KR101617388B1 - 항공기용 엔진의 추력 측정 장치 및 이를 이용한 항공기용 엔진의 추력 측정 방법 - Google Patents

항공기용 엔진의 추력 측정 장치 및 이를 이용한 항공기용 엔진의 추력 측정 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 측정 공간의 벽에 지지 로드를 통해 상대 이동 가능하게 연결되며 항공기 엔진이 고정되는 추력 지지대와, 추력 보정을 위해 상기 추력 지지대에 힘을 인가하기 위한 실린더와, 상기 실린더에 직결식으로 연결되며 상기 실린더의 작동에 따라 상기 실린더의 힘을 측정하기 위한 보정용 로드셀과, 상기 추력 지지대에 설치되며 상기 항공기 엔진의 가동 또는 상기 실린더의 작동에 따라 상기 추력 지지대에 가해진 힘을 측정하기 위한 측정용 로드셀을 포함하는 항공기용 엔진의 추력 측정 장치 및 이를 이용한 항공기용 엔진의 추력 측정 방법을 개시한다.

Description

항공기용 엔진의 추력 측정 장치 및 이를 이용한 항공기용 엔진의 추력 측정 방법 {THRUST MEASUREMENT INSTRUMENT AND METHOD FOR AEROPLANE}
본 발명은 항공기용 엔진의 추력을 실제 비행체에 장착하지 않고 실제 비행체와 유사한 환경에서 측정하기 위한 추력 측정 장치 및 이를 이용한 항공기용 엔진의 추력 측정 방법에 관한 것이다.
항공기용 엔진의 성능 시험은 엔진 시험을 실제 비행체에 장착하여 수행하는 경우 많은 비용과 시간이 소요되므로, 일반적으로 실제 환경을 모사한 시험장치에 장착하여 수행되고 있다.
항공기용 엔진의 정확한 추력 측정은 엔진의 정확한 성능을 결정하는데 무엇보다 큰 영향을 미치므로, 이를 측정하기 위한 측정 시스템을 구축하는 것이 중요하다.
이러한 항공기용 엔진의 추력 측정에 있어서, 추력 측정의 정확성을 높이기 위한 방법으로서 추력 측정 장치의 보정(교정)을 수행하고 있다. 대부분의 추력측정장치의 보정은 공개특허공보 제10-2014-0122351호와 같이 추력측정센서(예를 들어 로드셀)에 이미 알고 있는 무게의 추를 걸고, 추 무게 대비 추력측정센서에서 측정되는 추력값을 이용하여 교정식을 얻는 방식으로 수행하고 있다.
그러나 이러한 추력 측정 장치 및 보정 방법에 따르면, 추력측정센서에는 추의 무게 외에도 추를 지탱하는 금속선의 무게도 함께 작용하며, 이러한 선은 그 무게 측정이 힘들어 실제 교정식 산정에 반영하기 어려운 문제가 있다. 또한 금속선의 이송을 위해 사용되는 롤(도르래)과 금속선 사이의 마찰력 또한 교정식 산정에 반영하기 어려운 문제가 있다.
나아가 위와 같은 방식을 사용하기 위해서는 추의 무게를 증감시키기 위해 사람이 직접 추를 탈착하여야 하기 때문에, 추력 측정 장치로의 접근성이 용이하여야 하고 추 및 롤과 같은 구성 요소를 설치하기 위해서는 엔진 장착 공간 이외에 별도의 여유 공간이 필요한 실정이다.
공개특허공보 제10-2014-0122351호 (2014.10.20)
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 추력 보정시 정확한 중량 측정이 가능토록 하여 종래기술에 비해 정확한 추력 보정이 가능한 항공기용 추력 측정 장치 및 측정 방법을 제공하기 위한 것이다.
본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제들은 이상에서 언급한 기술적 과제들로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
상기한 과제를 실현하기 위해 본 발명은 측정 공간의 벽에 지지 로드를 통해 상대 이동 가능하게 연결되며 항공기 엔진이 고정되는 추력 지지대와, 추력 보정을 위해 상기 추력 지지대에 힘을 인가하기 위한 실린더와, 상기 실린더에 직결식으로 연결되며 상기 실린더의 작동에 따라 상기 실린더의 힘을 측정하기 위한 보정용 로드셀과, 상기 추력 지지대에 설치되며 상기 항공기 엔진의 가동 또는 상기 실린더의 작동에 따라 상기 추력 지지대에 가해진 힘을 측정하기 위한 측정용 로드셀을 포함하는 항공기용 엔진의 추력 측정 장치를 개시한다.
본 발명의 항공기용 엔진의 추력 측정 장치에 따르면, 상기 실린더에는 상기 보정용 로드셀로부터 피드백 받은 정보를 근거로 상기 실린더의 출력 힘을 제어하기 위한 힘 제어기가 추가로 연결될 수 있다. 여기서, 상기 힘 제어기는, 상기 실린더의 입출력 배관에 연결된 솔레노이드 밸브와, 상기 보정용 로드셀에 연결되며 상기 솔레노이드 밸브를 온/오프 제어하는 제어부를 포함할 수 있다.
본 발명의 항공기용 엔진의 추력 측정 장치는 측정 공간의 벽에 고정 연결되되 상기 추력 지지대의 내부에 배치되는 고정 지지대를 더 포함할 수 있으며, 상기 보정용 로드셀과 측정용 로드셀은 상기 고정 지지대의 양단에 지지되는 구성을 가질 수 있다.
본 발명의 항공기용 엔진의 추력 측정 장치에 따르면, 상기 실린더, 보정용 로드셀, 측정용 로드셀은 상기 추력 지지대에 병렬식으로 연결될 수 있다.
한편, 본 발명은 상기 항공기 엔진을 가동시켜 상기 추력 지지대에 가해진 힘을 상기 측정용 로드셀로 측정하는 단계와, 상기 실린더를 작동시켜 상기 실린더의 힘을 상기 보정용 로드셀로 측정함과 아울러 상기 추력 지지대에 가해진 힘을 상기 측정용 로드셀로 측정함으로써 테어 로드를 구하는 단계와, 상기 테어 로드를 이용하여 보정된 추력을 산출하는 단계를 포함하는 항공기용 엔진의 추력 측정 방법을 개시한다.
상기와 같은 구성의 본 발명에 의하면, 추력대, 실린더, 보정용 로드셀을 직접 연결하여 추력 보정시 마찰 발생 등으로 인한 힘의 손실 없이 정확하게 힘을 전달할 수 있는 효과가 있다.
또한, 본 발명에 따르면 실린더에서 발생한 힘을 그에 직결된 보정용 로드셀로 직접 측정할 수 있도록 구성함으로써 추력 보정을 위해 적용된 모든 힘을 정확하게 측정할 있는 이점이 있다.
또한, 이상과 같은 구성의 실린더와 보정용 로드셀에 힘 제어기를 추가로 연결하여 실린더의 출력 힘을 제어함으로써 추력 보정을 위해 적용되는 힘을 다양하게 변경 및 제어할 수 있는 효과가 있다.
나아가 이와 같은 구성의 추력 측정 장치는 외부 또는 측정 공간과 멀리 떨어진 곳에서 실린더로의 인가 신호를 제어하여 장치 구동이 가능하므로, 고고도 환경시험 설비와 같이 시험부 내부에 시험 중 접근이 어렵고, 여유 공간이 부족한 상황에서도 추력 측정 보정이 가능한 이점이 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기용 엔진의 추력 측정 장치를 나타낸 도면.
도 2는 도 1에 도시된 추력 측정 장치의 추력 보정시 구성을 나타낸 도면.
도 3은 본 발명의 다른 실시예에 따른 항공기용 추력 측정 장치를 나타낸 평면도.
도 4는 본 발명과 관련된 항공기용 추력 측정 장치의 블록 다이어그램.
도 5는 도 4에 도시된 힘 제어기의 구성의 일 예를 나타낸 개념도.
이하, 본 발명과 관련된 항공기용 엔진의 추력 측정 장치 및 이를 이용한 추력 측정 방법에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기용 엔진의 추력 측정 장치를 나타낸 도면이고, 도 2는 도 1에 도시된 항공기용 엔진의 추력 측정 장치의 추력 보정시 구성을 나타낸 도면이다.
도 1을 참조하면, 본 발명의 항공기용 엔진의 추력 측정 장치는 추력 지지대(110) 및 측정용 로드셀(120)을 포함한다.
추력 지지대(110, thrust frame)는 추력 측정 공간의 벽(W1, 또는 천장)에 대해 상대 이동 가능하게 연결되는 구조를 말한다. 추력 지지대(110)는 항공기 엔진(10)을 고정시키기 위한 구조로서, 본 실시예의 경우 추력 지지대(110)의 하부에 형성된 고정부(111)에 엔진(10)이 고정된 구조를 예시하고 있다.
추력 지지대(110)는 지지 로드(115)를 통해 추력 측정 공간의 벽(W1)에 연결될 수 있다. 지지 로드(115)와 벽(W1), 지지로드(115)와 추력 지지대(110)의 연결 방식은 힌지 구조, 볼 조인트 구조 등과 같은 회전 연결 구조가 사용될 수 있다.
측정용 로드셀(120)은 추력 지지대(110)에 설치되며, 항공기 엔진(10)의 가동에 따라 추력 지지대(110)가 이동함에 따라 추력 지지대(110)로부터 받는 힘(FM)을 측정한다. 측정용 로드셀(120)의 일단은 추력 지지대(110)에 지지되고, 타단은 고정 지지점(W2)에 지지된다.
이와 같은 구성의 추력 측정 장치를 이용하여 항공기용 엔진(10)의 추력을 측정하는 방법을 간략히 설명하면, 항공기용 엔진(10)을 가동(연소)시킴에 따라 측정용 로드셀(120)에 가해지는 힘을 측정하여 이루어진다. 여기서 항공기의 실제 비행 속도를 모사하기 위해 엔진(10)의 입구 덕트(15)에 공기를 흡입시키면서 엔진(10)의 가동이 이루어진다. 엔진(10)의 입구 덕트(15)는 슬립 실(113)에 대해 상대 이동 가능하게 설치되는데, 슬립 실(113, slip-seal)은 입구 덕트(15)를 외부 공간에 대해 실링하는 기능을 한다.
도 1에 도시된 자유 물체도로부터 항공기 엔진의 추력 측정 모델식을 도출하면 아래의 수학식 1과 같다.
(수학식 1)
FN = FM + FA + FG = FM + WA , inVin+ (PS , in - PS ,9)Ain - WA , inV∞
FN은 항공기 엔진(10)의 추력, FM은 추력대(110)에 가해지는 힘, FA는 엔진 흡입 공기의 모멘텀 항, FG는 모사된 비행 속도에 따라 엔진(10)에 가해지는 힘, WA,in은 엔진 흡입 공기 유량, Vin은 엔진 입구 덕트에서의 유동 속도, PS , in은 입구 덕트에서의 정압력, Ain은 입구 덕트의 면적, PS ,9는 엔진 배기 정압력, V∞는 모사된 비행 속도이다.
여기서, 위 수학식 1의 FM은 항공기 엔진(10)의 가동시 측정용 로드셀(120)로부터 측정되는 값이며, 나머지 항 또한 측정을 통해서 구할 수 있는 값이므로, 각 항의 측정값들을 수학식 1에 대입하여 항공기 엔진(10)의 추력(FN)을 구할 수 있다.
엔진(10)에서 발생하는 추력(Fn)은 추력 지지대(110)를 거쳐 측정용 로드셀(120)로 전달되는데, 이 과정에서 추력 지지대(110)를 지지하고 있는 지지로드(115)와 그 연결 부위 사이에 마찰이 발생한다. 이 뿐만 아니라 엔진 입구 덕트(15)와 슬립 실(113) 사이에도 마찰이 발생하며, 엔진(10)과 고정부(111) 사이에서도 마찰이 발생하게 된다. 이와 같이 측정 과정에서 측정용 로드셀(120)에서 측정되는 힘에 반영되지 못하고 손실되는 힘을 테어 로드(tare load, FTARE)라 하며, 정확한 엔진(10)의 추력을 구하기 위해서는 이러한 테어 로드(FTARE)를 측정하여 추력을 보정해 주어야 한다. 따라서 테어 로드(FTARE)를 반영한 항공기 엔진의 최종 추력 측정 모델식은 아래의 수학식 2와 같이 나타낼 수 있다.
(수학식 2)
FN = FM + WA , inVin+ (PS , in - PS ,9)Ain - WA , inV∞ + FTARE
즉, 추력 보정을 수행한 후의 최종 추력(FN)은 수학식 1에서 구한 값에 테어 로드(FTARE)를 더한 값이 된다. 도 2는 이와 같은 테어 로드(FTARE)를 구하기 위한 추력 측정 장치의 구성을 나타내고 있다.
본 발명의 추력 측정 장치는 추력 보정을 위한 구성, 즉, 테어 로드(FTARE)를 구하기 위한 구성으로서, 실린더(130) 및 보정용 로드셀(140)를 추가로 포함한다.
실린더(130)는 추력 보정을 위해 추력 지지대(110)에 힘을 인가하기 위한 구성으로서, 기체(예를 들어 공기)를 이용한 기체식 실린더의 형태를 가질 수 있다. 본 실시예에 따르면 실린더(130)는 추력 지지대(110)에 지지되어 있다.
보정용 로드셀(140)는 실린더(130)에 직결식으로 연결되며, 실린더(130)의 작동에 따라 실린더(130)에서 발생하는 힘을 측정하는 기능을 한다. 보정용 로드셀(140)의 일단은 실린더(130)에 지지되고, 보정용 로드셀(140)의 타단은 고정 지지점(W3)에 지지된다. 여기서 실린더(130)와 보정용 로드셀(140) 사이{또는 실린더(130)와 추력 지지대(110)의 사이}는 도 1과 같은 추력 측정시에는 연결되고, 도 2와 같은 추력 보정시에는 그 연결이 해제될 수 있다.
실린더(130)를 작동시킴에 따라 그 공압은 힘으로 변경되어 보정용 로드셀(140)로 직접 전달되며, 보정용 로드셀(140)은 실린더(130)와 직결되기 때문에 실린더(130)에서 발생한 힘을 정확하게 측정한다.
그리고 측정용 로드셀(120)은 실린더(130)의 작동에 따라 추력 지지대(110)에 가해진 힘을 측정한다. 측정용 로드셀(120)에서는 실린더(130)에서 발생한 힘에서 테어 로드(FTARE)를 제외한 힘이 측정된다. 따라서 구하고자 하는 테어 로드(FTARE)는 보정용 로드셀(140)의 측정값과 측정용 로드셀(120)의 측정값의 차가 된다.
이상과 같은 구성의 추력 측정 장치를 이용한 추력 측정 방법을 요약하면, 항공기 엔진(10)을 가동시켜 추력 지지대(10)에 가해진 힘(FM)을 측정용 로드셀(120)로 측정하고, 실린더(130)를 작동시켜 실린더(130)의 힘을 보정용 로드셀(140)로 측정함과 아울러 추력 지지대(110)에 가해진 힘을 측정용 로드셀(120)로 측정함으로써 테어 로드(FTARE)를 구한 후, 테어 로드(FTARE)를 이용하여 보정된 추력(FN)을 최종적으로 산출할 수 있는 것이다.
이상과 같은 추력 장치의 구성에 따르면, 추력 측정을 위한 측정용 로드셀(120)과 별개로 보정용 로드셀(140)과 실린더(130)를 추력 보정에 활용하였다. 추력대(110), 실린더(130), 보정용 로드셀(140)을 직접 연결하여 마찰 발생 등으로 인한 힘의 손실 없이 정확하게 힘을 전달할 수 있어 종래 기술과 같은 마찰 발생에 따른 문제를 해결하였으며, 실린더(130)에서 발생한 힘을 그에 직결된 보정용 로드셀(140)로 직접 측정함으로써 추력 보정을 위해 적용된 모든 힘을 정확하게 측정할 수 있도록 하였다.
도 3은 본 발명의 다른 실시예에 따른 항공기용 추력 측정 장치를 나타낸 평면도이다.
본 실시예에 따른 추력 측정 장치 또한 앞선 실시예와 마찬가지로 항공기 엔진(10)이 고정되는 추력 지지대(110)와, 추력 보정시 추력 지지대(110)에 힘을 인가하기 위한 실린더(130)와, 실린더(130)에 직결식으로 연결되는 보정용 로드셀(140)과, 추력 지지대(140)에 설치되어 추력 지지대(140)에 가해진 힘을 측정하는 측정용 로드셀(120)을 포함한다.
본 실시예의 추력 측정 장치는 앞선 실시예의 구성에 고정 지지대(150)를 추가로 구비한 구성을 갖는다. 고정 지지대(150)는 측정 공간의 벽(W1)에 고정 연결되되, 추력 지지대(110)의 내부에 배치된다. 추력 지지대(110)는 고정 지지대(150)의 외곽을 둘러싸는 형태를 가지며, 엔진(10) 또는 실린더(130)가 작동함에 따라 고정 지지대(150)에 대해 상대 이동하는 구성을 가진다.
실린더(130)는 추력 지지대(110) 상에 결합되어 고정되며, 보정용 로드셀(140)과 측정용 로드셀(120)은 고정 지지대(120)의 양단에 지지된다. 보정용 로드셀(140)은 실린더(130)와 고정 지지대(150)의 사이에 개재되며, 측정용 로드셀(120)은 추력 지지대(110)의 내면과 고정 지지대(150)의 사이에 개재된다. 고정용 지지대(150)는 추력 지지대(110)의 상대 이동시 측정용 로드셀(120)과 보정용 로드셀(140)을 지지하는 기능을 한다. 즉, 고정 지지대(150)의 양단은 도 1 및 2의 고정 지지점(W2, W3)과 같은 기능을 한다.
실린더(130), 보정용 로드셀(140), 측정용 로드셀(120)은 본 실시예와 같이 추력 지지대(110)에 병렬식으로 연결될 수 있다. 이러한 병렬식 연결 구조는 각 구성 간의 축 정렬이 다소 어긋나더라도 이러한 오정렬이 측정 결과에 미치는 영향을 최소화하기 위한 구조이다.
도 4는 본 발명과 관련된 항공기용 추력 측정 장치의 블록 다이어그램이고, 도 5는 도 4에 도시된 힘 제어기의 구성의 일 예를 나타낸 개념도이다.
본 발명에 따르면, 실린더(130)와 보정용 로드셀(140)에는 실린더(130)에서 출력되는 힘을 제어하기 위한 힘 제어기(160)가 추가로 연결될 수 있다. 힘 제어기(160)는 사용자가 세팅한 힘 입력값과 보정용 로드셀(140)로부터 피드백 받은 정보를 근거로 실린더(130)의 출력 힘을 제어한다.
이와 같은 구성을 통해 추력 보정을 위해 적용되는 힘을 다양하게 변경할 수 있다. 이는 항공기 비행 속도에 따라 측정 조건을 달리하여 추력 측정을 수행할 경우에 유용하다. 도 1과 같은 추력 측정시 측정용 로드셀(120)에서 측정되는 각 측정값 별로 그에 대응되는 힘을 도 2의 추력 보정시 실린더(140)의 출력값으로 설정할 수 있다. 이로써 다양한 조건에서의 FM 값 대비 그에 대응되는 테어 로드(FTARE)값을 각각 산출할 수 있는 이점이 있다.
힘 제어기(160)는 도 5와 같이 실린더(130)의 입출력 배관(131,132)에 연결된 솔레노이드 밸브(161)와, 보정용 로드셀(140)에 연결되되 솔레노이드 밸브(161)를 온/오프 제어하는 제어부(162)를 포함하는 구성을 가질 수 있다.
도 5의 구성에 따르면, 압력 조정기(164) 후단의 입력 배관(131)은 한 쌍으로 분기되어 실린더(130)에 연결되며, 입력 배관(131) 상에는 실린더(130)에 공급하기 위한 기체를 수용하는 탱크(163)가 연결된다. 제어부(162)는 보정용 로드셀(140)로부터 인가받은 정보를 근거로 솔레노이드 밸브(161)에 온 신호 또는 오프 신호를 인가하며, 온 지속 시간에 따라 실린더(130)의 입출력 유량을 제어한다.
이상에서 설명한 항공기용 엔진의 추력 측정 장치 및 이를 이용한 추력 측정 방법은 위에서 설명된 실시예의 구성과 방법에 한정되는 것이 아니라, 본 발명의 기술사상의 범위 내에서 당업자에 의해 다양한 변형이 이루어질 수 있다.

Claims (6)

  1. 측정 공간의 벽에 지지 로드를 통해 상대 이동 가능하게 연결되며, 항공기 엔진이 고정되는 추력 지지대;
    추력 보정을 위해 상기 추력 지지대에 힘을 인가하기 위한 실린더;
    상기 실린더에 직결식으로 연결되며, 상기 실린더의 작동에 따라 상기 실린더의 힘을 측정하기 위한 보정용 로드셀;
    상기 추력 지지대에 설치되며, 상기 항공기 엔진의 가동 또는 상기 실린더의 작동에 따라 상기 추력 지지대에 가해진 힘을 측정하기 위한 측정용 로드셀; 및
    상기 실린더에 연결되며, 상기 보정용 로드셀로부터 피드백 받은 정보를 근거로 상기 실린더의 출력 힘을 제어하기 위한 힘 제어기;를 포함하는 항공기용 엔진의 추력 측정 장치.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서, 상기 힘 제어기는,
    상기 실린더의 입출력 배관에 연결된 솔레노이드 밸브; 및
    상기 보정용 로드셀에 연결되며, 상기 솔레노이드 밸브를 온/오프 제어하는 제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 엔진의 추력 측정 장치.
  4. 제1항에 있어서,
    측정 공간의 벽에 고정 연결되되, 상기 추력 지지대의 내부에 배치되는 고정 지지대를 더 포함하고,
    상기 보정용 로드셀과 측정용 로드셀은 상기 고정 지지대의 양단에 지지되는 것을 특징으로 하는 항공기용 엔진의 추력 측정 장치.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 실린더, 보정용 로드셀, 측정용 로드셀은 상기 추력 지지대에 병렬식으로 연결되는 것을 특징으로 하는 항공기용 엔진의 추력 측정 장치.
  6. 제1항에 따른 항공기용 엔진의 추력 측정 장치를 이용한 항공기용 엔진의 추력 측정 방법에 있어서,
    상기 항공기 엔진을 가동시켜 상기 추력 지지대에 가해진 힘을 상기 측정용 로드셀로 측정하는 단계;
    상기 실린더를 작동시켜 상기 실린더의 힘을 상기 보정용 로드셀로 측정함과 아울러 상기 추력 지지대에 가해진 힘을 상기 측정용 로드셀로 측정함으로써 테어 로드를 구하는 단계; 및
    상기 테어 로드를 이용하여 보정된 추력을 산출하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 엔진의 추력 측정 방법.
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