KR101554285B1 - 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치 - Google Patents

항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치 Download PDF

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국방과학연구소
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Abstract

본 발명은 지상진동시험시 항공기 기체의 탄성모드의 왜곡을 방지하기 위해 상기 항공기를 지상으로부터 이격되도록 하여 항공기 강체 모드의 진동수를 매우 낮게 유지시킬 수 있는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치에 관한 것이다.
본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치는, 서로 이격되게 배치되고, 일단은 서로 힌지연결되며, 타단이 결합가능하고, 지면에 설치되는 한 쌍의 베이스(11)와, 상기 각 베이스(11)의 상방에 각각 배치되는 하우징(21)과, 상기 베이스(11)와 상기 하우징(21)의 사이에 설치되고, 외부로부터 공기의 공급여부에 따라, 상기 베이스(11)로부터 상기 하우징(21)을 승강시키는 공압스프링(23)과, 서로 이격된 베이스(11)의 사이에 배치되고, 각 베이스(11)에 설치된 하우징(21)에 고정되며, 항공기의 바퀴(W)가 올려지는 지지판(24)과, 상기 하우징(21)의 외측면에 상기 하우징(21)의 승강방향과 수직한 방향으로 볼록한 곡면을 갖는 롤러 가이드(22)와, 상기 공압스프링(23)의 고유진동수를 낮추기 위해 상기 공압스프링(23)의 신축방향과 수직한 방향으로 상기 롤러 가이드(22)를 탄성지지하는 보조스프링(35)이 구비되는 보조스프링유닛(30)을 포함한다.

Description

항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치{LANDING GEAR SUPPORT TYPE AIR SUSPENSION APPARATUS FOR GROUND VIBRATION TEST OF AIRPLANE}
본 발명은 항공기의 진동시험을 위해 비행조건을 지상에서 모사하기 위한 현가장치에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 지상진동시험시 항공기 기체의 탄성모드의 왜곡을 방지하기 위해 상기 항공기를 지상으로부터 이격되도록 하여 항공기 강체 모드의 진동수를 매우 낮게 유지시킬 수 있는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치에 관한 것이다.
비행 중 항공기에 발생할 수 있는 문제 중의 하나인 플러터(flutter)는 상기 항공기를 파괴시킬 수 있기 때문에 항공기를 개발하는 과정에서 가장 주의 깊게 다뤄야 하는 문제 중 하나이다.
상기 플러터는 고속으로 비행하는 항공기의 날개가 공기 흐름에서 에너지를 받아 심한 진동을 일으키는 현상으로, 상기 플러터가 발생하면 진동이 급격하게 증가하여 항공기가 공중분해 되기 때문에, 이러한 문제가 발생하지 않도록 항공기의 속도를 제한한다.
한편, 항공기에서 플러터 현상의 발생여부를 예측하기 위해서는 플러터 해석에 사용되는 구조 유한 요소 모델이 실제 항공기의 동적 특성을 정확히 반영하고 있어야 한다.
항공기 지상진동시험(Ground Vibration Test, GVT)은 항공기의 동적 특성을 나타내는 고유진동수, 감쇄계수 및 고유모드를 획득하기 위한 시험으로, 상기 항공기 지상진동시험으로 얻어진 데이터는 플러터 해석에 사용되는 유한요소 모델이 실제 항공기와 같은 동적 특성을 갖도록 튜닝하는데 사용된다.
상기 항공기 지상진동시험에서 고유진동수, 감쇄계수 및 고유모드에 대한 데이터를 정확히 획득하기 위해서는 항공기와 지면 사이의 경계조건을 실제 비행 상태와 최대한 유사하게 만들어야 한다. 즉, 상기 항공기가 실제 비행 중에는 상기 항공기의 강체 모드에 대한 고유진동수는 0에 가까우므로, 상기 지상진동시험에서도 상기 항공기를 지상과 이격시켜 강체 모드에 대한 고유진동수를 최대한 낮게 유지해야 한다. 만약, 그렇지 않으면, 탄성 모드 데이터가 왜곡되거나, 실제 비행 중에는 나타나지 않는 탄성모드가 나타날 수 있다.
한편, 상기 항공기 지상진동시험에서 상기 항공기가 실제 비행시의 비행조건과 유사한 경계조건을 구현하기 위한 방법으로는 번지(bungee)를 이용하거나, 현가장치를 이용하는 방법이 있다.
먼저, 번지는 항공기를 매다는 방법인데, 소형 항공기의 경우에는 쉽게 적용할 수 있으나, 전투기와 대형 항공기에는 항공기가 매달리는 치구도 같이 커져야 하기 때문에 적용하기 어렵다.
한편, 상기 전투기와 대형 항공기는 주로 현가장치를 이용하여 비행조건을 모사한다. 상기 지상진동시험에서 전투기와 대형 항공기는 상기 현가장치를 잭킹 포인트에 장착하고 낮은 고유진동수를 구현하기 위해 현가장치의 공압실린더의 스트로크를 크게 해야 한다.
그러나, 상기 잭킹 포인트는 주로 날개의 뿌리 근처에 위치하는 경우가 많은데, 항공기에 따라 잭킹 형상이 상이하여 하나의 현가장치를 여러 기종의 항공기에 사용하기 위해서는 별도의 어댑터가 필요한 문제점이 있었다. 특히 전투기에서는 지상진동시험 중 기체의 하부에 장착되는 무장이나 연료탱크를 착탈하는데 방해될 수 있다.
하기의 선행기술문헌에는 '항공기 지상 진동 시험용 어댑터'에 관한 기술이 개시되어 있다.
한국 공개특허공부 제10-2004-0080117호
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 발명된 것으로서, 항공기의 기종에 상관없이 지상진동시험을 위해 항공기의 바퀴를 들어올리도록 구성되는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치를 제공하는데 목적이 있다.
본 발명의 다른 목적은 용이하게 항공기의 바퀴 하부에 설치하여 항공기의 바퀴를 들어올릴 수 있도록 하는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치를 제공하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 공압스프링의 고유진동수를 저감시킴으로써, 항공기의 지상진동시험에서 비행조건을 최대한 모사할 수 있도록 하는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치를 제공하는 것이다.
상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치는, 서로 이격되게 배치되고, 일단은 서로 힌지연결되며, 타단이 결합가능하고, 지면에 설치되는 한 쌍의 베이스와, 상기 각 베이스의 상방에 각각 배치되는 하우징과, 상기 베이스와 상기 하우징의 사이에 설치되고, 외부로부터 공기의 공급여부에 따라, 상기 베이스로부터 상기 하우징을 승강시키는 공압스프링과, 서로 이격된 베이스의 사이에 배치되고, 각 베이스에 설치된 하우징에 고정되며, 항공기의 바퀴가 올려지는 지지판과, 상기 하우징의 외측면에 상기 하우징의 승강방향과 수직한 방향으로 볼록한 곡면을 갖는 롤러 가이드와, 상기 공압스프링의 고유진동수를 낮추기 위해 상기 공압스프링의 신축방향과 수직한 방향으로 상기 롤러 가이드를 탄성지지하는 보조스프링이 구비되는 보조스프링유닛을 포함한다.
상기 베이스에는 상기 지지판이 설치된 부위의 양측에 각각 공압스프링에 설치되는 것을 특징으로 한다.
상기 롤러 가이드는 상기 하우징에서 상기 공압스프링이 설치된 부위의 외측에 설치되는 것을 특징으로 하는 한다.
상기 한 쌍의 베이스는, 서로 힌지연결되는 일단에는 연결힌지가 설치되고, 타단에는 상기 한 쌍의 베이스가 오므려진 상태를 유지하기 위해 양단이 각각 서로 이격된 한 쌍의 베이스의 일측이 결합판으로 결합되는 것을 특징으로 한다.
상기 지지판은 중간부분은 평면으로 형성되고 상기 중간부분의 양쪽에는 경사면이 형성되며, 상기 지지판의 양단을 관통하게 결합봉이 설치되고, 상기 결합봉에서 지지판으로부터 돌출된 부분은 상기 하우징을 관통하는 것을 특징으로 한다.
상기 보조스프링유닛은 상기 롤러 가이드에서 최대로 볼록한 부위를 탄성지지하도록 높이조절되는 것을 특징으로 한다.
상기 보조스프링유닛은, 상기 하우징의 승강방향으로 설치되는 케이싱과, 외주면에 니사산이 형성되고 상기 케이싱의 내부에 승강가능하게 설치되는 높이 조절 샤프트와, 상기 높이 조절 샤프트의 상기 높이 조절 샤프트의 나사결합되는 높이 조절 너트와, 상기 높이 조절 샤프트의 상단에 상기 높이 조절 샤프트와 수직한 방향으로 설치되고, 통형(筒形)으로 설치되는 스프링 가이드 튜브와, 상기 스프링 가이드 튜브의 내부에 설치되고, 상기 스프링 가이드 튜브의 길이방향으로 신축(伸縮)되는 보조스프링과, 상기 스프링 가이드 튜브에서 상기 하우징을 향하는 상기 스프링 가이드 튜브의 전단에 삽입되고, 상기 보조스프링으로 탄성지지되는 슬라이더와, 상기 슬라이더의 전단에 회전가능하게 설치되고, 상기 롤러 가이드에 접촉하는 롤러와, 상기 스프링 가이드 튜브의 후단에 나사결합되고 상기 스프링 가이드 튜브와 나사결합되는 정도에 따라 상기 보조스프링의 탄성력을 조절하는 보조스프링 조절 너트를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 구성을 갖는 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치에 따르면, 항공기 바퀴를 직접 들어 올림으로써, 항공기의 기종에 상관없이 다양한 항공기에 적용할 수 있고, 특히 전투기 지상진동시험 중 무장이나 외부연료탱크의 탈부착에 방해가 되지 않는다.
또한, 공압스프링과 수직한 방향으로 신축되고 간단한 구조를 갖는 보조 스프링을 적용함으로써, 강체 모드에 대한 고유진동수를 추가로 낮춰 줌에 따라, 1차 탄성모드가 매우 낮은 항공기에도 지상진동시험이 가능하다.
아울러, 상기 보조스프링의 강성을 조절함으로써, 항공기의 형상 변화에 따라 무게변화와 무게중심의 변화에 대응할 수 있다.
그리고, 롤러 가이드의 만곡도를 변경함으로써, 지상진동시험시 항공기가 움직이는 진폭의 변화에 대응할 수 있다.
도 1은 변위에 따른 포텐셜 에너지를 도시한 그래프.
도 2는 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치를 도시한 사시도.
도 3은 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치의 부분 절개 사시도.
도 4는 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치에 항공기의 바퀴가 올려진 상태를 도시한 부분 절개 사시도.
도 5는 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치를 다른 각도에서 도시한 부분 절개 사시도.
도 6은 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치의 부분 확대 절개 사시도.
도 7은 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치에서 롤러 가이드를 도시한 사시도.
도 8은 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치의 보조 스프링 유닛을 도시한 단면도.
이하 첨부된 도면을 참조로 하여 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치에 대하여 자세히 설명하기로 한다.
본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치는, 서로 이격되게 배치되고, 일단은 서로 힌지연결되며, 타단이 결합가능하고, 지면에 설치되는 한 쌍의 베이스(11)와, 상기 각 베이스(11)의 상방에 각각 배치되는 하우징(21)과, 상기 베이스(11)와 상기 하우징(21)의 사이에 설치되고, 외부로부터 공기의 공급여부에 따라, 상기 베이스(11)로부터 상기 하우징(21)을 승강시키는 공압스프링(23)과, 서로 이격된 베이스(11)의 사이에 배치되고, 각 베이스(11)에 설치된 하우징(21)에 고정되며, 항공기의 바퀴(W)가 올려지는 지지판(24)과, 상기 하우징(21)의 외측면에 상기 하우징(21)의 승강방향과 수직한 방향으로 볼록한 곡면을 갖는 롤러 가이드(22)와, 상기 공압스프링(23)의 고유진동수를 낮추기 위해 상기 공압스프링(23)의 신축방향과 수직한 방향으로 상기 롤러 가이드(22)를 탄성지지하는 보조스프링(35)이 구비되는 보조스프링유닛(30)을 포함한다.
베이스(11)는 지면에 한 쌍으로 마련되고, 서로 이격되게 설치된다. 한 쌍의 베이스(11)가 서로 이격되어 형성된 공간에 항공기의 바퀴(W)가 위치한다.
상기 한 쌍의 베이스(11)는 일단은 서로 힌지 연결되고, 타단은 결합가능한 구조를 갖는다. 즉, 상기 한 쌍의 베이스(11)의 일단에는 연결힌지(12)를 통하여 한 쌍의 베이스(11)가 상기 연결힌지(12)를 중심으로 벌어질 수 있도록 설치된다. 상기 연결힌지(12)가 설치된 부위의 반대쪽 단부, 즉 타단에는 양단에 한 쌍의 베이스(11)에 각각 결합되는 결합판(13)이 설치된다. 상기 한 쌍의 베이스(11)가 벌어질 수 있는 구조를 갖는 것은 상기 베이스(11)를 항공기의 바퀴(W) 밑에 설치할 때에는 상기 베이스(11)의 타단이 서로 벌어지도록 하여 상기 바퀴(W) 주변의 각종 구조물을 피할 수 있도록 하기 위함이다.
상기 베이스(11)에는 복수의 캐스터(14)가 설치되는 것이 바람직하다. 상기 베이스(11)를 이동시킬 때에는 상기 캐스터(14)의 핸들(14a)을 조작하면, 상기 캐스터(14) 내의 이동바퀴는 하강하면서, 상기 베이스(11)를 지면과 이격시킨다. 따라서, 상기 베이스(11)는 상기 캐스터(14)를 이용하여 용이하게 이동시킬 수 있다. 한편, 항공기 지상진동시험시에는 다시 핸들(14a)을 반대로 조작하면, 상기 캐스터(14)의 이동바퀴가 상승하여 상기 베이스(11)가 지면에 밀착되도록 한다.
하우징(21)은 상기 베이스(11)의 상방에 배치된다. 상기 하우징(21)는 한 쌍의 베이스(11)에 각각 설치되며, 내부에 공간이 형성된 박스 형태를 갖는다.
공압스프링(23)은 상기 베이스(11)와 상기 하우징(21)의 사이에 설치된다. 상기 공압스프링(23)의 하단은 상기 베이스(11)의 상부면에 연결되고, 상기 공압스프링(23)의 상단은 상기 하우징(21)의 내측면에 연결된다. 상기 공압스프링(23)은 공압공급장치와 공압라인 등으로 연결되어, 항공기의 지상진동시험시에는 상기 공압스프링(23)의 내부로 가압된 공기가 유입되도록 하고, 시험완료 후에는 내부의 공기를 배출되도록 한다.
상기 공압스프링(23)은 상기 베이스(11)에 간격을 두고 설치되어, 상기 하우징(21)을 승강시키도록 하다. 예컨대, 상기 베이스(11)에서 양단에 인접한 부위에 각각 공압스프링(23)이 설치될 수 있다. 따라서, 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치에서는 각 베이스(11)의 상부에 2개씩 설치되므로, 전체적으로 4개의 공압스프링(23)이 설치된 예가 도시되어 있다.
지지판(24)은 상기 항공기의 바퀴(W)를 지지한다. 상기 지지판(24)은 상기 항공기의 바퀴(W)가 올려졌을 때, 이탈되지 않도록 단면이 오목한 형상을 갖는다. 즉, 상기 지지판(24)은 상기 베이스(11)의 길이방향을 따라서 중간부분은 평편으로 형성되고, 그 양쪽에는 경사면이 형성된다.
상기 지지판(24)의 양단에는 각각 결합봉(25)이 관통되게 설치된다.
상기 결합봉(25)은 중간부분은 상기 지지판(24)의 단부를 관통하고, 나머지 부분은 상기 하우징(21)을 관통하도록 설치된다.
롤러 가이드(22)는 상기 하우징(21)의 외측면에 부착된다. 상기 롤러 가이드(22)는 상기 하우징(21)의 승강방향과 수직한 방향으로 볼록한 곡면을 갖는다. 상기 롤러 가이드(22)는 도 7에 상세히 도시된 바와 같이, 외측으로 볼록한 곡면을 갖는다. 특히, 도 7의 (a), (b)에는 서로 다른 만곡도, 즉 곡률을 갖는 롤러 가이드(22)가 도시되어 있는데, 상기 롤러 가이드(22)는 상기 곡면의 만곡도를 다르게 함으로써, 다양한 항공기의 형상에 따른 무게 분포에 대응할 수 있다.
상기 롤러 가이드(22)는 상기 하우징(21)에서 상기 공압스프링(23)의 설치된 부위의 외측면에 설치되는데, 하나의 공압스프링(23)이 설치된 부위에 2개의 롤러 가이드(22)가 설치되는 것이 바람직하다. 따라서, 한 쌍의 베이스(11)가 설치되고, 각 베이스(11)에 2개의 공압스프링(23)이 설치된다면, 상기 롤러 가이드(22)는 8개가 설치된다.
보조스프링유닛(30)은 상기 공압스프링(23)의 고유진동수를 낮추기 위해 상기 롤러 가이드(22)를 탄성지지하도록 설치된다. 상기 보조스프링유닛(30)에는 상기 공압스프링(23)의 승강방향과 수직한 방향으로 신축(伸縮)하는 보조스프링(35)을 포함한다.
일반적인 시스템 운동방정식에서 포텐셜 에너지는 도 1의 (a) 곡선과 같이 아래로 볼록하여 안정한 에너지 곡선을 갖는다. 여기서 곡선의 구배가 클수록 시스템의 복원력은 증가하게 되며, 고유진동수가 높아지게 된다. 불안정한 시스템의 경우에는 도 1의 (b)와 같이 위로 볼록한 에너지 곡선을 가지며, 대표적인 시스템이 NSM(Negative Stiffness Mechanism)으로, 상기 보조스프링유닛(30)이 이에 해당한다. 이러한 특성을 이용하여 불안정한 NSM 시스템을 안정한 공압스프링 시스템에 적용하면 도 1의 (c)와 같이 아래로 볼록한 에너지 선도의 구배를 감소시켜 전체 시스템의 고유진동수를 낮추는 효과가 발생하게 된다.
지상진동시험에서 항공기 강체운동에 대한 운동방정식은
Figure 112015081110999-pat00001
와 같이 표현될 수 있다. 이 때 시스템의 진동수는
Figure 112015081110999-pat00002
와 같으며, 여기서 fn은 고유진동수로서
Figure 112015081110999-pat00003
와 같고, ζ는 감쇄비로서
Figure 112015081110999-pat00004
와 같다. 아울러 상기 운동방정식에서 NSM 및 타이어의 강성을 고려했을 때 전체 시스템의 강성 k 는
Figure 112015081110999-pat00005
와 같이 표현할 수 있다. 여기서 kS, kN, kT는 각각 공압스프링, NSM 및 타이어의 강성이다. 즉 타이어 강성이 크더라도 kN이 kS에 가까워질수록 시스템의 진동수는 크게 낮출 수 있다.
본 발명에서는 공압스프링(23)을 주 스프링으로하고, 보조스프링유닛을 진동을 절연시키기 위한 보조스프링으로 하여, 상기 공압스프링(23)의 상대 운동에 따라서 보조스프링(35)의 변위가 변하면서 공압스프링(23)의 복원력을 상쇄시킴으로써, 상기 공압스프링(23)의 고유 진동수를 낮춘다.
상기 공압스프링(23)의 압축 변위량 또는 인장 변위량에 따라, 상기 공압스프링(23)이 갖는 포텐셜 에너지(Potential Energy)는 도1의 (a) 곡선과 같이 중립상태보다 증가하고, 상기 보조스프링(35)이 갖는 포텐셜 에너지는 도 1의 (b) 곡선과 같이 상기 변화량에 따라 중립상태보다 항상 감소하는 변화가 발생한다. 따라서, 상기 공압스프링(23)의 운동 에너지와 포텐셜 에너지의 시간당 변화율이 도 1의 (c)처럼 감소됨으로써 상기 공압스프링(23)의 고유진동수를 추가적으로 낮추게 된다. 즉, 도 1의 (c)곡선과 같이 공압스프링(23)의 에너지는 보조스프링(35)의 움직임에 따라 그 에너지가 감소하여 결과적으로 고유 진동수가 작아지는 효과가 발생한다. 이러한 효과가 가장 잘 나타나도록 상기 공압스프링(23)의 움직임과 상기 보조스프링(35)의 움직임은 서로 수직한 방향이 되도록 한다.
한편, 상기 보조스프링유닛(30)의 구조를 도 8을 통하여 상세히 설명하면 다음과 같다.
상기 보조스프링유닛(30)은, 상기 하우징(21)의 승강방향으로 설치되는 케이싱(31)과, 외주면에 니사산이 형성되고 상기 케이싱(31)의 내부에 승강가능하게 설치되는 높이 조절 샤프트(32)와, 상기 높이 조절 샤프트(32)의 상기 높이 조절 샤프트(32)의 나사결합되는 높이 조절 너트(33)와, 상기 높이 조절 샤프트(32)의 상단에 상기 높이 조절 샤프트(32)와 수직한 방향으로 설치되고, 통형(筒形)으로 설치되는 스프링 가이드 튜브(34)와, 상기 스프링 가이드 튜브(34)의 내부에 설치되고, 상기 스프링 가이드 튜브(34)의 길이방향으로 신축(伸縮)되는 보조스프링(35)과, 상기 스프링 가이드 튜브(34)에서 상기 하우징(21)을 향하는 상기 스프링 가이드 튜브(34)의 전단에 삽입되고, 상기 보조스프링(35)으로 탄성지지되는 슬라이더(37)와, 상기 슬라이더(37)의 전단에 회전가능하게 설치되고, 상기 롤러 가이드(22)에 접촉하는 롤러(38)와, 상기 스프링 가이드 튜브(34)의 후단에 나사결합되고 상기 스프링 가이드 튜브(34)와 나사결합되는 정도에 따라 상기 보조스프링(35)의 강성을 조절하는 보조스프링 조절 너트(36)를 포함한다.
케이싱(31)은 통형으로 형성되어, 상기 베이스(11)에 상부면에 수직한 방향으로 설치된다.
높이 조절 샤프트(32)는 상기 케이싱(31)의 내부에 일부가 삽입된 상태로 설치된다. 상기 높이 조절 샤프트(32)의 외측 둘레에는 나사산이 형성되어, 높이 조절 너트(33)와 나사결합된다. 상기 높이 조절 샤프트(32)를 상기 케이싱(31)에 대하여 승강시킨 다음, 상기 높이 조절 너트(33)를 회전시켜 상기 높이 조절 너트(33)가 상기 케이싱(31)의 상단에 접하도록 함으로써, 상기 높이 조절 샤프트(32)의 높이가 조절된다.
스프링 가이드 튜브(34)는 상기 높이 조절 샤프트(32)의 상단에 상기 높이 조절 샤프트(32)과 수직한 방향으로 형성된다. 상기 스프링 가이드 튜브(34)는 중공구조로 형성된다.
보조스프링(35)은 상기 스프링 가이드 튜브(34)의 내부에 상기 공압스프링(23)의 승강방향과 수직한 방향으로 설치된다.
슬라이더(37)는 상기 보조스프링(35)의 전단에 연결되고, 상기 스프링 가이드 튜브(34)의 내부에서 일부가 삽입된 상태에서 상기 스프링 가이드 튜브(34)의 길이방향으로 따라 슬라이딩한다.
롤러(38)는 상기 슬라이더(37)의 전면에 회전가능하게 설치된다. 상기 롤러(38)는 상기 보조스프링(35)에 의해서 상기 롤러 가이드(22)와 접촉된 상태를 유지한다.
한편, 상기 스프링 가이드 튜브(34)에서 상기 보조스프링(35)의 후단쪽에는 상기 보조스프링(35)의 강성을 조절하기 위한 보조스프링 조절 너트(36)가 체결된다. 상기 보조스프링 조절 너트(36)의 체결정도를 조절하여, 상기 보조스프링(35)의 후단의 위치를 조절함으로써, 상기 보조스프링(35)의 강성을 조절한다.
상기와 같은 구성을 갖는 본 발명에 따른 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치의 작용에 대하여 설명하기로 한다.
항공기의 지상진동시험을 위하여, 상기 항공기의 바퀴(W)가 상기 지지판(24)위에 위치되어야 한다.
이를 위해서 먼저 항공기 바퀴(W)를 잭(jack)으로 들어올려 지면과 이격되도록 한 후, 상기 지지판(24)을 항공기 바퀴(W) 아래에 위치시킨다. 다시 상기 잭을 이용하여 상기 바퀴(W)를 내림으로서 상기 바퀴(W)를 상기 지지판(24) 위에 안착시킴으로써, 상기 항공기의 바퀴(W)가 상기 지지판(24)위에 위치시킬 수 있다.
이후, 공압 현가장치(1)를 바퀴(W)를 좌우로 감싸도록 위치시키다.
이때, 상기 베이스(11)에 설치된 캐스터(14)의 핸들(14a)을 조작하면, 상기 캐스터(14)를 이용하여 상기 공압 현가장치(1)를 용이하게 이동시킬 수 있고, 이동이 완료된 상태에서는 다시 상기 핸들(14a)을 조작하여 상기 베이스(11)가 지면에 밀착되도록 한다.
아울러, 상기 공압 현가장치(1)를 상기 항공기의 바퀴(W)를 좌우로 감싸도록 위치시킬 때에는 상기 베이스(11)를 서로 벌려서 용이하게 삽입되도록 한다. 즉, 한 쌍의 베이스(11)가 일단은 연결힌지(12)로 연결되고, 타단은 결합판(13)으로 연결되어 있으므로, 상기 결합판(13)을 분리한 후, 베이스(11)를 서로 벌려서 상기 바퀴(W)의 하부로 이동하도록 한 후, 다시 베이스(11)를 오므린 상태에서 상기 결합판(13)으로 한 쌍의 베이스(11)를 서로 결합한다.
또한, 상기 지지판(24)과 공압 현가장치(1)가 바퀴(W) 밑과 좌우에 모두 위치되면 상기 결합봉(25)으로 상기 하우징(21)과 상기 지지판(24)를 관통하여 연결한다.
상기와 같이, 상기 공압 현가장치(1)에 바퀴(W)가 안착된 상태에서, 상기 공압공급장치를 이용하여 상기 공압스프링(23)에 가압된 공기를 주입하여 상기 항공기의 바퀴(W)를 들어올리고, 가진기를 부착하여 지상진동시험을 수행한다.
상기 공압스프링(23)의 신장에 따라 상기 하우징(21)이 상승하면서, 상기 지지판(24)이 바퀴(W)를 들어올려, 상기 바퀴(W)를 지상으로부터 이격되도록 한다.
이때, 상기 하우징(21)의 외측에 설치된 롤러 가이드(22)와 상기 보조스프링(35)에 의해 탄력지지되는 롤러(38)가 항상 접촉하고 있는 상태를 유지한다.
또한, 상기 보조스프링유닛(30)에서 상기 높이 조절 샤프트(32)와 상기 높이 조절 너트(33)를 이용하여 항상 상기 롤러(38)가 상기 롤러 가이드(22)에서 최대로 볼록한 부위에 위치하도록 상기 보조스프링유닛(30)의 높이를 조절한다. 이는 상기 보조스프링유닛(30)이 도 1에서 (b)곡선과 같이 작동하기 위해서는 상기 롤러(38)가 상기 롤러 가이드(22)에서 중앙부위, 즉 최대로 볼록한 부위에 위치해야 하기 때문이다.
이와 같이, 항공기의 바퀴(W)를 상기 공압 현가장치(1)에 올려놓은 상태에서, 상기 공압스프링(23)을 이용하여 상기 바퀴(W)를 지면과 이격된 상태에서 항공기의 지상진동시험을 수행할 수 있다.
특히, 상기 보조스프링유닛(30)을 이용하여, 상기 공압스프링(23)의 신축방향과 수직한 방향으로 탄성력을 제공함으로써, 상기 공압스프링(23)의 고유진동수를 낮추도록 하여, 항공기의 지상진동시험에서 실제 비행조건과 유사한 조건을 구현한 상태에서 항공기의 지상진동시험을 수행할 수 있다.
1 : 공압 현가장치 11 : 베이스
12 : 연결힌지 13 : 결합판
14 : 캐스터 14a : 핸들
21 : 하우징 22 : 롤러 가이드
23 : 공압스프링 24 : 지지판
25 : 결합봉 30 ; 보조스프링유닛
31 : 케이싱 32 : 높이 조절 샤프트
33 : 높이 조절 너트 34 : 스프링 가이드 튜브
35 : 보조스프링 36 : 보조스프링 조절 너트
37 : 슬라이더 38 : 롤러

Claims (7)

  1. 서로 이격되게 배치되고, 일단은 서로 힌지연결되며, 타단이 결합가능하고, 지면에 설치되는 한 쌍의 베이스와,
    상기 각 베이스의 상방에 각각 배치되는 하우징과,
    상기 베이스와 상기 하우징의 사이에 설치되고, 외부로부터 공기의 공급여부에 따라, 상기 베이스로부터 상기 하우징을 승강시키는 공압스프링과,
    서로 이격된 베이스의 사이에 배치되고, 각 베이스에 설치된 하우징에 고정되며, 항공기의 바퀴가 올려지는 지지판과,
    상기 하우징의 외측면에 상기 하우징의 승강방향과 수직한 방향으로 볼록한 곡면을 갖는 롤러 가이드와,
    상기 공압스프링의 고유진동수를 낮추기 위해 상기 공압스프링의 신축방향과 수직한 방향으로 상기 롤러 가이드를 탄성지지하는 보조스프링이 구비되는 보조스프링유닛을 포함하는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 베이스에는 상기 지지판이 설치된 부위의 양측에 각각 공압스프링이 설치되는 것을 특징으로 하는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 롤러 가이드는 상기 하우징에서 상기 공압스프링이 설치된 부위의 외측에 설치되는 것을 특징으로 하는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 한 쌍의 베이스는,
    서로 힌지연결되는 일단에는 연결힌지가 설치되고,
    타단에는 상기 한 쌍의 베이스가 오므려진 상태를 유지하기 위해 양단이 각각 서로 이격된 한 쌍의 베이스의 일측이 결합판으로 결합되는 것을 특징으로 하는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 지지판은 중간부분은 평면으로 형성되고 상기 중간부분의 양쪽에는 경사면이 형성되며,
    상기 지지판의 양단을 관통하게 결합봉이 설치되고,
    상기 결합봉에서 지지판으로부터 돌출된 부분은 상기 하우징을 관통하는 것을 특징으로 하는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 보조스프링유닛은 상기 롤러 가이드에서 최대로 볼록한 부위를 탄성지지하도록 높이조절되는 것을 특징으로 하는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 보조스프링유닛은,
    상기 하우징의 승강방향으로 설치되는 케이싱과,
    외주면에 니사산이 형성되고 상기 케이싱의 내부에 승강가능하게 설치되는 높이 조절 샤프트와,
    상기 높이 조절 샤프트의 상기 높이 조절 샤프트의 나사결합되는 높이 조절 너트와,
    상기 높이 조절 샤프트의 상단에 상기 높이 조절 샤프트와 수직한 방향으로 설치되고, 통형으로 설치되는 스프링 가이드 튜브와,
    상기 스프링 가이드 튜브의 내부에 설치되고, 상기 스프링 가이드 튜브의 길이방향으로 신축되는 보조스프링과,
    상기 스프링 가이드 튜브에서 상기 하우징을 향하는 상기 스프링 가이드 튜브의 전단에 삽입되고, 상기 보조스프링으로 탄성지지되는 슬라이더와,
    상기 슬라이더의 전단에 회전가능하게 설치되고, 상기 롤러 가이드에 접촉하는 롤러와,
    상기 스프링 가이드 튜브의 후단에 나사결합되고 상기 스프링 가이드 튜브와 나사결합되는 정도에 따라 상기 보조스프링의 탄성력을 조절하는 보조스프링 조절 너트를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 지상진동시험용 착륙장치 지지형 공압 현가장치.
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