대한 엔진 형식인증을 미추진하였음. 2011년 7월 엔진 형식인증 필요성이 제기되었으나 이를 위해 최소 수백억 원의 비용과 2년 이상의 기간이 추가 소요된다는 사유로 이를 미적용 함.

○ TA급 인증기준 관련
        「FAR 29」는 쌍발엔진 장착 헬기에 대한 감항인증 유형을 TA급(한쪽 엔진 고장시 이륙비행 가능)과 TB급으로 구분하고 있고, 국제민간항공기구는 TA급 인증이 없는 경우 도심 등 혼잡환경에서의 이착륙을 제한 받음. 수리온의 경우 향후 활용도를 감안해 TA급 인증기준을 수립하는 것이 타당한데도, 전력화 일정 등을 TB급 기준을 수립 함. 그 결과, 민수용 전환 등을 위해 필수적인 항목이 배제되어 향후 비행안전성이 저하되고 민수용 전환 등에도 불리하게 작용할 우려가 있음.

   전자장비 낙뢰보호기능 설계 및 감항인증 부적정(2017년 7월 감사보고서 78∼83면)
   
○ 수리온에는 비행정보를 처리하는 자동조종장치모듈 등 항공기 제어 및 임무통제에 관여하는 102종의 전기 · 전자장비를 장착하였음. 수리온 「개발규격서」 및 「감항인증기준」에 따르면 수리온의 전기 · 전자장비에 낙뢰보호기능이 제공되어야 하고 낙뢰 피격 후에도 필수 장비는 정상기능을 발휘할 수 있어야 한다고 규정하고 있음. 군용수송기의 경우 약 1,000 비행시간당 한 번의 비율로 낙뢰를 경험함.

○ 그런데 국과연은 ‘08. 7월 낙뢰피격 시 ’안전하게 착륙만 할 수 있으면 된다‘고 임의로 판단, 21개 장비만 낙뢰보호기능을 설계에 반영토록 함으로써, 위성/관성항법장치 등 71개 장비는 필수장비인데도 낙뢰보호기능 없이 수리온에 장착(나머지 10개 장비는 안전성에 미치는 영향이 적음)하였음.

       국과연은 ‘12.3월 감항인증기준 충족여부를 검토하면서 ’일부 장비에 낙뢰호보기능이 있다‘는 사유로 기준 충족으로 처리하여, 낙뢰에 피격될 경우 장비가 정상 기능을 발휘하지 못함으로써 비행안전성을 확보하지 못하고 임무수행 능력이 저하될 우려가 있음.

   추진 경과

○ ’07.7~ ’09.6 수리온 감항인증규격서 작성 및 사업단 승인
○ ’07.6  해외기술이전업체 FAR-29 적용 권고로 사업단 및 기술관리기관은 FAR-29에 대한 사업적 영향성을 고려하여 기존개발규격서와 FAR-29를 기반으로 감항인증기준을 확정하기로 결정
○ ’07.11~’09.3 FAR-29를 추가적용을 위한 유관기관간 검토/협의
○ ’09.4~’11.3 군용항공기 감항인증법률 제정, 제1회 감항인증심의 결과 수리온 소급적용, 인증기획과 및 기술관리단(ADD)간 회의을 통해 개발규격서/AQS 와 FAR-29/ AQPP를 추가하여 감항인증 계획을 작성하고 감항인증심의를 추진 결정 
○ ’11.4  감항인증규격서(AQS)에는 감항기준 식별이 곤란하여 법에서 요구하는 사업별/기종별 감항인증기준 작성 요구
○ ’11.5  개발규격서내 감항요구도 식별 결과 개발규격서내 감항요구도는 계통별 요구 수준의 일관성이 결여되어 FAR-29 기반의 수리온 감항인증 기준 수립 방향 제시 
○ ’11.7  감항인증기준을 포함한 감항인증계획 기술관리단 확인 및 사업단 제출

  수리온 감항인증기준은 수리온 군용항공기 사업에 맞는 인증 

○ 수리온 감항인증 목적은 비행안전성 확보와 관용 및 군용항공기 해외 수출을 위한 것으로 민수헬기 전환 판매는 고려 사항이 아니었음.

○ 수리온 감항인증기준은 방사청 훈령 제405호(제114호, 2009.12.11.) 군용항공기 비행안전성 인증에 관한 업무규정 제8조(감항인증기준)에 의거 승인된 기타 감항인증기준(FAR 29)을 기초로 해당 군용항공기 사업의 특성에 맞게 작성되었음.

○ 수리온에는 군용 엔진을 장착함에 따라 FAR 29의 29.903(a) 항목을 적용하지 않았고, 수리온을 민수헬기로 전환하여 수출하는 것은 고려되지 않아 엔진의 민수 형식증명이 필요하지 않았음. 수리온의 경우, 절차적으로 민수감항당국의 형식 증명 획득을 제외하고 (29.903(a)) FAR 29의 엔진과 관련된 기준을 모두 충족함을 감항당국으로부터 확인받음.

○ 군용항공기에 있어 TA 형식인증을 요구하지 않음. 소요군에서 사용 중인 다발 엔진인 UH-60 및 단발 엔진의 UH-1, MD-500등의 경우 TA에서 요구하는 제한된 이/착륙 장에서의 이/착륙 절차가 수립되지 않았음에도 도심 운용에 제한을 두지 않음

○ FAR 29의 체계결빙인증 장절인 29.1419항은 2009년 1월 및 2010년 10월 개최된 시험평가통합관리위원회에서 별도 사업화로 결정됨에 따라, 수리온 감항인증기준 적용을 제외함.

○ FAR 29 Tailoring (구조물 피로평가 기준등) 검토결과, 수리온 헬기의 체계개발 시 기체구조 주구조물(PSE: Principal Structure Element) 피로평가를 위해 적용 가능한 최신 개정본은 Amendment 28 (’11.7.13)이었으며, Amendment 51 (’08.03.30)에는 기체구조 피로평가 관련  개정 내용은 없었음. 수리온 기체구조 피로평가 기준은 FAR29.571_Amdt. 28에 기술된 입증기준을 토대로 기술검토기관(TMO)의 면밀한 검토를 거쳐 공식 승인(’07.12.07) 받은 사항임

○ FAR29.571_Amdt. 28 에 기술된 피로평가 방법은 안전수명(Safe-Life), 파손안전(Fail-Safe), 손상허용안전수명(Flaw Tolerance Safe-Life) 설계 방법 중 한 가지를 적용하거나, 이를 조합하여 적용하도록 규정하고 있음. 특히, FAR 29.571_Amdt. 28 및 AC29_MG 11에 설계 또는 검사의 제약이 따르는 구조이거나, 좋은 설계 경험을 가진 경우에는 안전수명(Safe-Life) 설계 방법으로 피로 평가하는 것을 허용하고 있으므로 수리온 기체구조 개발에 적용된 피로평가 기준은 완화하여 적용된 것이 아님.

○ 수리온에 적용된 트랜스미션(로터마스트 및 동력전달장치) 시스템은 AH사 업무분담 품목으로 AS532 Super Puma에 기 적용되어 이미 안전성과 성능이 기 검증되었음.

○ 민간 감항증명하에서도 아래와 같은 완화 및 면제 적용 규정 있으며, 동등수준의 안전성 (Equivalent Level of Safety; ELOS)은 현행 기술기준을 직역한 적합성 요건(literal compliance)을 충족할 수 없으나, 신청자가 설계상의 보상계수(Compensating Factors)를 통해 현행 기술기준에서 요구하는 안전성에 대한 동등수준의 안전성을 제공하는 경우이며, 면제(Exemption)는 하더라도 항공법령 및 관련 규정에서 정한 것과 동등한 수준의 안전성이 유지된다고 판단되는 경우에만 해당 항목을 면제할 수 있음.

○ 수리온 감항인증 업무는 군용항공기 비행안전성 인증에 관한 법률 제정전에는 KHP 사업관리 공동규정 (산업자원부훈령 제63호, 2003.10.30, 제정)에 의거 수행하였으며, 법 제정이후는 제1회 감항인증심의회를 통해 소급 적용토록 결정된 사항임.

○ 수리온 감항인증 기준은 법제정전에는 KHP 공동규정에 의거 기술관리기관(ADD) 및 사업단에 승인을 받았으며, 법 제정이후에는 방사청 인증기획과에 제출하여 형식인증을 획득하였음. 또한, 수리온 감항인증기준 수립시 방사청 훈령 제405호(제114호, 2009.12.11.) 군용항공기 비행안전성 인증에 관한 업무규정 제8조(감항인증기준)에 의거 승인된 기타 감항인증기준(FAR 29)을 기초로 해당   군용 항공기 사업의 특성에 맞게 작성되었음.

○ 한국항공은 수리온 감항인증 기준은 KHP 공동규정 및 군용항공기 비행안전성 인증에 관한 법률 및 방사청 훈령에 의거 적법하게 수립되어 감항성을 입증, 확보하고 있으며, 관용헬기 외에 민수헬기로 형식증명을 받아 판매 할 계획이 없기에 추가 조치계획이 없다는 입장임.

 추진 경과

○ ~ ’11.3  수리온의 감항인증 기준/입증 계획은 개발규격서 기반의 AQS를 기준으로 작성(Category A/B와 무관)    
○ ’08.3.03  KAI-KHP(D)-08-0163 KUH AQPP 완성본 제출
○ ’08.9.10  KAI-KHP(D)-08-0766 KUH AQPP N/C, Deviation 항목 타당성 검토를 위한 자료제출   
○ ’11.6.16  KAI-KHP(D)-11-0686 KUH 감항인증기준(안) 보완본 제출
○ ’11.7.13  기술관리단-1934 한국형 기동헬기(KUH) 감항인증계획서 검토결과 제출(통보)
○ ’11.7.13  한항-2011-01827호 한국형 기동헬기(KUH) 감항인증계획서 제출(사업단 제출 용), Category A 성능 항목이 N/A로 반영됨
○ ’12.6.18  수리온 형식인증 획득 (TC-2012-001)

○ TA 형식인증이 제한된 이·착륙 환경에서 이·착륙 절차를 구체화하여, 이륙중량, 이·착륙거리 및 속도-고도 제한 등 이·착륙 절차를 준수한 민간 항공기 경우에 비행안전성을 향상시킬 수 있으나, TA급 이·착륙 절차 준수 시 군용항공기의 임무능력이 제한됨. 따라서 군용항공기의 경우, 일반적으로 임무성능을 확보하는 방향으로 개발되며, 한국 및 미국의 군용항공기 개발 요구도에 TA급 이·착륙 성능을 요구하지 않음.

○ 수리온은 소요군에서 요구하는 개발요구도 및 수립된 감항인증기준(SACC)에 대해 비행시험으로 입증하였고, 한 엔진 고장 시 요구된 비행안전을 충족하였음. 또한 소요군에서 운용 중인 군용항공기 UH-60, UH-1와 같은 수준의 성능 데이터와 절차가 사용자 교범에 반영됨.

○ 수리온은 군용항공기로 개발되었고, FAR 29.21(e)에 의거 TA 형식인증이 강제사항이 아닌 선택사항이므로 TB 형식인증을 받은 것에 문제없음

○ 소요군에서 운용 중인 군용항공기 중 다발엔진 헬기 UH-60과 단발엔진 헬기(UH-1, MD-500 등)의 경우, TA에서 요구하는 제한된 이·착륙장에서의 이·착륙 절차가 수립되지 않았고, 도심 등 이·착륙 환경에서 이·착륙 제한은 없음.

○ 수리온은 소요군에서 요구하는 개발요구도 및 수립된 감항인증기준에 따라, 요구된 한 엔진 고장 시 비행안전을 충족하였고, 군용항공기 특성상 TB급으로 인증 받았다고 도심 운영에서 비행안전성을 확보할 수 있음.

○ 수리온에서 TA 형식인증은 추가적인 요구사항으로, TA 형식인증을 위한 행정적 절차가 수반되어야하며, 추가 비행시험은 약 114개 이상의 시험 조건과 최소 1.5년 이상의 일정이 소요됨. 추가적으로 한국형기동헬기와 외부형상 차이에 따라 파생형 헬기의 TA급 성능 확인을 고려할 경우, 추가 1년의 일정 소요가 예상됨.

○ ‘08.7.17  전자기 환경영향 통제계획서 작성. 군용항공기특성 고려 비행필수 낙뢰보호대상
○ ‘09.9.30  SCI 보고서, TMO 요청으로 최초 제출
○ ‘10.3.8  SCI 보고서(Rev.A) TMO 제출
○ ‘10.3.31  KUH 간접낙뢰 시험 구성품 협의(TMO)
   - 간접낙뢰 시험 적용 대상은 SCI 보고서의 Catastrophic (A 등급)
                       수준으로 선정된 Safety Critical Item 항목 적용으로 결정
○ ‘10.4.13  간접낙뢰 시험 대상 구성품 선정결과 통보(TMO) 
○ ‘10.5.3  SCI 보고서 (Rev.B) TMO 제출
○ ‘10.11.17  SCI 보고서 (Rev.B. Chg.1) TMO 제출, 간접낙뢰 시험 구성품 협의 결과 반영

○ 한국항공은 수리온 동급의 군용헬기인 UH-60(블랙호크) 및 AH-64(아파치)를 참조하여 낙뢰피격을 비상상황으로 인지하고 낙뢰피격이후 안전한 착륙능력을 고려하였음. 

○ 이에 따라, 전기/전자 장비의 낙뢰보호 A등급(Catastrophic) 장비에 대하여 낙뢰보호를 적용하고 입증하였으며, 비행제한 사항으로 “의도적으로 낙뢰영역 진입제한”을 사용자 교범에 반영함. (동급 군용헬기 UH-60(블랙호크)와 동일한 비행제한 사항)  

○ SCI 보고서는 Airbus사 제안에 따라 민간항공기 기준을 적용하여 2009년도에 작성된 한국항공 자체 참고문서이나, 기술관리기관(TMO, ADD) 요청에 의해 제공되었음. SCI 보고서 기준으로 식별된 71종의 장비(B 또는 C 등급)에 낙뢰보호기능 적용을 고려할 경우, 낙뢰보호 기능 적용이 불필요한 수동소자 적용장비 등을 제외한 38종의 장비는 낙뢰보호 기능이 반영되지 않은 것으로 확인됨. 

○ 수리온의 경우 군용항공기 특성을 고려하여 낙뢰보호 A등급장비에 대하여 낙뢰보호 적용 및 입증이 되었으므로 낙뢰피격시 안전한 착륙이 가능함. 낙뢰환경에서의 비행제한 설정/운용은 타 군용헬기 사례와 동일함. “전자장비의 안전성 재식별 및 그 결과에 따라 낙뢰보호기능이 적용되지 않은 장비의 보완” 요구사항은 개발범위가 정해진 군용헬기에 있어서 필수적인 사항으로 판단되지는 않지만, 적용을 위해서는 국제기준에 따라 재검토가 필요하며, 적용 시에는 추가적인 일정/비용 및 성능영향(중량증가)이 발생될 수 있음.

  ○ 관용헬기란 국가기관등항공기를 말하며, 수리온헬기를 소방헬기로 사용할 경우 항공안전법(항안법)의 정의에 따라“국가기관등 항공기”로 구분 (항안법 제2조 제4호)되는데, 형식승인(TC)/감항인증(AC) 등 국내 민간항공법 기준이 적용됨.

      항공안전법 제2조(정의) 4. "국가기관등항공기"란 국가, 지방자치단체, 그 밖에 「공공기관의 운영에 관한 법률」에 따른 공공기관으로서 대통령령으로 정하는 공공기관(이하 "국가기관등"이라 한다)이 소유하거나 임차(賃借)한 항공기로서 다음 각 목의 어느 하나에 해당하는 업무를 수행하기 위하여 사용되는 항공기를 말한다. 다만, 군용·경찰용·세관용 항공기는 제외한다.
 
  ○ 인증관련 전문용어 사용에 있어서, 항공안전법에서는 “형식증명/감항증명”으로 용어를 규정하고 있으므로, 형식승인(TC)/감항인증(AC)은 형식증명(TC)/감항증명(AC)로 기술하여야 함. “형식승인/감항인증”이란 용어는 “군용항공기 비행안전에 관한 법률(약칭 군용기인증법)”에서 쓰이는데 군에서는“형식인증/감항인증”이란 용어를 규정하여 민간 항공기의“형식증명/감항증명”과 식별이 되도록 했는데 이는 “군용기인증법”입법 과정에서 국토부가 수정을 요구하여 반영된 것임.

  ○ 감항증명서의 분류와 특별감항증명의 종류와 세부 기준은“항공기기술기준(국토부 고시)“에서 규정하고 있음. 항공기기술기준 Part 21(항공기등, 장비품 및 부품 인증절차) 중 Subpart H. 감항증명 중 21.175에서 감항증명서를 “표준”과 “특별”로 구분해 두고 있음.
 
  ○ 상기 21.175 (b)에는 중에서 특별감항증명서를 발급하는 조건을 규정하고 특별감항증명서를 용도(항공기 사용 목적)별로 구분하여 제한(Restricted), 실험(Experimental) 및 특별비행허가(Special flight permit)로 구분하고 있음. 제한분류 특별감항증명서의 발급 대상이 되는 항공기 용도의 종류, 검사 방법 및 운항제한 사항은 21.185에서 상세하게 규정하고 있음.
    
  ○ 특히 특별감항증명을 발행시 제한사항을 (c)항에서 규정하고 있는데 ① 목적외 사용 금지, ② 인구밀집지역 상공 비행금지, ③ 필수 인원만 탑승, ④ 승객/화물의 유상운송 금지 등을 규정하고 있음.
 
  ○ 국토부가 제한류 특별감항증명 발급시 운항제한 사항을 규정하여 운항을 제한하도록 하는 것은 미국(FAA)이나 유럽(EASA)도 유사함. 제한류 항공기의 운용한계 제한의 대표적인 사례로 미국의 FAA가 군용 항공기인 UH-1H 헬기에 대하여 제한형식증명서(Restricted Type Certificate)를 발행하였음. 이에 따른 형식증명자료집(Type Certificate Data Sheet)을 검토할 필요가 있음.
 
  ○ 미국 FAA의 경우 특별감항 분류(Category) 중 제한류(Restricted Category) 항공기에 대해서는 제한형식증명을 받도록 규정하고 있어서 검토가 필요함. 예를 들어, 미 FAR 91.313(e)에 따르면 제한류 항공기는 인구밀집지역, 복잡한 항로, 대도시 공항 인근에서의 비행 금지하고 있음. (TCDS Note 2, Placard 2 및 FAR 91.313(e)) 따라서 국내 운항시 이런 제한 조건을 넣으면 정상적인 운항이 곤란할 수 있음.

 소결
 
○ 수리온헬기 사업은 처음부터 민수용 감항인증도 고려했으나, 전력화시기에 맞추기 어렵다는 문제로 받아들여질 수 없었음.

○ 현재 수리온헬기에 대한 민수용 감항인증을 받는다는 것은 불가능함. 첫째, 엔진기술지원사인 GE는 어느정도 협의가 가능하나, 에어버스사와 유로콥타사의 협조가 불가능함. 둘째, 에어버스사나 유로콥타사가 수리온헬기가 민수용헬기 시장에 새로운 경쟁자로 나타나기를 원치 않음.

○ 차선책으로, “제한분류(Restricted Category) 항공기에 대한 특별감항 증명”에 대한 연구로 수리온헬기의 소방헬기 즉 관용헬기가 재난방지 임무수행시 도심비행을 할 수 있도록 인가하도록 현안문제를 시급히 해결해야 함.

○ 민간항공기에 대한 안전성ㆍ성능 등을 시험하고 인증하는 업무를 주업무로 설립된 ‘항공안전기술원’은 2013년 1월 10일에야 최초로 설립된 것이 우리나라의 현상황 임.√