KR101163489B1

KR101163489B1 - Simulated load test rig using deflection method for deploying wing system

Info

Publication number: KR101163489B1
Application number: KR20100033969A
Authority: KR
Inventors: 박종민; 정상준
Original assignee: 국방과학연구소
Priority date: 2010-04-13
Filing date: 2010-04-13
Publication date: 2012-07-18
Also published as: KR20110114359A

Abstract

본 발명은 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치로서, 더욱 상세하게는 전개식 날개를 갖는 비행체에 수직 및 수평으로 부가되는 공력하중을 모사하여 날개 전개장치의 전개성능을 확인하기 위한 변위를 이용하는 전개식 날개의 모의 하중시험장치를 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기 목적을 위해 본 발명은 시험체를 장착시키기 위한 하판(下板)과, 상기 하판의 양측상면에 설치되고, 상기 하판의 중심을 향해 경사조절 할 수 있는 한 쌍의 경사판을 포함하는 것을 특징으로 하는 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치를 제공한다.The present invention is a simulated load test device for deploying wings using displacement, more specifically, a deployment type using displacement for verifying the deployment performance of the wing deployment device by simulating aerodynamic loads applied vertically and horizontally to a vehicle having a deployment wing. It is an object to provide a simulated load tester for wings.
To this end, the present invention is characterized in that it comprises a lower plate for mounting the test body, and a pair of inclined plates which are installed on both upper surfaces of the lower plate and which can be tilted toward the center of the lower plate. Provided is a simulated load tester for deployable wing using displacement.

Description

Simulated Load Tester for Displaced Wings Using Displacement {SIMULATED LOAD TEST RIG USING DEFLECTION METHOD FOR DEPLOYING WING SYSTEM}

본 발명은 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치로서, 더욱 상세하게는 전개식 날개를 갖는 비행체에 수직 및 수평으로 부가되는 공력하중을 모사하여 날개 전개장치의 전개성능을 확인하기 위해 사용되는 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치에 관한 것이다.The present invention is a simulated load test device for deploying wing using displacement, more specifically to simulate the aerodynamic load that is added vertically and horizontally to an aircraft having a deploying wing to determine the displacement used to verify the deployment performance of the wing deployment device The present invention relates to a simulated load test apparatus for the deployed wing.

일반적으로, 전개식 날개를 갖는 비행체가 항공기에서 투하되면 비행체의 날개가 전개되면서 날개에 수평하중과 수직하중이 작용하게 된다. 이러한 전개식 날개를 갖는 비행체의 날개 전개장치 성능시험을 하기 위해서는 움직이는 날개에 원하는 수평 하중 및 수직하중을 모사 할 수 있는 장치가 필요하다. 그러나 기존의 하중 부가장치로는 움직이는 물체에 원하는 하중을 부가하는 것이 매우 어렵기 때문에, 이를 쉽게 구현하기 위하여 본 발명을 제안하였다.In general, when a flying vehicle having a deployable wing is dropped from an aircraft, horizontal and vertical loads act on the wing while the wing of the flying vehicle is deployed. In order to perform the wing tester performance test of a vehicle with such a deployed wing, a device capable of simulating the desired horizontal and vertical loads on a moving wing is required. However, since it is very difficult to add a desired load to a moving object with a conventional load adding device, the present invention has been proposed to easily implement this.

종래의 모의 하중시험장치는 주로 수평하중만을 모사하는 것으로, 수직하중을 모사 할 수 없었다. 또한, 실제로 비행체가 항공기로부터 투하되었을 때의 경계조건을 만족시키지 못하여, 날개가 완전히 전개되었을 때의 충격 하중을 그대로 시험체에 전달하는 상태에서 시험이 수행되어 시험체의 파손을 초래하는 경우도 발생하였다. The conventional simulated load tester mainly simulates only horizontal loads and cannot simulate vertical loads. In addition, in some cases, the test was performed in a state in which the impact load when the wing was fully deployed was transmitted to the test body as it was because the aircraft did not satisfy the boundary condition when the aircraft was dropped from the aircraft, causing damage to the test body.

그러나, 실제로 항공기로부터 투하된 비행체에는 수평하중 뿐만 아니라, 수직하중도 당연히 작용하는 것이고, 날개전개시의 충격은 비행체를 전,후로 움직이는 힘으로 작용한다.However, not only the horizontal load but also the vertical load acts on the aircraft actually dropped from the aircraft, and the impact at the time of wing deployment acts as a force to move the aircraft forward and backward.

따라서 좀더 정확한 시험을 위해 전개식 날개를 갖는 비행체에 대하여 실제 조건과 흡사한 조건을 모사할 수 있는 모의 하중시험장치가 요구되어 왔다.Therefore, for more accurate testing, a simulated load test apparatus capable of simulating conditions similar to the actual conditions has been required for a vehicle having a deployed wing.

본 발명은 상기한 종래의 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로, 전개식 날개의 위치별 변위 결정과 경사면 프로파일(profile) 설계 및 롤러크기의 조합을 통해 전개식 날개에 작용하는 공력하중 중 수직하중을 기계적으로 정확하게 모사하고, 스프링을 이용하여 수평하중을 모사할 수 있는, 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치를 제공하는 것을 목적으로 한다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above-mentioned problems, and mechanically modulates the vertical load of the aerodynamic load acting on the deployable wing through a combination of the positional displacement of the deployable wing, the design of the inclined profile and the roller size. It is an object of the present invention to provide a simulated load testing device for a deployed wing using displacement that can accurately simulate and simulate a horizontal load using a spring.

상기의 목적을 달성하기 위해 본 발명은, 전개식 날개를 갖는 비행체의 날개전개시 작용하는 하중을 시험하기 위한 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치로서, 시험체를 장착시키기 위한 하판(下板)과, 상기 하판의 양측상면에 설치되고, 상기 하판의 중심을 향해 경사조절 할 수 있는 한 쌍의 경사판을 포함하는 것을 특징으로 한다. In order to achieve the above object, the present invention provides a simulated load test apparatus for a deployable wing using a displacement for testing the load acting on the wing of the flying body having a deployable wing, and the lower plate for mounting the test body and It is installed on both sides of the lower plate, characterized in that it comprises a pair of inclined plate that can be tilted toward the center of the lower plate.

또한, 상기 한 쌍의 경사판의 바깥쪽 하면에 각각 설치되는 브래킷을 포함하고, 상기 브래킷은 상기 한 쌍의 경사판의 경사를 조절할 수 있는 수직으로 나열된 복수 개의 구멍을 갖는 것을 특징으로 한다.In addition, each of the brackets provided on the outer lower surface of the pair of inclined plate, characterized in that the bracket has a plurality of vertically arranged holes that can adjust the inclination of the pair of inclined plate.

또한, 상기 하판을 지지하는 지지대와, 상기 지지대에 설치되어 상기 시험체의 전개식 날개가 전개 완료될 때, 경계 조건 모사를 통하여 충격하중을 완화시키는 리니어 가이드를 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, the support for supporting the lower plate, and is installed on the support, characterized in that it comprises a linear guide for relieving the impact load through the boundary condition simulation when the deployment wing of the test body is completed.

또한, 상기 하판상면의 중앙에 상기 시험체의 수평하중를 모사하기 위한 스프링을 장착할 수 있는 스프링 고정봉을 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, it characterized in that it comprises a spring fixing rod which can be mounted in the center of the upper surface of the lower plate to mount a spring for simulating the horizontal load of the test body.

본 발명에 의한 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치에 의하면, 수평하중 및 수직하중을 동시에 독립적으로 모사할 수 있으며, 또한 간단한 조작을 통하여 하중을 변화시킬 수 있다.According to the simulated load test apparatus for the deployed wing using the displacement according to the present invention, the horizontal load and the vertical load can be simulated independently and simultaneously, and the load can be changed by simple operation.

또한, 날개 전개시 자유비행상태와 유사한 경계조건을 모사하여 충격 하중을 효과적으로 완화시킴으로써 시험의 정확도를 높일 수 있다.In addition, the accuracy of the test can be increased by effectively relieving impact loads by simulating boundary conditions similar to those of free flight during wing deployment.

도 1은 본 발명인 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치의 세부구성도이다.
도 2는 본 발명인 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치의 전개시험 작동 개념도이다.
도 3은 본 발명인 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치의 날개 전개 전 및 날개 전개 후의 롤러상태를 나타내는 도면이다.Figure 1 is a detailed configuration of the simulated load test apparatus of the present invention using a displacement wing.
2 is a conceptual view of the deployment test operation of the simulated load tester of the deployment type wing using the present inventors displacement.
3 is a view showing the roller state before the blade deployment and after the blade deployment of the simulated load tester of the deployment-type blade using the inventors displacement.

이하 본 발명에 의한 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치의 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참고하여 설명한다. Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, a preferred embodiment of the simulated load test device of the developed wing using the displacement according to the present invention.

도 1은 본 발명인 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치의 세부구성도이며, 도 2는 본 발명인 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치의 전개시험 작동 개념도이고, 도 3은 본 발명인 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치의 날개 전개 전 및 날개 전개 후의 롤러상태를 나타내는 도면이다.Figure 1 is a detailed configuration of the simulated load test device of the deployable wing using the displacement of the inventor, Figure 2 is a conceptual diagram of the development test operation of the simulated load test device of the deployable wing using the displacement of the present invention, Figure 3 It is a figure which shows the roller state before a wing | blade deployment and after a wing | blade deployment of the simulated load test apparatus of the deployed wing | blade.

도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명은 전개식 날개(110)를 갖는 시험체(100)를 장착하는 하판(20)과, 리니어 가이드(70)를 구비하는 지지대(120)와, 상기 시험체의 전개식 날개(110)가 놓여지는 한 쌍의 경사판(10)과, 상기 경사판(10)의 경사각을 조절할 수 있는 브래킷(40)을 포함하고 있다. As shown in FIG. 1, the present invention provides a lower plate 20 on which a test body 100 having a deployable wing 110 is mounted, a support 120 including a linear guide 70, and a deployable wing of the test body. A pair of inclination plate 10 on which the 110 is placed, and a bracket 40 for adjusting the inclination angle of the inclination plate 10 are included.

상기 하판(20)은 상기 지지대(120) 위에 설치되어 대략 사각형으로 이루어져 있으며, 전방상면에는 상기 시험체(100)를 장착할 수 있는 장착대(130)가 설치되고, 상기 하판(20)의 중심부 주위에는 시험체(100)에 대하여 수평하중을 모사할 때 사용되는 스프링을 장착할 수 있는 스프링 고정봉(60)이 돌출 설치된다. The lower plate 20 is installed on the support 120 and is formed in a substantially rectangular shape, and a front mounting surface 130 on which the test body 100 can be mounted is installed on the front upper surface, and around the center of the lower plate 20. The spring fixing rod 60, which can be mounted to the spring used when simulating the horizontal load with respect to the test body 100 is installed to protrude.

또한, 상기 지지대(120)의 상면에는 상기 시험체의 전개식 날개(110)의 전개완료시의 경계 조건을 모사하여 충격을 완화시키기 위한 한 쌍의 리니어 가이드(70)가 서로 평행하게 설치되어 있으며, 상기 하판(20)의 하면은 상기 리니어 가이드(70)에 직선운동 가능하게 설치된다. 다시 말하면, 상기 시험체의 전개식 날개(110)가 전개완료시 발생하는 충격은 상기 하판(20)을 직선운동하게 하며, 이로 인해 상기 충격은 완화된다.In addition, a pair of linear guides 70 on the upper surface of the support 120 to mitigate the impact by simulating the boundary condition at the completion of deployment of the wing 110 of the test body are installed in parallel with each other. The lower surface of the 20 is installed in the linear guide 70 so that linear movement is possible. In other words, the impact generated when the developed wing 110 of the test object is completed deployment causes the lower plate 20 to linearly move, thereby mitigating the impact.

또한, 상기 하판(20)상면의 양측에는 상기 경사판(10)을 지지하기 위한 복수 개의 받침대(30)가 각각 설치되며, 상기 복수 개의 받침대(30) 위에 상기 경사판(10)이 힌지결합된다. In addition, a plurality of pedestals 30 for supporting the inclined plate 10 are respectively provided on both sides of the upper surface of the lower plate 20, and the inclined plate 10 is hinged on the plurality of pedestals 30.

또한 상기 하판(20)의 하면에는 상기 경사판(10)을 지지하기 위한 제1 지지부재(80)와 제2 지지부재(90)가 대략 'ㄴ'자 형상으로 결합되어 있으며, 상기 제2지지부재(90)의 일단은 상기 경사판(10)에 설치된 브래킷(40)과 결합되어 있다.In addition, a first support member 80 and a second support member 90 for supporting the inclined plate 10 are coupled to the bottom surface of the lower plate 20 in a substantially 'B' shape, and the second support member One end of the 90 is coupled to the bracket 40 installed on the inclined plate 10.

상기 브래킷(40)은 상기 경사판(10)의 바깥쪽 하면에 각각 한 쌍이 설치되어 있으며, 수직방향으로 복수 개의 구멍이 뚫려있어, 상기 각 경사판(10)의 경사를 조절하기 위해 사용된다. 다시 말하면, 상기 브래킷(40)의 복수 개의 구멍 중 가장 위쪽에 있는 구멍에 상기 제2 지지부재(90)가 결합하면 상기 경사판(10)의 경사가 작아지고, 가장 아래쪽의 구멍에 상기 제2 지지부재(90)가 결합하면 상기 경사판(10)의 경사는 커지게 된다.
A pair of brackets 40 are respectively provided on the outer lower surface of the inclined plate 10, and a plurality of holes are drilled in the vertical direction, and are used to adjust the inclination of each inclined plate 10. In other words, when the second support member 90 is coupled to the uppermost hole of the plurality of holes of the bracket 40, the inclination of the inclined plate 10 is reduced, and the second support is disposed at the lowermost hole. When the member 90 is coupled, the inclination of the inclined plate 10 becomes large.

이하에서는 본 발명에 의한 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치에 적용되는 시험체(100)와 본 시험장치에 적용되는 이론에 대하여 설명한다.Hereinafter will be described the test body 100 applied to the simulated load test device of the deployed wing using the displacement according to the present invention and the theory applied to the test device.

상기 시험체(100)는 본 발명자가 출원한 특허출원번호 제10-2009-0118675호의 명세서에 기재된 바와 같이 2단의 전개유닛을 포함하며, 제1단 전개유닛은 상기 시험체(100)의 내부에 설치된 스프링에 의해 전개식 날개(110)가 일부 전개되도록 하는 것이며, 제2단 전개유닛은 상기 시험체(100)의 내부에 설치된 전동모터에 의해 전개식 날개(110)가 완전히 전개되도록 하는 메커니즘을 갖는다. The test body 100 includes two stages of development units as described in the specification of the patent application No. 10-2009-0118675 filed by the present inventor, the first stage deployment unit is installed inside the test body 100 The developed wing 110 is to be partially deployed by a spring, and the second stage deployment unit has a mechanism to fully deploy the developed wing 110 by an electric motor installed inside the test body 100.

또한, 본 시험장치에 적용되는 이론에 대하여 설명하면, 구조물에 작용하는 하중조건을 모사하는 방법에는 두가지가 있다. 첫째, 구조물에 직접하중을 부가하여 하중 조건을 모사하는 단위 하중법(unit load method)과, 둘째, 하중이 작용하면 변위가 발생하는데, 이것을 역으로 적용하여 변위를 안 상태에서 하중조건을 간접적으로 모사하는 단위 변위법(unit displacement method)이 있다. 본 발명에서는 두번째인 단위 변위법를 이용한다.In addition, the theory applied to the test apparatus will be described. There are two methods for simulating the load conditions acting on the structure. First, the unit load method that simulates the load condition by applying direct load to the structure, and second, the displacement occurs when the load is applied. There is a unit displacement method that simulates. In the present invention, the second unit displacement method is used.

다음으로, 상기 단위 변위법에 있어서, 변위를 구하기 위한 방법을 설명한다.Next, the method for obtaining a displacement in the unit displacement method will be described.

[그림 1][Figure 1]

( E: 탄성계수 I: 단면 2차모멘트 )
(E: modulus of elasticity I: second moment in cross section)

해석을 통한 공력 데이터는 [그림 1](a)에 나타낸 바와 같이 분포하중으로 주어지며 이와 같은 분포하중은 시험체(100)의 몸체와 전개식 날개(110)가 결합되는 부분에 모멘트로만 영향을 준다고 가정을 한다. 상기 시험체(100)의 몸체와 전개식 날개(110)가 결합되는 부분에 생성되는 모멘트는 [그림 1](b)에 나타낸 바와 같이 적분을 통해 구할 수 있으며, 이 계산 결과와 같은 등가 모멘트를 발생시키는 집중하중을 [그림 1](b),(c)에 나타낸 바와 같이 공력중심(ｌ) 또는 외팔보 끝점에서 구할 수 있다.The aerodynamic data from the analysis is given as the distribution load as shown in [a] (a), and it is assumed that this distribution load affects only the moment where the body and the expandable wing 110 are combined. Do it. The moment generated at the portion where the body and the expandable wing 110 of the test body 100 is coupled can be obtained through integration as shown in [Fig. 1] (b), and generates an equivalent moment as the result of this calculation. The concentrated load can be obtained from the aerodynamic center or cantilever end point as shown in Fig. 1 (b) and (c).

특히, 외팔보 끝점에서의 하중에 의한 변위(δ)는 [그림 1](c)식으로부터 용이하게 구할 수 있으며, 이 변위(δ)를 이용하여 본 시험장치의 경사면(10)의 경사를 적절하게 형성시키면 단위 변위법을 이용한 하중 모사가 가능하게 된다.
In particular, the displacement (δ) due to the load at the end of the cantilever beam can be easily obtained from the equation (Fig. 1) (c). Using this displacement (δ), the inclination of the inclined surface 10 of the test apparatus can be appropriately adjusted. Formation enables load simulation using the unit displacement method.

이하, 본 발명에 의한 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치의 시험방법에 대하여 설명한다.Hereinafter, the test method of the simulated load test apparatus for the deployable wing using the displacement according to the present invention will be described.

상기 시험체(100)가 실제 상황에 적용될 때 작용하는 작용하중(P)을 산정한 후 상기 [그림 1](c)에 나타난 식을 이용하여 변위(δ)를 구한다. 구해진 변위(δ)를 본 발명의 경사판(10)의 높이로 적용하여 경사판의 각도를 브래킷(40)을 이용하여 조절한다. 상기 시험체의 전개식 날개(110)의 양 끝단에 롤러(50)를 설치하여 상기 경사판(10) 위에 올려둔다. 그리고 수평하중을 모사하기 위한 스프링의 일단은 스프링 고정봉(60)에 장착하고, 타단은 전개식 날개(110)의 하단에 고리를 설치하여 그 고리에 장착한다. After calculating the working load (P) applied when the test specimen 100 is applied to the actual situation, calculate the displacement (δ) using the equation shown in [Figure 1] (c). The obtained displacement δ is applied to the height of the inclined plate 10 of the present invention to adjust the angle of the inclined plate using the bracket 40. The rollers 50 are installed at both ends of the developed wing 110 of the test body and placed on the inclined plate 10. And one end of the spring for simulating the horizontal load is mounted on the spring fixing rod (60), the other end is installed on the ring by installing a ring on the lower end of the deployment wing (110).

상기 작용하중(P)에 따른 변위(δ)를 이용하여 수직하중을 정확히 모사하기 위해 상기 전개식 날개의 양 끝단에 설치된 롤러(50)의 크기와 상기 브래킷(40)을 이용하여 경사판(10)의 각도를 조절한다. 또한 수평하중의 모사는 스프링의 강성계수를 조절함으로써 이루어진다.In order to accurately simulate the vertical load by using the displacement (δ) according to the working load (P), the size of the roller 50 is installed on both ends of the deployed wing and the bracket 40 of the inclined plate 10 Adjust the angle In addition, the simulation of the horizontal load is achieved by adjusting the stiffness coefficient of the spring.

이후, 상기 시험체(100)의 1단계 전개 유닛과 2단계 전개 유닛을 작동시킨다. 상기 작동에 의해 시험체의 전개식 날개(110)는 도 3에 도시된 바와 같이 대략 원호를 그리며 상기 경사판(110)을 따라 올라가게 되며, 이때 경사에 의하여 수직 하중이, 스프링에 의하여 수평하중이 모사된다. Thereafter, the first stage deployment unit and the second stage deployment unit of the test body 100 are operated. As a result of the operation, the developed wing 110 of the test body is raised along the inclined plate 110 by drawing a circular arc, as shown in FIG. 3, wherein the vertical load is inclined by the inclination, and the horizontal load is simulated by the spring. .

또한, 상기 2단계 전개 유닛에 의한 전개 완료시의 충격하중은 상기 시험체(100)에 전달되며, 이때 상기 시험체(100)가 장착된 하판(20)이 리니어 가이드(70)를 따라 자유로이 직선운동을 함으로써 경계조건을 모사하여 상기 충격하중을 완화시킬 수 있다.
In addition, the impact load at the completion of deployment by the two-stage deployment unit is transmitted to the test body 100, wherein the lower plate 20 on which the test body 100 is mounted is freely linearly moved along the linear guide 70. The impact load can be alleviated by simulating boundary conditions.

이상에서는 본 발명의 바람직한 실시예를 설명하였으나, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니며, 해당분야의 통상의 지식을 가진자라면 본 발명의 청구범위에 기재된 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위내에서 다양한 변경이 가능할 것이다.
In the above description of the preferred embodiment of the present invention, the present invention is not limited thereto, and a person of ordinary skill in the art may have various modifications without departing from the technical spirit of the present invention described in the claims of the present invention. Changes will be possible.

10: 경사판 20: 하판(下板) 30: 받침대 40: 브래킷(bracket)
50: 롤러 60:스프링 고정봉 70: 리니어 가이드 80: 제1 지지부재
90: 제2 지지부재 100: 시험체 110: 전개식 날개
120: 지지대 130: 장착대DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Inclined board 20 Lower board 30 Support base 40 Bracket
50: roller 60: spring fixing rod 70: linear guide 80: first support member
90: second support member 100: test body 110: deployment type wings
120: support 130: mount

Claims

As a simulated load tester of the deployable wing using displacement for testing the load acting upon the wing deployment of the aircraft with the deployable wing,
A lower plate 20 for mounting the test body 100,
A pair of inclined plates 10 installed on both upper surfaces of the lower plate 20 and capable of tilt adjustment toward the center of the lower plate;
It includes brackets 40 are respectively installed on the outer lower surface of the pair of inclined plate 10,
The bracket (40) is a simulated load test device using a displacement wing having a plurality of vertically arranged holes that can adjust the inclination of the pair of inclined plate (10).

delete

The method of claim 1,
And the support 120 for supporting the lower plate 20,
Installed on the support 120 when the deployment wing 110 of the test body 100 is completed deployment, using a displacement, characterized in that it comprises a linear guide 70 to mitigate the impact load by simulating boundary conditions Simulated load tester for deployment wing.

The method of claim 1,
Simulated load testing device of a deployment type wing using displacement, characterized in that it comprises a spring fixing rod (60) to mount a spring for simulating a horizontal load with respect to the test body (100) in the center of the lower plate (20) .