KR101542806B1 - 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체 - Google Patents
활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체 Download PDFInfo
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Abstract
본 발명에 따르면, 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치에 있어서, 상기 착륙장치는, 복수 개의 착륙 부재를 포함하되 좌우로 대칭을 이루며, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형이 결합된 형태로 이루어진, 활주용 항공기 착륙장치를 제안한다.
Description
본 발명은 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체에 관한 것으로, 좀 더 구체적으로는, 종래 기술인 링 구조와 빔 구조의 단점을 극복할 수 있고, 기하적인 제한 사항이 없이, 충격하중 및 반동하중을 크게 줄일 수 있으며, 고정부에서 형상 변화가 타원 구조의 곡률을 따라 완만하게 변하기 때문에 응력집중이 발생하지 않는 장점을 갖는, 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체에 관한 것이다.
도 1은 고정형 양다리 형태의 착륙장치를 도시한 것이다. 도 1에 도시된 바와 같이, 고정형 양다리 형태의 착륙장치는 접이 들이 방식에 비해 매우 간단하고 무게 또한 가볍기 때문에 경항공기나 헬리콥터에 많이 적용되고 있다. 그러나 충격 흡수에 취약하기 때문에 2인승 이상의 항공기급에 적용할 경우 충격 흡수와 구조 파손을 방지하기 위해 따로 스프링 댐퍼와 같은 장치를 부착하고 있다.
고정형 착륙장치는 항공기의 하중 특성에 따라 작은 하중을 받는 경우 빔이나 곡률을 갖는 링구조로 되어 있다. 빔구조는 링구조에 비해 간단하고, 변형 또한 더 많이 발생하여 에너지 흡수능력은 더 좋으나, 마찰력에 의한 에너지 손실이 적어 반동에너지에 의한 출렁거리는 현상이 발생하게 된다. 이에 반해, 링구조는 빔구조에 비해 변형이 작게 발생하여 충격하중에 취약하나 마찰에 의한 에너지 손실이 크기 때문에 착륙후 바로 안정화되는 장점이 있다.
한편, 대한민국 등록특허 제602708호(2006.07.11)는, 수직 이착륙 비행 장치의 초경량 착륙장치에 관한 것으로, 무게를 최소화하면서도 안정적인 착륙이 가능하고 생산과 조립이 용이한 착륙장치를 제공하기 위하여, 수직 이착륙 비행 장치의 착륙장치에 있어서, 수직 이착륙 비행 장치의 본체와 결합 고정되는 중앙부를 기준으로 2개 이상의 궁(弓)형 몸체가 교차하도록 결합되고, 궁형 몸체는 대칭되는 수직 이착륙 비행 장치의 본체가 안착되는 안착부, 소정 각도로 하향 절곡된 절곡부 및 지면과 접촉하는 착륙부로 구성되는 것을 특징으로 하고 있다. 하지만, 이 특허에서도 형상에 대한 정확한 정의를 제대로 내리지 못한 상태이다.
본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로, 본 발명은 종래 기술인 링 구조와 빔 구조의 단점을 극복할 수 있고, 기하적인 제한 사항이 없이, 충격하중 및 반동하중을 크게 줄일 수 있으며, 고정부에서 형상 변화가 타원 구조의 곡률을 따라 완만하게 변하기 때문에 응력집중이 발생하지 않는 장점을 갖는, 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체를 제공하는 것을 목적으로 한다.
또한, 본 발명은 형상 정의가 명료하여 쉽게 반복 생산하는 것이 가능한, 해로운 형상 구조를 갖는, 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체를 제공하는 것을 또다른 목적으로 한다.
상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시예에 따르면, 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치에 있어서, 상기 착륙장치는, 복수 개의 착륙 부재를 포함하되 좌우로 대칭을 이루며, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형이 결합된 형태로 이루어진, 활주용 항공기 착륙장치를 제공한다.
여기서, 상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재 중 최상단의 착륙 부재는 A 타입의 사분 원형인 것이 바람직하다.
또한, 상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는 상기 A 타입의 사분 원형과 상기 B 타입의 사분 원형이 교대로 반복되는 형태로 결합되는 것이 바람직하다.
이 경우, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 위쪽부터 아래쪽 방향으로, 제 1 사분 원형, 제 2 사분 원형 및 제 3 사분 원형 총 3개의 사분 원형의 착륙 부재가 결합된 형태일 수 있다.
또한, 상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우, 상기 제 1 사분 원형과 상기 제 3 사분 원형은, 상기 A 타입의 사분 원형이며, 상기 제 2 사분 원형은 상기 B 타입의 사분 원형인 것이 바람직하다.
여기서, 상기 제 1 사분 원형은 타원 형태인 것이 바람직하다.
또한, 상기 제 1 사분 원형, 상기 제 2 사분 원형 및 상기 제 3 사분 원형의 반경이 각각 R1, R2 및 R3인 경우, R2는 (R1 + R3)의 1.25배 이하인 것이 바람직하다.
또한, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b라고 할 경우, b/a가 작아질 수록 R2의 반경이 작아지도록 선택하는 것이 바람직하다.
또한, R3:R1의 비는, 3:2 또는 1:1인 것이 바람직하다.
또한, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b라고 할 경우, b/a는 최소 3/5 이상인 것이 바람직하다.
한편, 본 발명의 다른 실시예에 따르면, 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법에 있어서, 상기 착륙장치를 구성하는, 좌우가 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재를, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형을 결합하여 형성하는 단계를 포함하는, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법을 제공한다.
또한, 본 발명의 또다른 실시예에 따르면, 상술한 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법을 컴퓨터로 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 것을 특징으로 하는 프로그램 기록매체을 제공한다.
본 발명에 따른 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체에 의하면,
첫째, 종래 기술인 링 구조와 빔 구조의 단점을 극복할 수 있고, 기하적인 제한 사항이 없이, 충격하중 및 반동하중을 크게 줄일 수 있는, 최적의 활주용 항공기 착륙장치를 제공하는 것이 가능하다.
둘째, 고정부에서 형상 변화가 타원 구조의 곡률을 따라 완만하게 변하기 때문에 응력집중이 발생하지 않는 장점을 갖는, 활주용 항공기 착륙장치를 제공하는 것이 가능하다.
셋째, 본 발명은 형상 정의가 명료하여, 당업자가 쉽게 반복 생산하는 것이 가능하다.
넷째, 손쉬운 반복 생산이 가능하여, 경제적인 효과도 더불어 기대된다.
도 1은 고정형 양다리 형태의 착륙장치를 도시한 것이다.
도 2는 ΔE를 없는 조건에서 에너지 방정식을 이용하여 구한 착륙장치에 작용하는 하중을 나타낸 것이다.
도 3은 빔구조와 링구조 변위 관계를 마찰계수 μ=0.55일 때를 기준으로 나타낸 도면이다.
도 4는 링 A 타입, 링 B 타입, 빔 타입을 도시한 도면이다.
도 5는 굽힘 모멘트 관계를 도시한 도면이다.
도 6은 도 4에 도시한 강성 구조인 A 타입과 연성 구조인 B 타입의 특성을 갖도록 다중 링 구조를 갖는 새로운 형상의 착륙장치를 도식적으로 나타낸 도면이다.
도 7은 도 6에 도시된 다중 링 구조에 대해 변위를 분석하여 나타낸 도면이다.
도 8은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것이다.
도 9는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것으로, R1영역이 타원 형태라는 것으로 나타낸 도면이다.
도 10은 본 발명에 따른 기하학적인 특성에 따른 활주용 탄성체 착륙장치에 대한 3중 링 구조의 최적 분할비를 나타낸 도면이다.
도 11은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치(b/a≥0.8)의 착륙하중비를 빔구조와 대비한 것이다.
도 12는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치(b/a≤0.8)의 착륙하중비를 단일 링구조를 대비한 것이다.
도 14는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 바깥쪽에서 안쪽으로 작용할 경우(μ = +0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이다.
도 15는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 안쪽에서 바깥쪽으로 작용할 경우(μ = -0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이다.
도 16은 본 발명에 따라 설계하는 경우의 설계 단면비를 나타낸 도면이다.
도 2는 ΔE를 없는 조건에서 에너지 방정식을 이용하여 구한 착륙장치에 작용하는 하중을 나타낸 것이다.
도 3은 빔구조와 링구조 변위 관계를 마찰계수 μ=0.55일 때를 기준으로 나타낸 도면이다.
도 4는 링 A 타입, 링 B 타입, 빔 타입을 도시한 도면이다.
도 5는 굽힘 모멘트 관계를 도시한 도면이다.
도 6은 도 4에 도시한 강성 구조인 A 타입과 연성 구조인 B 타입의 특성을 갖도록 다중 링 구조를 갖는 새로운 형상의 착륙장치를 도식적으로 나타낸 도면이다.
도 7은 도 6에 도시된 다중 링 구조에 대해 변위를 분석하여 나타낸 도면이다.
도 8은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것이다.
도 9는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것으로, R1영역이 타원 형태라는 것으로 나타낸 도면이다.
도 10은 본 발명에 따른 기하학적인 특성에 따른 활주용 탄성체 착륙장치에 대한 3중 링 구조의 최적 분할비를 나타낸 도면이다.
도 11은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치(b/a≥0.8)의 착륙하중비를 빔구조와 대비한 것이다.
도 12는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치(b/a≤0.8)의 착륙하중비를 단일 링구조를 대비한 것이다.
도 14는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 바깥쪽에서 안쪽으로 작용할 경우(μ = +0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이다.
도 15는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 안쪽에서 바깥쪽으로 작용할 경우(μ = -0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이다.
도 16은 본 발명에 따라 설계하는 경우의 설계 단면비를 나타낸 도면이다.
이하 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
도 2는 ΔE를 없는 조건에서 에너지 방정식을 이용하여 구한 착륙장치에 작용하는 하중을 나타낸 것이고, 도 3은 빔구조와 링구조 변위 관계를 마찰계수 μ=0.55일 때를 기준으로 나타낸 도면이고, 도 4는 링 A 타입, 링 B 타입, 빔 타입을 도시한 도면이고, 도 5는 굽힘 모멘트 관계를 도시한 도면이고, 도 6은 도 4에 도시한 강성 구조인 A 타입과 연성 구조인 B 타입의 특성을 갖도록 다중 링 구조를 갖는 새로운 형상의 착륙장치를 도식적으로 나타낸 도면이고, 도 7은 도 6에 도시된 다중 링 구조에 대해 변위를 분석하여 나타낸 도면이고, 도 8은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것이고, 도 9는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것으로, R1영역이 타원 형태라는 것으로 나타낸 도면이고, 도 10은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치 중 3중 링 구조의 최적 분할비를 나타낸 도면이고, 도 11은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치(b/a≥0.8)의 착륙하중비를 빔구조와 대비한 것이고, 도 12는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치(b/a≤0.8)의 착륙하중비를 단일 링구조를 대비한 것이고, 도 14는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 바깥쪽에서 안쪽으로 작용할 경우(μ = +0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이고, 도 15는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 안쪽에서 바깥쪽으로 작용할 경우(μ = -0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이고, 도 16은 본 발명에 따라 설계하는 경우의 설계 단면비를 나타낸 도면이다.
종래 항공기의 착륙장치는 충격을 흡수하여 자체적으로 에너지를 방출하는 설계기술이 매우 중요하기 때문에 큰 하중을 받는 항공기의 경우 대부분 Oleo 형태를 갖는다.
댐퍼는 에너지를 방출하여 착륙 이후 반발력을 제거하는 역할을 하기 때문에 큰 하중을 받는 항공기에서는 꼭 필요한 것이나, 비교적 작은 하중을 받는 2인승 이하의 경량급 항공기는 에너지를 방출하는 댐퍼가 없는 양다리 또는 스키드 형태의 착륙장치를 취하고 있다.
이러한 구조에서 에너지는 E ∝ Fδ로 동일한 에너지에 대해 변형량(δ)이 크면 클수록 기체에 작용하는 하중(F)은 작아진다. 여기서 E는 에너지를, F는 기체에 작용하는 하중을, δ는 변형량을 의미한다.
착륙에 의한 에너지는 낙하속도의 자승에 비례하기 때문에 가능한 낮은 속도로 착륙하는 것이 바람직하나, 착륙장치는 최소 8 ~ 10 ft/sec의 낙하속도 이상에서 견디어야 함을 규정에 명시하고 있다.
도 2는 ΔE를 없는 조건에서 에너지 방정식을 이용하여 구한 착륙장치에 작용하는 하중을 나타낸 것이다.
여기서, vs는 낙하속도, L은 양력, δv와 δh는 착륙장치의 수직변위와 수평변위, δt는 타이어의 변위, Keff는 착륙장치의 강성,ηt는 타이어의 비선형계수, Kt는 타이어의 탄성계수, ΔE는 손실 에너지, m은 기체의 질량, g는 중력 가속도를 말한다.
도 2에 도시된 바와 같이, 동일한 낙하속도에서 착륙장치의 변위가 커야 착륙하중이 줄어들게 된다. 착륙장치의 변형은 마찰력과 연관되기 때문에 마찰력에 의한 변형 또한 고려하여야 한다. 마찰력은 에너지를 흡수하기 때문에 탄성체 착륙장치의 약점인 반동에너지를 감소시키나, 탄성체 착륙장치의 변형을 억제하기 때문에 충격하중이 커질 수 있다.
따라서, 탄성체 착륙장치는 마찰력에 의한 변위의 조절을 통하여 충격하중을 완화하고, 에너지 손실을 유발하여 반동에너지를 줄여야 한다.
착륙장치의 설계 규정에서 권고하는 마찰계수(μ)는 착륙시 μ=0.55이며, 지상 운용시는 노면의 상태에 따라 최대 μ=0.8까지 적용하도록 되어 있기 때문에, μ=0.55를 적용하였다.
수직하중과 마찰력과의 관계를 살펴보기 위하여 현재 적용되고 있는 빔구조와 링구조의 변위 특성을 분석하여 도 3에 나타내었다.
빔구조의 경우, 너비 대 높이 비(b/a)에 관계없이 거의 일정한 변위(마찰력이 포함한 것)가 발생한다. 마찰력 성분에 의한 변위는 b/a가 커질수록 증가하나, b/a>0.9에서 마찰력이 없는 경우의 0.5배 이상이 된다. 즉 마찰력에 의한 에너지 손실이 b/a>0.9일 때 50% 이상이라는 것을 의미한다.
반면에 링구조는 마찰력에 의한 변위 성분이 크기 때문에 변형이 작게 발생하며, b/a>0.57에서 마찰력이 없는 경우의 0.5배 이상이 되지만 빔구조에 비해 강성 성질을 보이고 있다.
탄성체 착륙장치는 b/a>0.9인 형상에서 빔구조는 링구조에 비해 충격하중을 크게 완화할 수 있고 또한 반동에너지 역시 50% 이상의 손실을 갖는다. b/a<0.9에서는 충격하중은 줄일 수 있지만, 50% 이상의 반동에너지가 발생하여 진동에 취약할 수 있기 때문에 에너지를 흡수할 수 있는 댐퍼(damper)의 부착이 요구된다고 할 수 있다.
링구조는 b/a=0.6 근방에서 효과적인 구조로 판단되나, 0.6 < b/a < 0.9 인 경우에는 빔구조나 링구조 모두 충격하중과 반동에너지의 조건을 만족하기가 쉽지 않기 때문에 세심한 주의가 요구된다.
빔구조와 링구조의 장단점을 파악하기 위하여 도 4와 같은 링구조과 빔구조에 대해 변위특성을 분석하였다. A 타입과 B 타입의 작용하중에 의한 변위 δ= c1(PR3)/EI와 마찰력에 의한 변위 δ= c2(HR3)/EI의 관계식을 가지며, 아래의 표 1과 같다. 여기서 c1과 c2는 특정 상수이고, P는 수직하중이며, H는 수평하중이고, R은 반경이며, EI는 굽힘 강성이다.
|
|
수직 변위 | 수평 변위 | ||
| c1 | c2 | c1 | c2 | |
| A 타입 | 0.356 | -0.5 | 0.5 | -0.785 |
| B 타입 | 0.785 | -0.5 | 0.5 | -0.356 |
| 빔 타입 | 0.471 | -0.471 | 0.471 | -0.471 |
A 타입은 B 타입에 비해 수직방향으로 변형이 작고, 마찰력에 의한 변형이 크게 작용함으로 하중지지구조로는 매우 효과적이나, 충격흡수 구조 형태로는 부적합하다. 3개의 구조형태에 대해 마찰력(μ=0.55)이 작용할 때의 도 5의 굽힘모멘트 선도를 보면 보다 명백하게 알 수 있다. B 타입은 에너지 흡수구조로는 우수하나, root에 작용하는 모멘트보다 크게 작용하는 단면이 상당 부분 존재하여 구조적인 보강으로 요구된다. 빔구조의 형태가 충격완화구조로는 적절한 것으로 보이나, 도 3에서 보는 것처럼 기하학적인 특성에 따라 반동에너지가 크게 손실되지 않은 단점이 있다.
따라서 본 발명에서는, 도 6에 도시한 바와 같이, 강성 구조인 A 타입과 연성 구조인 B 타입의 특성을 갖도록 다중 링 구조를 갖는 새로운 형상의 착륙장치를 제안한다.
도 6에 도시된 바와 같이, 그 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 그 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치에 있어서, 상기 착륙장치는, 복수 개의 착륙 부재를 포함하되 좌우로 대칭을 이루며, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형(원 모양의 4분의 1이라고 하여, 아래에서 "사분 원형"이라는 칭하기로 한다)이 결합된 형태로 이루어진, 활주용 항공기 착륙장치이다.
도 6에 도시된 바와 같이, 상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형(도 4 참조)이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형(도 4 참조)이라고 할 경우, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재 중 최상단의 착륙 부재는 A 타입의 사분 원형인 것이 바람직하다.
또한, 도 6에 도시된 바와 같이, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는 상기 A 타입의 사분 원형과 상기 B 타입의 사분 원형이 교대로 반복되는 형태로 결합되는 것이 바람직하다.
도 7은 도 6에 도시된 다중 링 구조에 대해 변위를 분석하여 나타낸 도면이다. 다중 링구조는 빔 구조보다는 변위나 순수 마찰력에 의한 변위가 크게 나타나 탄성체 착륙장치로 유리함을 보여주고 있으나, 변위가 크게 증가하지 못하고 3중 링구조 이후 일정한 수준으로 수렴됨을 알 수 있다.
따라서, 활주용 탄성체 착륙장치는 바퀴 부착과 기체에 장착이 용이한 3개의 링 구조 형상이 적절할 것으로 발명자는 판단하여, 도 8에 도시된 바와 같은 형상을 채택하여 최적의 곡률반경 분할비를 아래에서 정의하기로 한다.
도 8을 참조하면, 중간 영역인 R2의 곡률 형태는 연성 성질을 갖기 때문에 R2 반경이 클수록 변형이 크게 일어나지만, 일정 수준 이상이면 반동 하중이 커지는 약점이 있다. 따라서 본 발명에서는 R2:(R1+R3)의 비에 따른 변위 특성을 먼저 분석하여 최적의 R2의 비율을 정한 후 R1과 R3의 변화에 따른 거동 특성을 파악하여 형상을 결정하는 방법을 취하였다. 마찰계수 μ=0.55라 가정하였으며, 형상 결정 기준은 마찰력에 의한 에너지 손실률을 50% 이상으로 하였다.
아래에서 형상 결정 방법에 대해서 기술하면, 도 8에 도시된 바와 같이 높이 b를 기준으로 하여, R1 + R2 + R3 = b이며, R1 영역은 타원 형태를 취한다. (도 9 참조) 참고로, 도 9는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것으로, R1영역이 타원 형태라는 것으로 나타낸 도면이다.
- 절차 1 : R1 = R3로 하고, (R1 + R3) / R2 = c 조합에서 정수비 R2 : (R1+R3)를 결정
- 절차 2 : R2 : (R1+R3)의 값에 대해서 R3/R1 = k 조합에서 정수비 R1 : R3를 결정
위의 방법으로 착륙장치의 너비 대 높이비에 따른 분할비를 결정하면 마찰계수 μ = 0.55가 작용한다고 가정할 때, 도 10과 같이 최종 분할 선도가 도출되며, 아래와 같이 각 영역의 역할이 정리될 수 있다. 참고로, 도 10은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치 중 3중 링 구조의 최적 분할비를 나타낸 도면이다.
- 고정부의 R1은 강성 및 강도에 영향을 주는 것으로, R1이 크면 강성화가 되어 충격하중은 큰 반면 반동하중을 줄여주는 역할을 한다.
- 중간부의 R2는 연성화 성질을 갖고 있기 때문에 강성구조인 R1 + R3의 1.25배 이하가 되어야 하며, b/a가 작아지면 R2의 반경도 작아져야 반동하중을 최소화할 수 있다.
- 바퀴를 고정하는 부분의 R3 영역은 강성 성질은 가지나, R1에 비해 연성 성질을 갖기 때문에 R3가 크면 충격하중은 작아지는 대신에 반동하중은 조금 증가하나, 그 차이는 1% 이내로 R3 : R1의 비를 필요에 따라 3:2 또는 1:1을 적용한다. b/a < 2/3인 경우 단일 링구조 형상에 점점 가까워진다.
최적의 형상을 b/a에 따라 정리하면 표 2와 같이 계산되며, 도 3의 빔구조와 단일 링구조와의 변위에 대한 착륙하중계수비를 구하면 도 11 및 도 12와 같이 된다. 참고로, 도 11 및 도 12는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치의 착륙하중비를 빔구조와 단일 링구조를 대비한 것이다.
| b/a | R3/a | R2/a | R1/a | δv | δh | δtotal | 비고 |
| 1.0 | 0.23 | 0.56 | 0.21 | 0.295 | 0.252 | 0.388 | |
| 0.9 | 0.24 | 0.50 | 0.16 | 0.264 | 0.228 | 0.349 | |
| 0.8 | 0.23 | 0.42 | 0.15 | 0.233 | 0.203 | 0.309 | |
| 0.7 | 0.25 | 0.28 | 0.17 | 0.207 | 0.178 | 0.272 | |
| 2/3 | 0.29 | 0.19 | 0.19 | 0.197 | 0.167 | 0.258 | |
| 0.6 | 0.10 | 0.07 | 0.43 | 0.181 | 0.143 | 0.231 | |
| 0.57 | 0.00 | 0.00 | 0.57 | 0.181 | 0.128 | 0.222 | 단일 링구조 |
여기서, 위 표 2에서 보는 바와 같이, b/a가 3/5 이하인 경우에는 착륙장치의 변형량이 크지 않기 때문에 충격 흡수 효과가 크지 않다. Oleo 형태와 마찬가지로 충격 흡수를 보장하기 위해서는 일정량 이상의 변형이 허용되어야 하며, 또한 착륙 장치의 높이가 낮은 경우 착륙시 후방 동체와 접촉될 수 있기 때문에 높이는 형상의 제한 사항이기도 하다.
본 발명에서는 기하적인 제한 사항이 없이, 충격하중 및 반동하중을 크게 줄일 수 있으며, 또한 고정부에서 형상 변화가 타원 구조의 곡률을 따라 완만하게 변하기 때문에 응력집중이 발생하지 않는 장점이 있다.
도 13에 도시된 바와 같이, b/a = 0.8인 경우 도 13과 같은 형상이 되며, 이 경우 마찰력이 바깥쪽에서 안쪽으로 작용할 경우(μ = +0.55)와 반대로 작용할 경우(μ = -0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 도 14 및 도 15에 각각 도시하였다. 참고로, 도 14는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 바깥쪽에서 안쪽으로 작용할 경우(μ = +0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이고, 도 15는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 안쪽에서 바깥쪽으로 작용할 경우(μ = -0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이다.
본 발명에 따라 제안된 구조는 변형이 크게 유발될 뿐만 아니라, 고정부에서 굽힘 모멘트가 작기 때문에 하중지지에 매우 견고한 구조이다.
임계설계하중에 대해 강도 및 강성 요건을 만족하면서, 도 16과 같은 선형 단면비를 갖도록 설계할 경우 최대 42.5%까지 무게가 절감되고 제작도 매우 쉽게 이루어지는 장점이 있다. 착륙 장치가 b/a < 0.7인 경우에도 변형량을 증가시킬 수 있어 충격 흡수가 b/a = 1 수준 이상으로도 가능함을 알 수 있다. 참고로, 도 16은 본 발명에 따라 설계하는 경우의 설계 단면비를 나타낸 도면이다.
| 일정 단면 | 설계(단면 변화) | 비고 | |
| 변형량비 | 1 | 1.4 | |
| 중량비 | 1 | 0.575 |
한편, 본 발명에 따른 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법은, 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법으로서, 상기 착륙장치를 구성하는, 좌우가 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재를, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형을 결합하여 형성하는 단계를 포함하며, 그 구체적인 내용은 위에서 이미 설명하였으므로, 설명을 생략하기로 한다.
또한, 본 발명의 또다른 실시예에 따른 프로그램 기록매체는, 위에서 설명한 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법의 각 단계의 전부 또는 일부를 컴퓨터로 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 것을 특징으로 한다.
이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 아래에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.
Claims (21)
- 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치에 있어서,
상기 착륙장치는, 복수 개의 착륙 부재를 포함하되 좌우로 대칭을 이루며,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형이 결합된 형태로 이루어지되,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 위쪽부터 아래쪽 방향으로, 제 1 사분 원형, 제 2 사분 원형 및 제 3 사분 원형 총 3개의 사분 원형의 착륙 부재가 결합되어,
상기 제 1 사분 원형, 상기 제 2 사분 원형 및 상기 제 3 사분 원형의 반경이 각각 R1, R2 및 R3인 경우,
R2는 (R1 + R3)의 1.25배 이하이고, R3:R1의 비는, 3:2 또는 1:1인, 활주용 항공기 착륙장치.
- 제 1 항에 있어서,
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재 중 최상단의 착륙 부재는 A 타입의 사분 원형인,
활주용 항공기 착륙장치.
- 제 1 항에 있어서,
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는 상기 A 타입의 사분 원형과 상기 B 타입의 사분 원형이 교대로 반복되는 형태로 결합된,
활주용 항공기 착륙장치.
- 삭제
- 제 1 항에 있어서,
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 제 1 사분 원형과 상기 제 3 사분 원형은, 상기 A 타입의 사분 원형이며, 상기 제 2 사분 원형은 상기 B 타입의 사분 원형인,
활주용 항공기 착륙장치.
- 제 5 항에 있어서,
상기 제 1 사분 원형은 타원 형태인, 활주용 항공기 착륙장치.
- 삭제
- 제 1 항에 있어서,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b이고, R1+R2+R3 = b라고 할 경우,
b/a가 작아질 수록 R2의 반경이 작아지도록 선택하는,
활주용 항공기 착륙장치.
- 삭제
- 제 1 항에 있어서,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b이고, R1+R2+R3 = b라고 할 경우,
b/a는 최소 3/5 이상인, 활주용 항공기 착륙장치.
- 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법에 있어서,
상기 착륙장치를 구성하는, 좌우가 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재를, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형을 결합하여 형성하는 단계를 포함하되,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 위쪽부터 아래쪽 방향으로, 제 1 사분 원형, 제 2 사분 원형 및 제 3 사분 원형 총 3개의 사분 원형의 착륙 부재가 결합되어,
상기 제 1 사분 원형, 상기 제 2 사분 원형 및 상기 제 3 사분 원형의 반경이 각각 R1, R2 및 R3인 경우,
R2는 (R1 + R3)의 1.25배 이하이고,
R3:R1의 비는, 3:2 또는 1:1인, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법. - 제 11 항에 있어서,
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재 중 최상단의 착륙 부재는 A 타입의 사분 원형인,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
- 제 11 항에 있어서,
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는 상기 A 타입의 사분 원형과 상기 B 타입의 사분 원형이 교대로 반복되는 형태로 결합된,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
- 삭제
- 제 11 항에 있어서,
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 제 1 사분 원형과 상기 제 3 사분 원형은, 상기 A 타입의 사분 원형이며, 상기 제 2 사분 원형은 상기 B 타입의 사분 원형인,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
- 제 15 항에 있어서,
상기 제 1 사분 원형은 타원 형태인, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
- 삭제
- 제 11 항에 있어서,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b이고, R1+R2+R3 = b라고 할 경우,
b/a가 작아질 수록 R2의 반경이 작아지도록 선택하는,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
- 삭제
- 제 11 항에 있어서,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b이고, R1+R2+R3 = b라고 할 경우,
b/a는 최소 3/5 이상인, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
- 제 11 항 내지 제 13 항, 제 15 항 내지 제 16 항, 제 18 항, 및 제 20 항 중, 어느 한 항에 기재된 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법을 컴퓨터로 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 것을 특징으로 하는 프로그램 기록매체.
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| KR1020130015948A KR101542806B1 (ko) | 2013-02-14 | 2013-02-14 | 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체 |
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| KR1020130015948A KR101542806B1 (ko) | 2013-02-14 | 2013-02-14 | 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체 |
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| KR20140102512A KR20140102512A (ko) | 2014-08-22 |
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|---|---|---|---|---|
| KR20230071231A (ko) | 2021-11-16 | 2023-05-23 | 한국항공우주연구원 | 판스프링 착륙장치 |
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| EP1120340A2 (en) | 2000-01-29 | 2001-08-01 | Gkn Westland Helicopters Limited | Method of improving the crashworthiness of an aircraft |
| US20090206204A1 (en) | 2008-01-24 | 2009-08-20 | Harold Alvin Rosen | Spin-stabilized lander |
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- 2013-02-14 KR KR1020130015948A patent/KR101542806B1/ko active IP Right Grant
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| EP1120340A2 (en) | 2000-01-29 | 2001-08-01 | Gkn Westland Helicopters Limited | Method of improving the crashworthiness of an aircraft |
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Non-Patent Citations (1)
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| 인터넷 검색 자료(http://blog.naver.com/PostView.nhn?blogId=labya&logNo=40135754651) |
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| KR102608112B1 (ko) * | 2021-11-16 | 2023-12-01 | 한국항공우주연구원 | 판스프링 착륙장치 |
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