KR101386630B1 - 내장형 밸런스의 과부하 방지장치, 이를 포함하는 풍동시험장치 및 방지장치의 대상시험장치 및 예비시험방법 - Google Patents

내장형 밸런스의 과부하 방지장치, 이를 포함하는 풍동시험장치 및 방지장치의 대상시험장치 및 예비시험방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 비행체 바디 내에 밸런스와 연결되는 지지봉에 설치되는 변형 방지부를 포함하는 비행체 모형을 제공한다. 상기 변형 방지부는 상기 밸런스의 변형에 의하여 상기 비행체 바디의 내부와 접촉하여 상기 밸런스의 과부하를 방지한다.
따라서 상기 비행체 모형의 크기에 따라 적절한 밸런스가 과부하에 의하여 손상되는 것을 방지한다.

Description

내장형 밸런스의 과부하 방지장치, 이를 포함하는 풍동시험장치 및 방지장치의 대상시험장치 및 예비시험방법{OVERLOAD PROTECTING DEVICE FOR INTERNAL BALANCE, APPARATUS FOR WIND TUNNEL TEST HAVING THE SAME, BENCH TEST METHOD FOR PROTECTING DEVICE AND METHOD FOR BENCH TEST}
본 발명은 과부하 방지 장치 및 과부하방지 장치가 장착된 풍동시험 장치에 관한 것이다.
비행체의 공력계수를 측정하는 풍동시험에서 내장형 밸런스를 사용하는 경우, 비행체 모형은 밸런스에 어댑터(adaptor)를 통해 체결되고 밸런스는 후방 지지봉(rear support sting)에 의해 지지되며 모형의 내부는 밸런스 및 스팅과 적절한 간격을 갖도록 설계된다.
시험시 모형에 작용하는 공기력(aerodynamic force)은 밸런스에 전달되어 6성분의 힘과 모멘트로 측정되는데 이 공기력에 의해 밸런스와 스팅의 변형이 발생하며 모형내부와 스팅사이의 간격이 변하게 된다. 큰 공기력이 작용하면 모델내부가 스팅과 접촉하게 되어 모델에 반력이 가해지므로 공기력을 제대로 측정할 수 없게 되며, 밸런스의 한계를 초과하는 하중이 가해지면 밸런스가 파손된다.
측정 용량이 큰 밸런스를 사용하면 강성(stiffness)이 커서 변형이 적으므로 모형내부와 스팅의 접촉문제를 피할 수 있지만, 이 경우 밸런스의 해상도가 낮아지므로 시험의 정밀도가 떨어지게 된다. 따라서 비행체 모형에 작용할 6성분의 힘과 모멘트 크기를 예상하여 적절한 크기의 밸런스를 사용하는 것이 중요하다.
초음속 풍동시험의 경우에는 시험모형에 작용할 예상 공력하중의 산정에서 고려해야할 요소로써 측정하고자 하는 공력하중뿐만 아니라 풍동시설의 기동하중(starting load)이 있다. 기동하중은 초음속 풍동을 기동할 때 마하수가 형성되는 과정에서 충격파가 시험부를 통과함으로 인해 모형에 일시적으로 작용하는 공력하중이다.
불어내기식(blow-down type) 초음속 풍동에서는 동압(dynamic pressure)이 커서 기동하중이 크게 작용하므로 시험에서 측정하고자 하는 공력하중보다 기동하중이 훨씬 큰 경우가 많다. 이처럼 기동하중이 관심영역의 공력하중보다 현저히 큰 경우 기동하중을 고려하여 밸런스가 파손되지 않도록 큰 밸런스를 사용하게 되면 시험의 정밀도가 낮아지게 된다. 전형적인 예로써, 비행체의 받음각이 낮은 초음속영역에서 항력계수(drag coefficient)를 측정하고자 할 경우 종래의 방법으로는 시험이 불가능하다. 따라서 과부하로부터 밸런스를 보호하면서 동시에 관심영역에서 충분한 해상도를 확보할 수 있는 시험방법이 요구된다.
이러한 점에서 착안된 것으로, 본 발명의 기술적 과제는 공력하중을 기준으로 작은 밸런스의 과부하에 의한 손상을 방지하는 것이다.
이와 같은 본 발명의 해결 과제를 달성하기 위하여 본 발명의 실시예에 따른 풍동장치용 비행체 모형은 비행체 바디, 밸런스, 지지봉 및 변형 방지부를 포함한다. 상기 비행체 바디는 일 방향으로 연장되고, 내부공간이 형성된다. 상기 밸런스는 상기 비행체 바디의 내부에 외팔보 형태로 고정되고 상기 비행체 바디에 작용하는 공력하중에 의하여 변형되어 상기 하중을 감지한다. 상기 지지봉은 상기 일 방향으로 연장되고, 상기 밸런스에 고정되며 적어도 일부가 상기 비행체 모형 내부에 수납된다. 상기 변형 방지부는 상기 밸런스의 변형의 일부를 제한하기 위하여 상기 지지봉과 상기 비행체 모형 사이에 상기 지지봉을 감싸도록 형성된다.
본 발명과 관련된 일 실시예로서, 상기 지지봉은 상기 밸런스의 적어도 일부를 감싸도록 형성될 수 있다.
본 발명과 관련된 일 실시예로서, 변형 방지부는 상기 밸런스와 중첩되는 지지봉의 외주면을 감싸도록 형성되는 제1 방지부재 및 상기 제1 방지부재와 이격되어 상기 지지봉의 외주면의 일부를 감싸도록 형성되는 제2 방지부재를 포함할 수 있다.
본 발명과 관련된 일 실시예로서, 상기 제1 방지부재와 상기 비행체 바디 사이에 제1 틈이 형성되고, 상기 제2 방지부재와 상기 비행체 바디 사이에 제2 틈이 형성될 수 있다.
본 발명과 관련된 일 실시예로서, 상기 제2 틈은 상기 제1 틈보다 넓게 형성될 수 있다.
이와 같은 본 발명의 해결 과제를 달성하기 위하여 본 발명의 실시예에 따른 풍동시험장치는 일 방향으로 연장되고, 내부공간이 형성되는 비행체 바디, 상기 비행체 바디의 내부에 외팔보 형태로 고정되고 상기 비행체 바디에 작용하는 공력하중에 의하여 변형되어 상기 하중을 감지하는 밸런스, 상기 일 방향으로 연장되고, 상기 밸런스에 고정되며 적어도 일부가 상기 비행체 모형 내부에 수납되는 지지봉, 상기 밸런스의 변형의 일부를 제한하기 위하여 상기 지지봉과 상기 비행체 모형 사이에 상기 지지봉을 감싸도록 형성되는 변형 방지부를 포함하는 비행체 모형과, 상기 비행체 모형의 받음각을 조절하는 구동부를 포함한다.
이와 같은 본 발명의 해결 과제를 달성하기 위하여 본 발명의 실시예에 따른 대상시험장치는 밸런스 및 상기 밸런스와 연결되는 지지봉, 상기 지지봉을 감싸도록 형성되는 변형 방지부를 수납하는 비행체 바디를 고정하고, 하중을 가하는 고정부, 상기 일 방향과 수직한 방향으로 연장되어 비행체 바디에 하중을 가하는 로딩부, 상기 밸런스와 전기적으로 연결되어 상기 하중으로 인하여 상기 밸런스에 적용되는 밸런스하중을 측정하고, 상기 변형 방지부의 내주의 크기를 판단하는 판단부를 포함한다.
본 발명과 관련된 일 실시예로서, 상기 변형 방지부는 상기 지지봉 상에서 서로 이격되어 배치되는 제1 및 제2 방지 부재를 포함할 수 있다. 상기 제1 및 제2 방지부재는 상기 고정부가 가하도록 기 설정된 하중에서 상기 비행체 바디에 접촉하도록 형성될 수 있다.
본 발명과 관련된 일 실시예로서, 상기 판단부는 상기 밸런스와 연결되어 밸런스 신호를 수신하는 접합부 및 상기 밸런스 신호를 증폭하고 필터링하여 저장하는 데이터 획득 시스템을 포함할 수 있다.
이와 같은 본 발명의 해결 과제를 달성하기 위하여 본 발명의 실시예에 따른 예비시험방법은 비행체 내부에 형성되고 밸런스와 결합되는 지지봉의 기설정된 영역에 제1 및 제2 방지부재를 설치하는 단계, 상기 비행체에 기 설정된 하중을 가하는 단계 및 상기 비행체에 가해지는 하중과 상기 밸런스에 가해지는 하중을 측정하는 단계를 포함한다.
본 발명과 관련된 일 실시예로서, 상기 제1 방지부재는 상기 밸런스와 중첩되도록 형성되고, 상기 제2 방지부재는 상기 제1 방지부재와 이격될 수 있다.
본 발명과 관련된 일 실시예로서, 상기 예비시험방법은 상기 제1 및 제2 방지부재 중 상기 제1 방지부재만 상기 비행체 내부에 접촉되는 경우, 상기 제1 방지부재를 상기 제1 방지부재의 두께보다 얇게 형성되는 제3 방지부재로 교체하는 단계를 더 포함할 수 있다.
본 발명과 관련된 일 실시예로서, 상기 예비시험방법은 상기 기 설정된 하중을 가할 때, 상기 제1 및 제2 방지부재가 상기 비행체 내부와 이격되는 경우, 상기 제1 및 제2 방지부재보다 두께가 두꺼운 제4 및 제5 방지부재로 교체하는 단계를 더 포함할 수 있다.
상기와 같은 구성의 본 발명에 의하면, 밸런스가 하중을 받을 때 변형 방지부가 상기 비행체 바디 내부에 접촉하여 밸런스의 변형을 방지한다. 따라서 상기 밸런스의 과부하에 의한 손상을 방지한다.
또한, 대상시험장치는 상기 밸런스에 기 설정된 하중을 가하고, 제1 및 제2 방지부재가 상기 비행체 바디 내부에 동시에 접촉하는지 판단하여 상기 밸런스에 적합한 방지부재를 도출하도록 한다.
도 1은 본 발명에 따른 비행체 모형을 나타낸 개념도.
도 2는 도 1의 비행체 모형의 A영역의 확대도.
도 3은 방지 장치가 장착된 비행체 모형에 가해지는 작용하중에 대한 측정하중을 나타내는 그래프.
도 4는 예비시험장치에 장착된 비행체 모형을 나타낸 개념도.
도 5는 예비시험장치와 비행체 모형을 분해도.
도 6은 예비시험장치를 제어하는 시스템의 구성도.
도 7은 데이터 획득 시스템의 구성도.
이하, 본 발명과 관련된 밸런스 과부하 방지장치 및 이를 포함하는 풍동시험장치에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다. 본 명세서에서는 서로 다른 실시예라도 동일·유사한 구성에 대해서는 동일·유사한 참조번호를 부여하고, 그 설명은 처음 설명으로 갈음한다. 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
도 1은 본 발명에 따른 비행체 모형을 나타낸 개념도이다. 도 2는 도 1의 비행체 모형의 A영역의 확대도이다.
도 1을 참조하면, 비행체 모형(100)은 공력계수 측정용 풍동시험 장치에 사용되는 비행체를 모사한 형태이다. 상기 비행체 모형(100)은 비행체 바디(110), 밸런스(120), 어댑터(130), 지지봉(140) 및 변형 방지부(200)를 포함한다.
상기 비행체 바디(110)는 내부에 공간이 형성되고, 제1 방향(D1)으로 연장된다. 상기 비행체 바디(110) 내부에 상기 밸런스(120)가 설치된다. 상기 밸런스(110)는 상기 제1 방향(D1)을 따라 연장되어 형성된다.
상기 밸런스(120)와 상기 비행체 바디(110)의 일단부 사이에 어댑터(130)가 형성된다. 상기 어댑터(130)는 상기 밸런스(120)와 상기 비행체 바디(110)를 연결한다. 상기 밸런스(120)는 상기 비행체 바디(110)에 외팔보 형태로 설치된다.
즉, 상기 밸런스(120)는 상기 비행체 바디(110)에 작용하는 공력하중에 의하여 기 설정된 범위 내에서 변형된다. 또한, 상기 밸런스(120)는 상기 변형에 의하여 상기 비행체 바디(110)에 작용하는 공력하중을 측정한다.
상기 비행체 바디(110)에 제1 방향(D1)으로 연장되는 지지봉(140)이 형성된다. 상기 지지봉(140)의 적어도 일부는 상기 비행체 바디(110)의 내부 공간에 수납된다. 즉 상기 지지봉(140)의 일 영역은 상기 비행체 바디(110)로부터 노출된다.
상기 지지봉(140)은 중공을 포함하는 원통형으로 형성될 수 있다. 상기 지지봉(140)의 일단부는 상기 밸런스(120)와 결합한다. 상기 지지봉(140)은 상기 밸런스(120)의 일부를 감싸도록 형성된다. 즉, 상기 지지봉의 내주면과 상기 밸런스(120)의 외주면이 접하도록 형성되어 서로 결합될 수 있다.
따라서, 상기 지지봉(140)은 상기 밸런스(120)와 같이 상기 비행체 바디(110)에 외팔보 형태로 형성된다. 상기 비행체 바디(110)가 이동 또는 변형되면, 상기 밸런스(120)가 변형되고, 상기 지지봉(140)이 이동 및 변형된다.
상기 변형 방지부(200)는 상기 지지봉(140)을 감싸도록 형성되고, 상기 지지봉(140)과 상기 비행체 바디(110) 사이에 형성된다. 상기 변형 방지부(200)의 일 영역에 끼워지는 링 형상으로 형성될 수 있다.
상기 변형 방지부(200)는 상기 지지봉(140)의 외주면과 접촉하고, 상기 비행체 바디(110)의 내주면과 이격되도록 형성된다. 즉, 상기 변형 방지부(200)의 내주는 상기 지지봉(140)의 외주와 실질적으로 동일하게 형성되고, 상기 변형 방지부(200)의 외주는 상기 비행체 바디(110)의 내주보다 작도록 형성된다. 상기 지지봉(140)에 끼워지는 상기 변형 방지부(200)는 상기 비행체 바디(140)와 틈을 형성한다.
풍동시험을 실시하면, 상기 비행체 바디(110)에 시험 마하수에 해당하는 풍동의 기동하중이 가해진다. 상기 기동하중과 실질적으로 같은 과부하가 상기 밸런스(120)에 작용하게 된다.
상기 변형 방지부(200)는 상기 비행체 바디(110)와 상기 지지봉(140) 사이에 형성되어 상기 밸런스(120)의 변형을 부분적으로 제한한다. 즉, 상기 밸런스(120)는 상기 변형 방지부(200)와 상기 비행체 바디(100) 사이에 형성되는 틈만큼만 진동하거나 변형될 수 있다.
상기 밸런스(120)에 과부하가 작용하면, 상기 밸런스(120)는 변형되고, 기 설정된 범위를 넘으면 상기 밸런스(120)가 손상되게 되는데, 상기 변형 방지부(200)에 의하여 상기 밸런스(120)의 변형 등이 부분적으로 방지된다. 따라서 과부하에 따른 밸런스(120)의 손상을 방지할 수 있다.
상기 변형 방지부(200)는 상기 지지봉(140) 상에서 서로 이격되어 배치되는 제1 및 제2 방지부재(210, 220)를 포함한다.
상기 제1 방지부재(210)는 상기 지지봉(140)과 상기 밸런스(120)가 연결되는 영역에 형성된다. 즉, 상기 제1 방지부재(210)는 상기 지지봉(140) 및 상기 밸런스(120)와 중첩된다.
상기 제2 방지부재(220)는 상기 지지봉(140)과 상기 비행체 바디(110) 사이에 형성되지만, 상기 밸런스(120)와 중첩되지 아니한다. 상기 밸런스(120)에 작용하는 피칭모멘트를 안정적으로 제한하기 위하여, 상기 제1 및 제2 방지부재(220)는 최대한 이격되도록 형성되는 것이 바람직하다. 예를 들어, 상기 비행체 바디(110)의 단부와 인접하도록 형성될 수 있다.
도 2를 참조하면, 상기 제1 및 제2 방지부재(210, 220)와 상기 비행체 바디(110) 사이에 형성되는 틈은 서로 상이하게 형성된다. 즉, 상기 제1 방지부재(210)와 상기 비행체 바디(110) 사이에 제1 간격(d1), 상기 제2 방지부재(220)와 상기 비행체 바디(110) 사이에 제2 간격(d2)이 형성된다.
상기 제1 간격(d1)은 상기 제2 간격(d2)보다 작게 형성된다. 상기 제1 간격(d1)과 상기 제2 간격(d2)의 크기는 예상 공력하중의 크기와 작용위치 즉, 비행체 바디(110)에 작용하는 힘과 모멘트의 크기에 의해 결정된다. 일정 크기의 힘과 모멘트가 비행체 바디(110)에 작용하면 밸런스(120)와 지지봉(140)이 변형되어 상기 제1 방지부재(210)와 상기 제2 방지부재(220)가 상기 비행체 바디(110)의 내부와 동시에 접촉하도록 상기 제1 간격(d1)과 상기 제2 간격(d2)의 크기를 결정한다. 만약에 1개의 방지부재만 바디(110) 내부와 접촉하면 밸런스(120)가 측정하는 6개의 힘과 모멘트 성분 중에 일부는 제한되지만 일부는 오히려 증가하여 밸런스가 파손될 수 있다.
상기 지지봉(140)의 상기 비행체 바디(110) 내부에 수납되는 영역의 두께는 실질적으로 동일하게 형성된다. 따라서 상기 지지봉(140)을 감싸도록 링형상으로 형성되는 제1 및 제2 방지부재(210, 220)의 내주는 실질적으로 동일하다. 다만, 상기 제1 및 제2 방지부재(210, 220)의 외주는 다르게 형성되어 상기 제1 및 제2 방지부재(210, 220)의 두께는 서로 다르게 형성된다.
도 3은 방지 장치가 장착된 비행체 모형에 가해지는 작용하중에 대한 밸런스에 전달되는 측정하중을 나타내는 그래프이다.
도 1 및 도 3을 참조하면, 상기 비행체 모형(100)에 가해지는 수직력성분(NF)의 작용하중은 약 0 에서부터 약 -2000 까지 증가한다. 상기 비행체 모형(100)은 상기 하중을 상기 밸런스(120)에 전달한다. 일점쇄선 그래프는 상기 비행체 모형(100)이 받는 하중을 나타낸다.
실선 그래프는 상기 밸런스(120)가 받는 하중을 나타낸다. 상기 밸런스(120)가 받는 하중은 어느 시점에서 일정해진다. 그래프에서 나타낸 바와 같이, 상기 밸런스(120)가 받는 하중은 약 -970 에서 더 이상 증가하지 아니하고 일정해진다.
즉, 상기 비행체 모형(100)에 가해지는 하중이 증가하고, 상기 하중이 약 -970 NF에 도달하면, 상기 지지봉(140)에 설치되어 있는 상기 변형 방지부(200)가 상기 비행체 바디(110)에 접하게 된다. 즉, 상기 -970 이상의 하중을 받으면, 상기 변형 방지부(200)에 의하여 상기 밸런스(120)의 더 이상의 변형은 제한된다. 따라서 상기 밸런스(120)의 과부하에 의한 손상을 방지할 수 있다. 상기 밸런스(120)가 받는 하중이 일정하게 되는 시점의 하중을 차단하중이라 정의할 수 있다.
이하, 상기 밸런스(120)에 적당한 차단하중이 정해지도록 형성되는 상기 변형 방지부(200)의 두께를 결정하는 실험장치 및 방법을 설명한다.
도 5는 예비시험장치와 비행체 모형을 분해도이다. 도 6은 예비시험장치를 제어하는 시스템의 구성도이다. 도 7은 데이터 획득 시스템의 구성도이다.
상기 비행체 모형(100)은 예비시험장치(300)를 장착하여, 상기 비행체 모형(100)에 구비되는 밸런스(120)에 적절한 변형 방지부(200)를 찾아 장착할 수 있다.
도 5 및 도 6을 참조하면, 상기 예비시험장치(300)는 표준분동(310), 로딩바(320), 로딩플렉쳐(330), 시험치구(340)를 포함한다.
상기 표준분동(310) 상에 상기 제1 방향(D1)과 실질적으로 수직한 제2 방향(D2)으로 연장되는 로딩바(320)와 로딩플렉쳐(330)가 설치된다. 상기 로딩바(320)와 상기 로딩플렉쳐(330)는 상기 표준분동(310)으로부터 상기 비행체 모형(100)에 하중을 전달한다. 상기 로딩플렉쳐(330)는 모멘트 성분을 배제한 제2 방향(D2)의 힘을 전달할 수 있도록 가늘고 탄성변형 가능한 재질로 형성될 수 있다.
상기 시험치구(340)는 상기 비행체 모형(100)의 적어도 일부를 감싸고 하중의 작용 위치를 변화시킬 수 있도록 상기 제1 방향(D1)으로 이동이 가능하게 형성된다. 즉, 상기 시험치구(340)는 상기 비행기 모형(100)의 상기 제1 방향(D1)의 특정 위치에서 상기 로딩플렉쳐(330)로부터 하중을 전달한다. 즉, 비행체 모형(100)에 작용하는 힘과 모멘트의 크기는 표준분동(310)의 무게와 상기 시험치구(340)의 장착위치로 조절될 수 있다.
상기 시험치구(340)는 상기 비행체 모형(100)의 내부에 수납되는 밸런스(120)와 중첩되도록 설치될 수 있다.
도 6 및 도 7을 참조하면, 예비시험장치의 시스템은 신호처리부(20), 데이터 획득 시스템(10), 접합부(50), 전원부(40), 디지털멀티미디어(30)를 포함한다.
상기 내장형 밸런스(120)는 상기 접합부(50)와 전기적으로 연결된다. 상기 밸런스(120)의 측정된 신호는 신호처리부(20)를 통하여 증폭 및 필터링 된다. 상기 증폭, 필터링 된 신호는 데이터 획득 시스템(10)으로 저장 및 표시된다. 상기 신호를 통하여 전원공급값을 모니터링하고 조절할 수 있다. 상기 신호는 신호처리부(20)를 통하여 계산되고, 예상하중과 비교하여 적절한지 판단한다.
상기 데이터 획득 시스템(10)은 데이터 저장부(11), 데이터 계산부(12) 및 인터페이스부(13)를 포함한다. 상기 데이터 계산부(12)에서 상기 밸런스(120)에 작용하는 하중을 계산하고, 상기 인터페이스부(13)는 출력되는 각 신호를 표시하고 명령을 내린다.
즉, 상기 비행체 모형(100)에 상기 방지부재(200)를 설치하고, 상기 예비시험장치(300)를 상기 비행체 모형(100)에 설치한다. 상기 예비시험장치(300)에 예상 하중을 가하고, 상기 밸런스(120)의 신호를 측정한다.
서로 두께가 다른 복수의 방지부재 중 두 개의 방지부재를 선택하여 상기 비행체 모형(100)에 장착하고, 상기 신호를 분석하여 제1 및 제2 방지부재가 하중에 의하여 동시에 상기 비행체 바디(110)에 접촉되는 방지부재를 찾는다.
상기 예비시험장치(100)에 예상하중을 가하고, 상기 밸런스(120)의 신호를 측정한다. 상기 밸런스(120)의 신호가 상기 가해진 예상하중과 실질적으로 동일하면 상기 제1 및 제2 방지부재(210, 220)가 상기 비행체 바디(110)에 접촉하지 않는 영역이다.
한편, 상기 제1 및 제2 방지부재(210, 220) 중 상기 밸런스(120)와 중첩하도록 설치되는 제1 방지부재(210)만 상기 비행체 바디(110)에 접촉하면, 힘 성분은 억제되고 모멘트 성분은 증가한다. 이 경우, 상기 제1 방지부재(210)를 더 얇은 부재를 사용하여 장착한 후, 하중을 부가하고 신호를 재 측정한다.
반면에, 상기 제1 및 제2 방지부재(210, 220) 중 상기 밸런스(120)와 중첩하도록 설치되는 제2 방지부재(220)만 상기 비행체 바디(110)에 접촉하면, 모멘트 성분은 억제되고 힘 성분은 증가한다. 이 경우, 상기 제2 방지부재(210)를 더 얇은 부재를 사용하여 장착한 후, 하중을 부가하고 신호를 재 측정한다.
상기 제1 및 제2 방지부재(210, 220)가 상기 예상 하중에서 상기 비행체 바디(110)에 동시에 접촉하면 밸런스의 힘과 모멘트 신호가 모두 억제되는 것으로 나타나며 따라서 상기 비행체 모형(100)에 적합하게 된다.
상기와 같이 설명된 변형방지부를 포함하는 비행체 모형과 적절한 변형방지부를 측정하기 위한 예비시험장치는 상기 설명된 실시예들의 구성과 방법이 한정되게 적용될 수 있는 것이 아니라, 상기 실시예들은 다양한 변형이 이루어질 수 있도록 각 실시예들의 전부 또는 일부가 선택적으로 조합되어 구성될 수도 있다.

Claims (13)

  1. 일 방향으로 연장되고, 내부공간이 형성되는 비행체 바디;
    상기 비행체 바디의 내부에 외팔보 형태로 고정되고 상기 비행체 바디의 움직임에 의하여 변형되어 상기 움직임을 감지하는 밸런스;
    상기 일 방향으로 연장되고, 상기 밸런스에 고정되며 적어도 일부가 상기 비행체 모형 내부에 수납되는 지지봉; 및
    상기 밸런스의 변형의 일부를 제한하기 위하여 상기 지지봉과 상기 비행체 모형 사이에 상기 지지봉을 감싸도록 형성되는 변형 방지부를 포함하고,
    상기 변형방지부는,
    상기 밸런스와 중첩되는 지지봉의 외주면을 감싸고, 상기 비행체 바디 사이에 제1 틈이 형성되도록 배치되는 제1 방지부재; 및
    상기 제1 방지부재와 이격되어 상기 지지봉의 외주면의 일부를 감싸고 상기 비행체 바디 사이에 제2 틈이 형성되도록 배치되는 제2 방지부재를 포함하는 것을 특징으로 하는 풍동시험장치용 비행체 모형.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 지지봉은 상기 밸런스의 적어도 일부를 감싸도록 형성되는 것을 특징으로 하는 풍동시험장치용 비행체 모형.
  3. 삭제
  4. 삭제
  5. 제1항에 있어서, 상기 제2 틈은 상기 제1 틈보다 넓게 형성되는 것을 특징으로 하는 풍동시험장치용 비행체 모형.
  6. 제1항, 제2항 및 제5항 중 어느 하나에 해당되는 풍동시험장치용 비행체 모형; 및
    상기 비행체 모형에 하중을 가하는 구동부를 포함하는 것을 특징으로 하는 풍동시험장치.
  7. 밸런스 및 상기 밸런스와 연결되며 일 방향으로 연장되는 지지봉, 상기 지지봉을 감싸도록 형성되는 변형 방지부를 수납하는 비행체 바디를 고정하고, 하중의 작용 위치를 조절하는 시험치구 ;
    상기 일 방향과 수직한 방향으로 연장되어 상기 치구를 지지하는 로딩부; 및
    상기 밸런스와 전기적으로 연결되어 상기 하중으로 인하여 상기 밸런스에 적용되는 밸런스하중을 측정하고, 상기 밸런스와 연결되어 상기 밸런스 신호를 수신하는 접합부와 상기 밸런스 신호를 증폭하고 필터링하여 저장하는 데이터 획득 시스템으로 이루어지는 판단부를 포함하는 것을 특징으로 하는 대상시험장치.
  8. 제7항에 있어서, 상기 변형 방지부는 상기 지지봉 상에서 서로 이격되어 배치되는 제1 및 제2 방지 부재를 포함하고,
    상기 제1 및 제2 방지부재는 상기 비행체 바디에 접촉하도록 형성되는 것을 특징으로 하는 대상시험장치.
  9. 삭제
  10. 비행체 내부에 형성되고 밸런스와 결합되는 지지봉의 기 설정된 영역에 제1 및 제2 방지부재를 설치하는 단계;
    상기 비행체에 기 설정된 하중을 가하는 단계; 및
    상기 비행체에 가해지는 하중과 상기 밸런스에 가해지는 하중을 측정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 예비시험방법.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 제1 방지부재는 상기 밸런스와 중첩되도록 형성되고, 상기 제2 방지부재는 상기 제1 방지부재와 이격되는 것을 특징으로 하는 예비시험방법.
  12. 제11항에 있어서,
    상기 제1 및 제2 방지부재 중 상기 제1 방지부재만 상기 비행체 내부에 접촉되는 경우, 상기 제1 방지부재를 상기 제1 방지부재의 두께보다 얇게 형성되는 제3 방지부재로 교체하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 예비시험방법.
  13. 제11항에 있어서,
    상기 기 설정된 하중을 가할 때, 상기 제1 및 제2 방지부재가 상기 비행체 내부와 이격되는 경우, 상기 제1 및 제2 방지부재보다 두께가 두꺼운 제4 및 제5 방지부재로 교체하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 예비시험방법.
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