KR101083734B1 - Modification test apparatus for a structure of airplane - Google Patents
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Abstract
본 발명은 항공기 구조물 변형 테스트 장치에 관한 것으로, 본 발명에 따른 항공기 구조물 변형 테스트 장치는 테스트물의 일측에 설치되는 제 1결합구조물; 상기 제 1결합구조물에 상대하는 상기 테스트물의 타측에 장착되는 제 2결합구조물; 상기 제 1결합구조물과 상기 제 2결합구조물 사이에 설치되어 상기 테스트물의 변형상태를 측정하기 위하여 테스트 게이지가 설치된 게이지 프레임; 상기 게이지 프레임의 일단 일측을 상기 제 1결합구조물에 면방향으로 축 결합시키는 제 1로드엔드 베어링; 상기 게이지 프레임의 일단 타측을 상기 제 1결합구조물의 면방향에 대한 수직방향으로 축 결합시키는 제 2로드엔드 베어링; 상기 게이지 프레임의 타단을 상기 제 2결합구조물에 면방향으로 축 결합시키는 제 3로드엔드 베어링을 구비한 것으로, 이러한 본 발명에 따른 항공기 구조물 변형 테스트 장치는 결합구조물에 게이지 프레임을 일체로 장착하되, 장착된 게이지 프레임이 결합구조물의 x축 y축 그리고 z축에 대한 회전 모멘트에 의하여 변형하지 않고, 각축에 대한 측정위치를 유지하도록 함으로써 테스트 장치의 전체 크기를 보다 작게 구현하여 사용할 수 있도록 하여 테스트 장치의 사용효율을 보다 향상시키는 효과가 있다.The present invention relates to an aircraft structure deformation test apparatus, the aircraft structure deformation test apparatus according to the present invention includes a first coupling structure installed on one side of the test object; A second coupling structure mounted on the other side of the test object relative to the first coupling structure; A gauge frame installed between the first coupling structure and the second coupling structure to measure a deformation state of the test object; A first rod end bearing configured to axially couple one end of the gauge frame to the first coupling structure in a plane direction; A second rod end bearing configured to axially couple one end of the gauge frame to a direction perpendicular to a plane direction of the first coupling structure; Having a third rod end bearing for coupling the other end of the gauge frame to the second coupling structure in the axial direction, the aircraft structure deformation test apparatus according to the present invention is integrally mounted to the coupling structure gauge frame, The test device is designed so that the total size of the test device can be made smaller by maintaining the measurement position about each axis without being deformed by the rotation moment about the y-axis and z-axis of the coupling structure. It has the effect of further improving the efficiency of use.
Description
도 1은 종래의 항공기 구조물 변형 테스트 장치를 도시한 정면도이다.1 is a front view showing a conventional aircraft structure deformation test apparatus.
도 2는 본 발명에 따른 항공기 구조물 변형 테스트 장치를 도시한 측면도이다.Figure 2 is a side view showing an aircraft structure deformation test apparatus according to the present invention.
도 3은 본 발명에 따른 항공기 구조물 변형 테스트 장치에서 결합구조물을 도시한 사시도이다.Figure 3 is a perspective view showing a coupling structure in the aircraft structure deformation test apparatus according to the present invention.
도 4는 도 3의 A부를 확대 도시한 사시도이다.4 is an enlarged perspective view illustrating part A of FIG. 3.
도 5는 도 3의 B부를 확대 도시한 사시도이다.5 is an enlarged perspective view illustrating part B of FIG. 3.
도 6은 도 3의 C부를 확대 도시한 사시도이다.FIG. 6 is an enlarged perspective view of part C of FIG. 3.
도 7a는 본 발명에 따른 항공기 구조물 변형 테스트 장치에 외력이 가해지기 전 상태를 도시한 측면도이다.Figure 7a is a side view showing a state before the external force is applied to the aircraft structure deformation test apparatus according to the present invention.
도 7b은 본 발명에 따른 항공기 구조물 변형 테스트 장치에 외력이 가해진 상태를 도시한 측면도이다.Figure 7b is a side view showing a state in which an external force is applied to the aircraft structure deformation test apparatus according to the present invention.
**도면의 주요부분에 대한 부호의 설명**DESCRIPTION OF REFERENCE NUMERALS
200...제 1결합구조물200 ... First bonded structure
210...제 2결합구조물 210.Secondary coupling structure
220...게이지 프레임220 ... gauge frame
300...제 1힌지축300 ... 1st hinge axis
310...제 2힌지축310. 2nd hinge axis
320...제 3힌지축320 ... third hinge axis
본 발명은 항공기 구조물 변형 테스트 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 테스트 게이지가 설치된 게이지 프레임을 구조물이 결합되어 있는 결합구조물에 직접 장착한 항공기 구조물 변형 테스트 장치에 관한 것이다.The present invention relates to an aircraft structure deformation test apparatus, and more particularly, to an aircraft structure deformation test apparatus in which a gauge frame provided with a test gauge is directly mounted on a coupling structure to which a structure is coupled.
일반적으로 항공기는 요구된 설계조건으로 설계하여 시험제작한 후 실용화하기까지 수년이라는 장시간이 소요된다. 이 제작기간 동안 시험 제작된 항공기 또는 구조물에 대하여 수많은 테스트 과정을 거쳐 최종 실용화가 이루어진다. 이러한 테스트 중에는 항공기 구조물(이하 "테스트물(test article)"이라고 한다) 자체가 외력에 대하여 얼마만큼 변형하는가를 테스트하는 변형 테스트 과정이 있다. In general, an aircraft takes several years to design and manufacture under the required design conditions, and then to be put into practical use. During the manufacturing period, the final commercialization is carried out through a number of test procedures for the aircraft or structures that were tested. One such test is the deformation test, which tests how much the aircraft structure (hereinafter referred to as the "test article") itself deforms against external forces.
이 변형테스트는 테스트물의 양측으로 별도의 결합구조물을 결합시킨 후 이 결합구조물에 유압 피스톤 등으로 외력을 가하여 결합구조물과 함께 테스트물이 변형하도록 하고, 이때의 변형상태를 측정함으로써 이루어진다.This deformation test is performed by combining separate coupling structures on both sides of the test object and applying external force to the coupling structure with a hydraulic piston or the like to deform the test object together with the coupling structure and measuring the deformation state at this time.
그런데, 변형상태의 측정하기 위한 종래의 방법은 도 1에 도시된 바와 같이 테스트물(440)을 결합구조물(10)에 설치한 상태에서 이 결합구조물(10)의 외측에 테스트 게이지(30)가 설치된 게이지 프레임(20)을 별도로 설치한 후 결합구조물(10)에 외력을 가하여 변형시키면 그 변형정도가 테스트 게이지(30)에 의하여 측정된다. By the way, the conventional method for measuring the deformation state is a
즉 측정을 위하여 별도의 게이지 프레임(30)을 장착하여야 하므로 테스트 수행을 위하여 전체 테스트 장치가 차지하는 작업면적이 상당히 넓어지게 된다. 또한 상당히 큰 외관 구조를 가지는 게이지 프레임(20)의 설치와 해체를 위한 작업시간과 작업인원이 과다하게 소요되어 테스트 장치의 사용효율이 떨어지는 문제점이 있다. That is, since a
본 발명은 전술한 문제점을 해결하기 위한 것으로, 본 발명의 목적은 결합구조물에 게이지 프레임을 일체로 장착하되, 장착된 게이지 프레임이 결합구조물의 x축, y축 그리고 z축에 대한 회전 모멘트에 의하여 변형하지 않고, 각축에 대한 측정위치를 유지하도록 함으로써 테스트 장치의 사용효율을 향상시키도록 한 항공기 구조물 변형 테스트 장치를 제공하기 위한 것이다.The present invention is to solve the above-mentioned problems, an object of the present invention is to integrally mount the gauge frame to the coupling structure, the mounted gauge frame by the rotation moment about the x-axis, y-axis and z-axis of the coupling structure An object of the present invention is to provide an aircraft structural deformation test apparatus which improves the use efficiency of the test apparatus by maintaining the measurement position on each axis without deformation.
전술한 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 항공기 구조물 테스트 변형장치는 테스트물의 일측에 설치되는 제 1결합구조물; 상기 제 1결합구조물에 상대하는 상기 테스트물의 타측에 장착되는 제 2결합구조물; 상기 제 1결합구조물과 상기 제 2결합구조물 사이에 설치되어 상기 테스트물의 변형상태를 측정하기 위하여 테스트 게이지가 설치된 게이지 프레임; 상기 게이지 프레임의 일단 일측을 상기 제 1결합구조물에 면방향으로 축 결합시키는 제 1로드엔드 베어링; 상기 게이지 프레임의 일단 타측을 상기 제 1결합구조물의 면방향에 대한 수직방향으로 축 결합시키는 제 2로드엔드 베어링; 상기 게이지 프레임의 타단을 상기 제 2결합구조물에 면방향으로 축 결합시키는 제 3로드엔드 베어링을 구비한다.Aircraft structure test deformation apparatus according to the present invention for achieving the above object is a first coupling structure installed on one side of the test object; A second coupling structure mounted on the other side of the test object relative to the first coupling structure; A gauge frame installed between the first coupling structure and the second coupling structure to measure a deformation state of the test object; A first rod end bearing configured to axially couple one end of the gauge frame to the first coupling structure in a plane direction; A second rod end bearing configured to axially couple one end of the gauge frame to a direction perpendicular to a plane direction of the first coupling structure; And a third rod end bearing for axially coupling the other end of the gauge frame to the second coupling structure in a plane direction.
그리고 바람직하게 상기 게이지 프레임의 일단 일측에는 상기 제 1결합구조물의 면방향으로 돌출한 제 1힌지축이 돌출 설치되고, 상기 제 1로드엔드 베어링은 상기 제 1결합구조물에 결합되어 상기 제 1힌지축이 관통되어 있다.Preferably, one end of the gauge frame is provided with a first hinge shaft protruding in the plane direction of the first coupling structure, and the first rod end bearing is coupled to the first coupling structure to the first hinge shaft. Is penetrated.
또한, 상기 게이지 프레임의 일단 타측에는 상기 제 1결합구조물의 면방향으로 돌출한 제 2힌지축이 돌출 설치되고, 상기 제 2로드엔드 베어링은 상기 제 1결합구조물에 결합되어 상기 제 2힌지축이 관통되어 있다.In addition, one end of the gauge frame is provided with a second hinge shaft protruding in the plane direction of the first coupling structure, the second rod end bearing is coupled to the first coupling structure to the second hinge shaft Penetrated
또한, 상기 게이지 프레임의 타단에는 상기 제 2결합구조물의 면방향으로 돌출한 제 3힌지축이 돌출 설치되고, 상기 제 3로드엔드 베어링은 상기 제 2결합구조물에 결합되어 상기 제 3힌지축이 관통되어 있다.In addition, a third hinge shaft protruding in the plane direction of the second coupling structure is protrudingly installed at the other end of the gauge frame, and the third rod end bearing is coupled to the second coupling structure so that the third hinge shaft penetrates. It is.
또한, 바람직하게 상기 제 1결합구조물과 상기 제 2결합구조물은 다수의 유니버셜 링크로 상호 결합된 것을 특징으로 한다.In addition, the first coupling structure and the second coupling structure is characterized in that the mutual coupling with a plurality of universal links.
이하에서는 본 발명에 따른 하나의 바람직한 일실시예를 도면을 참조하여 보다 상세히 설명하기로 한다.Hereinafter, one preferred embodiment according to the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
본 발명에 따른 항공기 구조물 변형 테스트 장치는 도 2와 도 3에 도시된 바와 같이 사각의 판체 형태로 되어 서로 면상으로 마주보게 된 제 1결합구조물(200)과 제 2결합구조물(210)을 구비하고, 이 제 1결합구조물(200)과 제 2결합구조물(210) 사이에 변형 테스트를 위한 테스트물(120)이 결합되어 설치된다. 따라서 결합구조물(200)(210)은 테스트물(120)과 일체가 되어 테스트시 테스트물(120)과 함께 변형하게 된다.The aircraft structure deformation test apparatus according to the present invention has a
그리고 제 1결합구조물(200)과 제 2결합구조물(210)의 내측에는 두개의 결합구조물(200)(210)을 서로 링크 결합시키는 다수개의 유니버셜 링크(110)가 설치되고, 또한 결합구조물(200)(210)의 외측에는 이 결합구조물(200)(210)의 외측을 다수의 유니버셜 링크(110)로 결합 지지하는 외곽 지지구조물(100)이 설치된다. In addition, a plurality of
또한 제 1결합구조물(200)과 제 2결합구조물(210)의 상부에는 양단이 각각 제 1결합구조물(200)과 제 2결합구조물(210)에 결합된 게이지 프레임(220)이 설치된다. 이 게이지 프레임(220)은 일단의 일측과 타측에 각각 힌지축(300)(310)이 설치되어 결합구조물(200)(210)에 설치된 로드엔드 베어링(400)(410)과 결합되게 되어 있다.In addition, a
도 4에서는 제 1힌지축과 제 1로드엔드 베어링의 결합상태가 도시되어 있고, 도 5에서는 제 2힌지축과 제 2로드엔드 베어링의 결합상태, 그리고 도 6에서는 제 3힌지축과 제 3로드엔드 베어링의 결합상태가 각각 도시되어 있다.In FIG. 4, a coupling state of the first hinge shaft and the first rod end bearing is illustrated, in FIG. 5, a coupling state of the second hinge shaft and the second rod end bearing, and in FIG. 6, the third hinge shaft and the third rod. The engagement of the end bearings is shown respectively.
이하 구체적인 구성을 도면을 참조하여 설명하면, 먼저 게이지 프레임(220)은 두 개의 길이방향으로 연장된 메인로드(미부호)와 이 메인로드를 서로 연결하는 연결로드(미부호)로 되어 전체적으로 사다리 형상으로 되어 있다.Hereinafter, a detailed configuration will be described with reference to the drawings. First, the
그리고 이 게이지 프레임(220)의 일단에 설치된 힌지축(300)(310)들은 게이지 프레임(220)의 어느 하나의 메인로드에 제 1결합구조물(200)의 면방향으로 연장 설치된 제 1힌지축(300)과, 이 제 1힌지축(300)에 대한 수직방향으로 연장되며 다른 하나의 메인로드에 설치된 제 2힌지축(310)으로 되어 있고, 게이지 프레임(220)의 타단에 설치된 힌지축(320)은 게이지 프레임(220)에서 제 2결합구조물(210)의 면반향으로 연장된 제 3힌지축(320)으로 되어 있다.In addition, the
그리고 이들 힌지축(300)(310)(320)에 대응하는 세 개의 로드엔드 베어링(400)(410)(420)이 설치된다. 먼저 제 1힌지축(300)에 대응하도록 제 1결합구조물(200)의 상단 테두리부분에 설치된 제 1로드엔드 베어링(400)과, 제 1결합구조물(200)의 상단 테두리부분 다른 위치에 제 1로드엔드 베어링(400)과 이격되어 설치되어 제 2힌지축(310)에 대응하도록 된 제 2로드엔드 베어링(410)으로 되어 있고, 제 2결합구조물(210)의 상단 테두리 부분에는 제 3힌지축(320)에 대응하도록 제 3로드엔드 베어링(420)이 설치되어 있다. In addition, three
따라서 게이지 프레임(220)은 제 1힌지축(300)과 제 3힌지축(320)의 결합에 의하여 게이지 프레임(220)이 x축 방향에 대한 위치가 유지되고, 제 2힌지축(310)에 의하여 y축 방향에 대한 위치가 유지되며, 각각의 힌지축(300)(310)(320)과 로드엔드 베어링(400)(410)(420)에 의하여 x, y, z축 방향에 대한 모멘트에 대하여 게이지 프레임(220)의 변형이 방지된다. 이에 따라 결합구조물(200)(210)이 외력에 의하여 변형하더라도 게이지 프레임(220)은 결합구조물(200)(210)의 상부에서 수평상태의 위치유지가 가능하게 된다.Therefore, the
한편, 게이지 프레임(220)에 설치된 테스트 게이지는 게이지 프레임에 상단이 고정 결합된 외측관(500)과 이 외측관(500)의 내부에 삽입되어 하단이 테스트물(120)에 안착된 게이지 로드(510)로 되어 있다. 따라서 결합구조물(200)(210)의 변형으로 게이지 로드(510)가 상하로 위치 이동하는 상태를 식별하여 변형상태 및 변형정도를 측정하도록 되어 있고, 다르게는 레이저 트렉커 또는 거리 측정용 센서 등을 사용하여 측정할 수 있다. On the other hand, the test gauge installed on the
이하에서는 본 발명에 따른 항공기 구조물 변형 테스트 장치의 작용상태에 대하여 설명하기로 한다.Hereinafter will be described the operating state of the aircraft structure deformation test apparatus according to the present invention.
본 발명에 따른 항공기 구조물 변형 테스트 장치의 작용상태를 설명하기 위하여 도 7a와 도 7b에서는 y축 방향의 회전 모멘트 변형이 가해지기 전과 가해진 후를 나타내고 있으며, 기재된 도면은 동작상태를 과장하여 나타내고 있다. 도시된 바와 같이 외력은 유압실린더(미도시) 등에 의하여 제 1결합구조물(200)과 제 2결합구조물(210)의 외측으로부터 전달된다.7A and 7B illustrate before and after the rotation moment deformation in the y-axis direction is applied to explain the operation state of the aircraft structure deformation test apparatus according to the present invention, and the described drawings exaggerate the operation state. As shown, the external force is transmitted from the outside of the
이때의 상태를 살펴보면, 제 1결합구조물(210)과 제 2결합구조물(220)은 서로 상대하는 방향으로 변형이 가해진다. 따라서 이 제 1결합구조물(210)과 제 2결합구조물(220) 사이에 설치된 테스트물(120)은 이들 결합구조물(210)(220)의 변형방향으로 변형하게 되지만. 게이지 프레임(220)은 양단에 설치된 제 1힌지축(300)과 제 3힌지축(320)이 제 1로드엔드 베어링(400)과 제 3로드엔드 베어링(420)에서 슬라이딩 운동 및 베어링에 의한 회전력 상쇄가 이루어지고, 제 2힌지축(310)의 경우는 제 2로드엔드 베어링(410)에서 회전하여 회전력 상쇄가 이루어짐으로써 게이지 프레임(220)의 변형이 방지된다.Looking at the state at this time, the
그리고 변형 후에는 게이지 로드(510)가 외측관(500) 내부에서 하향함으로써 그 변화된 상태를 식별하여 변형정도를 파악할 수 있게 된다. After the deformation, the
또한 도면에 도시하지 않았지만 x축에 대한 회전모멘트가 가해지면 제 1힌지축(300)과 제 3힌지축(320)이 제 1로드엔드 베어링(400)과 제 3로드엔드 베어링(420)에서 회전력 상쇄가 이루어지도록 하고, 제 2힌지축(310)이 제 2로드엔드 베어링(410)에서 슬라이딩 운동 및 회전력 상쇄가 이루어져 변형이 방지된다. 이와 마찬가지로 z축에 대한 회전 모멘트가 발생할 때에도 이러한 원리로 동작하여 변형이 방지된다.In addition, although not shown in the drawings, when a rotation moment is applied about the x-axis, the
이와 같이 본 발명에서의 항공기 구조물 변형 테스트 장치는 게이지 프레임을 결합구조물에 설치하지만. x축 y축 그리고 z축이 지지된 상태에서 결합구조물의 변형에 대하여 함께 변형하지 않도록 하여 테스트 게이지에 의한 테스트가 가능하도록 한다.As described above, the aircraft structural deformation test apparatus of the present invention installs a gauge frame on a coupling structure. With the x-axis, y-axis, and z-axis supported, the deformation of the mating structure will not be deformed together to allow testing by a test gauge.
이상과 같은 본 발명에 따른 항공기 구조물 변형 테스트 장치는 결합구조물에 게이지 프레임을 일체로 장착하되, 장착된 게이지 프레임이 결합구조물의 x축 y축 그리고 z축에 대한 회전 모멘트에 의하여 변형하지 않고, 각축에 대한 측정위치를 유지하도록 함으로써 테스트 장치의 전체 크기를 보다 작게 구현하여 사용할 수 있도록 하여 테스트 장치의 사용효율을 보다 향상시키는 효과가 있다.The aircraft structure deformation test apparatus according to the present invention as described above, the gauge frame is integrally mounted on the coupling structure, the mounted gauge frame does not deform by the rotation moment about the x-axis y-axis and z-axis of the coupling structure, each axis By maintaining the measuring position with respect to the overall size of the test device can be implemented to use smaller, thereby improving the use efficiency of the test device.
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