KR101710161B1 - 회전익 항공기 결빙 시험장치 - Google Patents

회전익 항공기 결빙 시험장치 Download PDF

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Abstract

결빙조건에서 회전익 항공기의 메인 블레이드 또는 테일 블레이드의 상태를 검사하기 위한 본 발명에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치는 상기 회전익 항공기의 메인로터와 테일로터의 사이에 배치되고 메인 블레이드 또는 테일 블레이드의 결빙을 촬영하는 카메라를 포함하므로, 회전익 항공기의 메인 블레이드 또는 테일 블레이드에 형성되는 결빙입자를 선명하게 촬영하여 회전익 항공기의 방/제빙장치의 성능을 확인하고 결빙조건에서의 비행특성을 확인할 수 있는 효과가 있다.

Description

회전익 항공기 결빙 시험장치{Apparatus for testing a helicopter in the freezing environment}
본 발명은 회전익 항공기 결빙 시험장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 결빙조건에서 회전익 항공기의 비행특성을 시험하는 회전익 항공기 결빙 시험장치에 관한 것이다.
비행중인 항공기의 날개에는 지상에 비해 낮은 온도와 풍속이 결합되어 얼음이 형성될 수 있다. 이와 같이 비행중에 항공기의 날개에 형성되는 얼음은 중요한 두 가지 결과를 일으킨다. 첫 번째, 얼음이 항공기의 공기역학 끌림을 40% 이상 일으킬 수 있으며, 두 번째로 항공기는 점점 무거워지고 상승력의 30%의 손실을 가져오게 된다. 이 두 상황은 연료 소비를 증가시키고 안전성을 방해하며 가장 최악의 시나리오에서는 얼음에 의해 항공기가 부서지는 현상도 일으킬 수 있다. 이와 같이 항공기의 날개에 얼음이 생기면 이를 제거하기 위해 경비가 들고 또한 안전성도 우려된다.
따라서 최근에는 항공기의 날개에 얼음이 생기는 것을 방지하거나 항공기의 날개에 형성된 얼음을 제거하는 기술들이 활발이 개발되고 있다. 예를 들어, 제트 엔진에서 발생되는 열을 이용하여 날개에 얼음이 생기지 않도록 하거나, 고무, 형상 기억 합금 등을 이용한 기계적인 방법을 사용하여 날개 표면으로부터 얼음을 날려 보내게 하는 기술들에 대하여 활발한 연구가 진행 중에 있다.
상술된 바와 같이 항공기의 날개에 얼음이 생기는 것을 방지하거나, 얼음을 제거하는 기술을 적용하고 그 결과를 테스트 하기 위해서는 결빙조건에서 항공기를 시험하는 시험장치가 필요하다. 특히 회전익 항공기 결빙 시험장치의 경우, 결빙조건에서의 메인 블레이드 및 테일 블레이드의 상태를 정밀하게 검사해야 하는 필요성이 요구되고 있다.
대한민국 등록특허 제1242748호
본 발명의 목적은 결빙조건에서 회전익 항공기의 메인 블레이드 또는 테일 블레이드의 상태를 촬영하는 회전익 항공기의 결빙 시험장치를 제공하기 위한 것이다.
회전익 항공기의 결빙조건 비행 특성을 검사하는 본 발명에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치는 상기 회전익 항공기의 메인로터와 테일로터의 사이에 배치되고 메인 블레이드 또는 테일 블레이드의 결빙을 촬영하는 카메라를 포함할 수 있다.
상기 회전익 항공기 결빙 시험장치는 상기 카메라가 내부에 수용되며, 일측면에 윈도우가 형성되는 하우징을 더 포함할 수 있다.
상기 회전익 항공기 결빙 시험장치는 상기 윈도우를 가열하여 상기 결빙조건에서 상기 윈도우가 결빙되는 것을 방지하는 결빙 방지부를 더 포함할 수 있다.
상기 결빙 방지부는 기 설정된 상기 윈도우의 하한한계온도 이하에서 상기 윈도우를 가열하고, 기 설정된 상기 윈도우의 상한한계온도 이상에서 상기 윈도우의 가열을 정지할 수 있다.
상기 결빙 방지부는 상기 윈도우를 가열하는 히터, 상기 히터로 공급되는 전원을 온/오프시키는 스위치, 상기 윈도우의 온도를 감지하며, 상기 윈도우의 온도가 상기 하한한계온도에 도달하면 스위치 온 신호를 발생시키고 상기 윈도우의 온도가 상기 상한한계온도에 도달하면 스위치 오프 신호를 발생시키는 자동 온도센서를 포함할 수 있다.
상기 메인 블레이드 또는 상기 테일 블레이드를 향해 광을 방출하는 적어도 하나의 조명을 더 포함할 수 있다.
상기 카메라가 상기 메인 블레이드 또는 상기 테일 블레이드 중 어느 하나를 선택하여 촬영할 수 있도록 2축 자유도를 가지고 상기 카메라를 지지하는 카메라 지지부를 더 포함할 수 있다.
본 발명에 따른 회전익 항공기의 메인 블레이드 또는 테일 블레이드에 형성되는 결빙입자를 선명하게 촬영할 수 있으므로, 회전익 항공기의 방/제빙장치의 성능을 확인하고 결빙조건에서의 비행특성을 확인할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치의 설치 상태를 나타낸 측면도이다.
도 2는 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치의 설치 상태를 나타낸 사시도이다.
도 3은 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치의 카메라 지지부를 나타낸 사시도이다.
도 4는 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치의 결빙 방지부의 구성을 나타낸 회로도이다.
도 5는 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치의 히터를 확대 도시한 사시도이다.
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 일실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
이하, 본 발명에 따른 회전익 항공기의 결빙 시험장치에 대해 첨부된 도면을 참조하여 설명하도록 한다.
도 1은 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치의 설치 상태를 나타낸 측면도이며, 도 2는 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치의 설치 상태를 나타낸 사시도이다.
도 1 및 도 2를 참조하면, 본 실시예에 따른 회전익 항공기(10)의 결빙 시험장치(100)는 결빙조건에서 회전익 항공기(10)의 비행 특성을 검사하기 위한 것으로, 회전익 항공기(10)의 메인 로터(11)와 테일 로터(15)의 사이에 배치되는 카메라(110)를 포함할 수 있다.
카메라(110)는 메인 로터(11)에 의해 회전되는 메인 블레이드(13) 또는 테일 로터(15)에 의해 회전되는 테일 블레이드(17)를 촬영하는 것으로, 초당 300프레임(300fps) 이상을 촬영할 수 있는 고속 카메라를 사용하는 것이 바람직하다.
여기서, 회전하는 메인 블레이드(13) 또는 테일 블레이드(17)의 결빙입자를 선명하게 촬영하기 위해, 카메라(110)는 빠른 셔터스피드가 요구되며, 렌즈의 조리개 개방정도에 따라 심도(Depth of Field)가 정해지는 조리개값이 중요하다.
또한 메인 블레이드(13)는 끝단으로부터의 60%가 양력의 90% 차지하므로 60%의 길이에 대해 결빙 여부를 촬영해야 한다. 따라서 메인 블레이드(13)의 끝단으로부터 60% 촬영을 위해 광각의 16mm 렌즈가 사용될 수 있다. 이때 각 조리개 수치에 따른 심도는 다음의 수학식 1에 의해 계산될 수 있다.
렌즈와 메인 블레이드(13)와 거리가 약 1.8 m라면, 회전익 항공기(10)의 기동에 따라 렌즈와 메인 블레이드(13)와 거리는 거리는 약 ㅁ0.5 m 변동된다.
Figure 112014121133055-pat00001
Figure 112014121133055-pat00002
Figure 112014121133055-pat00003
H: hyper-focal distance
Dn : Near distance of sharpness
Df : Far distance of sharpness
f: lens focal length, mm
s: focus distance
N: f-number
c: circle of confusion, mm (35mm sensor: 0.03)
상기 수학식 1에 의한 6mm 렌즈의 조리개와 피사체 거리에 따른 심도의 관계를 정리하면 하기의 표 1과 같다.
Figure 112014121133055-pat00004
표 1을 참조하면, 조리개 F/2.8와 초점거리 1.5m에서 심도는 1.01 ~ 2.95m로, 메인 블레이드와의 거리를 고려하여 충분한 심도를 제공할 수 있다.
한편, 카메라(110)는 항상 하늘을 바라보고 있으므로, 역광인 환경에서 메인 블레이드(13) 또는 테일 블레이드(17)를 촬영하게 된다. 따라서 본 실시예에 따른 회전익 항공기(10)의 결빙 시험장치(100)는 메인 블레이드(13) 또는 테일 블레이드(17)의 결빙입자를 선명하게 촬영할 수 있도록 메인 블레이드(13)와 테일 블레이드(17)로 광을 방출하는 적어도 하나의 조명(130)을 포함할 수 있다.
이때 회전하는 메인 블레이드(13) 또는 테일 블레이드(17)가 흐려지는 현상(Motion Blur)이 발생되지 않기 위해서는 셔터스피드는 12 ~ 20μs 범위가 적합하다.
조리개값 f/2.8이 적용 가능하지만 향후 확장성을 위해, 조리개값 f/4를 고려하여 필요한 조도를 계산하고, 조명의 선정이 필요하다. 조명(130)과 메인 블레이드(13)와의 거리가 약 1.8 m라면, 직경 0.6m에 25,260 Lux를 제공하는 상용 엘이디(LED;ight emitting diode)가 적합하고 메인 블레이드(13)의 약 3m 구간의 촬영을 위해 조명은 5개가 필요할 수 있다.
한편, 회전익 항공기(10) 동체에는 카메라(110)를 지지하는 카메라 지지부(150)가 설치될 수 있다.
도 3은 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치의 카메라 지지부를 나타낸 사시도이다.
도 3을 참조하면, 카메라 지지부(150)는 제 1회전축(151), 제 2회전축(153), 브라켓(155) 및 하우징(157)을 포함할 수 있다. 제 1회전축(151)은 회전익 항공기(10)의 동체의 세로방향으로 배치될 수 있다. 제 2회전축(153)은 제 1회전축(151)에 가로방향으로 교차되는 방향으로 배치될 수 있다.
브라켓(155)은 제 1회전축(151)을 중심으로 회전 구동되도록 설치될 수 있다. 브라켓(155)은 제 2회전축(153)을 지지할 수 있다. 브라켓(155)에는 제 1회전축(151)이 관통되는 제 1관통홀(151a)과 제 2회전축(153)이 관통되는 제 2관통홀(153a)이 형성될 수 있다. 제 1관통홀(151a)의 주변에는 브라켓(155)의 회전 각도를 제한하고 브라켓(155)의 회전을 가이드하는 제 1가이드홀(151b)이 형성되며, 제 2관통홀(153a)의 주변에는 하우징(157)의 회전 각도를 제한하고 하우징(157)의 회전을 가이드하는 제 2가이드홀(153b)이 형성될 수 있다.
물론, 회전익 항공기(10)의 동체에는 도 2에 도시된 바와 같이 베이스(19)가 설치되고 베이스(19) 위에 브라켓(155)이 설치되는데, 베이스(19)에는 제 1가이드홀(151b)에 삽입되는 제 1가이드돌기(151c)가 돌출될 수 있으며, 하우징(157)의 외측면에는 제 2가이드홀(153b)에 삽입되는 제 2가이드돌기(153c)가 돌출될 수 있다.
하우징(157)은 브라켓(155)의 내측에 배치될 수 있다. 하우징(157)은 제 2회전축(153)을 중심으로 회전 구동되도록 설치될 수 있다. 하우징(157)의 내부에는 카메라(110)가 수용될 수 있다. 하우징(157)의 일측면에는 카메라(110)가 하우징(157) 외부를 촬영할 수 있도록 하는 투명재질의 윈도우(159)가 설치될 수 있다.
상술된 바와 같이 카메라(110)는 결빙조건에서의 회전익 항공기(10)의 비행 특성을 시험하기 때문에 온도저하로 인해 윈도우(159)의 외측면에도 결빙이 발생될 수 있다. 따라서 본 실시예에 따른 회전익 항공기(10) 결빙 시험장치(100)는 윈도우(159)의 결빙을 방지하는 결빙 방지부(170)를 포함할 수 있다. 결빙 방지부(170)에 대해서는 이후에서 별도의 도면을 참조하여 설명하도록 한다.
도시되지 않았지만, 카메라 지지부(150)는 제 1회전축(151)을 기준으로 브라켓(155)을 회전구동하기 위한 구동모터와, 제 2회전축(153)을 기준으로 하우징(157)을 회전구동하기 위한 구동모터를 더 포함할 수 있다.
이와 같이 카메라(110)는 카메라 지지부(150)에 지지되어 2축 자유도를 가질 수 있다. 따라서 카메라(110)는 회전익 항공기(10) 동체가 진행하는 방향을 정면으로 바라봤을 때, 좌측 또는 우측을 향해 자유롭게 회전 구동될 수 있으며, 회전익 항공기(10) 동체의 전방 및 후방을 향해 자유롭게 회전 구동될 수 있다.
도 4는 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치의 결빙 방지부의 구성을 나타낸 회로도이며, 도 5는 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치의 히터를 확대 도시한 사시도이다.
도 4 및 도 5를 참조하면, 결빙 방지부(170)는 전원(171), 회로차단기(173), 히터(175), 스위치(177) 및 자동온도센서(179)를 포함할 수 있다.
전원(171)으로는 회전익 항공기(10)에 탑재된 배터리를 사용하거나, 결빙 방지를 위한 전용 배터리를 사용할 수 있다. 회로차단기(173)는 전원(171)과 히터(175)의 사이에 배치되어 결빙방지를 위한 전체 회로의 누전, 합선, 과부하 등과 같은 이상 발생시 회로를 차단한다.
히터(175)는 윈도우(159)에 내설되는 투명 필름 형태로 마련될 수 있다. 히터(175)는 전원으로부터 공급되는 전력에 의해 발열되어 윈도우가 결빙되는 것을 방지한다. 스위치(177)는 히터(175)로 인가되는 전원을 온/오프 시킨다.
자동온도센서(179)는 윈도우(159)의 온도를 감지하고, 스위치(177)에 연결되어 윈도우(159)의 온도에 따라 스위치(177)의 작동을 제어한다. 이때, 자동온도센서(179)는 윈도우(159)의 온도가 하한한계온도에 도달하면 스위치 온 신호를 발생시키고, 윈도우(159)의 온도가 상한한계온도에 도달하면 스위치 오프 신호를 발생시킬 수 있다. 하한한계온도는 4℃일 수 있으며, 상한한계온도는 15℃일 수 있다. 스위치(177)는 자동온도센서(179)에 의해 스위치 온 신호가 발생됨에 따라 히터(175)로 전원을 공급하며, 자동온도센서(179)에 의해 스위치 오프 신호가 발생됨에 따라 히터(175)로 공급되는 전원을 차단한다.
이와 같이 본 실시예에 따른 회전익 항공기(10) 결빙 시험장치(100)는 카메라(110)가 하우징(157)의 내부에 수용되고, 하우징(157)에 설치되는 윈도우(159)의 결빙이 방지되어 메인 블레이드(13) 또는 테일 블레이드(17)를 촬영하는 카메라(110)가 결빙조건에서도 메인 블레이드(13) 또는 테일 블레이드(17)를 원활하게 촬영할 수 있도록 한다.
이하, 본 실시예에 따른 회전익 항공기 결빙 시험장치(100)의 작용에 대하여 설명하도록 한다.
먼저 결빙조건에서 회전익 항공기(10)의 구동이 개시되면, 메인 블레이드(13)와 테일 블레이드(17)가 회전 구동된다. 카메라(110)는 메인 블레이드(13)와 테일 블레이드(17)의 결빙입자를 촬영하여 결빙조건에서의 회전익 항공기(10)의 비행 특성을 시험할 수 있도록 한다.
이때, 조명은 메인 블레이드(13)와 테일 블레이드(17)를 향해 광을 방출하여 역광의 환경에서도 카메라(110)가 메인 블레이드(13) 또는 테일 블레이드(17)를 원활하게 촬영할 수 있는 조도를 확보한다.
그리고 카메라 지지부(150)는 제 1회전축(151)을 중심으로 브라켓(155)을 회전시키고, 제 2회전축(153)을을 중심으로 하우징(157)을 회전시키며 메인 블레이드(13) 또는 테일 블레이드(17) 중 어느 하나를 선택하여 촬영할 수 있도록 한다.
앞에서 설명되고, 도면에 도시된 본 발명의 실시예는 본 발명의 기술적 사상을 한정하는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 발명의 보호범위는 청구범위에 기재된 사항에 의하여만 제한되고, 본 발명의 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 기술적 사상을 다양한 형태로 개량 변경하는 것이 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 통상의 지식을 가진 자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호 범위에 속하게 될 것이다.
10 : 회전익 항공기 11 : 메인 로터
13 : 메인 블레이드 15 : 테일 로터
17 : 테일 블레이드 19 : 베이스
100 : 회전익 항공기 결빙 시험장치
110 : 카메라 130 : 조명
150 : 카메라 지지부 151 : 제 1회전축
153 : 제 2회전축 155 : 브라켓
157 : 하우징 159 : 윈도우
170 : 결빙 방지부 171 : 전원
173 : 회로차단기 175 : 히터
177 : 스위치 179 : 자동온도센서

Claims (7)

  1. 회전익 항공기의 결빙조건 비행 특성을 검사하는 회전익 항공기 결빙 시험장치에 있어서,
    상기 회전익 항공기의 메인로터와 테일로터의 사이에 배치되고, 상기 회전익 항공기 동체의 외측에 노출되는 카메라; 및
    상기 카메라가 상기 메인로터에 의해 회전되는 메인 블레이드 또는 상기 테일로터에 의해 회전되는 테일 블레이드 중 어느 하나를 선택하여 촬영할 수 있도록 2축 자유도를 가지고 상기 카메라를 지지하는 카메라 지지부;를 포함하되,
    상기 카메라 지지부는
    상기 회전익 항공기 동체의 세로방향으로 배치되는 제 1회전축;
    상기 제 1회전축에 가로방향으로 교차되는 제 2회전축;
    상기 제 1회전축을 중심으로 회전 구동되도록 설치되는 브라켓;및
    상기 브라켓에 구속되어 상기 브라켓과 함께 상기 제 1회전축을 중심으로 회전되며, 브라켓과 별도로 상기 제 2회전축을 중심으로 회전되도록 설치되는 하우징;을 포함하며,
    상기 카메라는 상기 하우징의 내부에 배치되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기 결빙 시험장치.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 카메라가 내부에 수용되며, 일측면에 윈도우가 형성되는 하우징을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 결빙 시험장치.
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 윈도우를 가열하여 상기 결빙조건에서 상기 윈도우가 결빙되는 것을 방지하는 결빙 방지부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기 결빙 시험장치.
  4. 제 3항에 있어서, 상기 결빙 방지부는 기 설정된 상기 윈도우의 하한한계온도 이하에서 상기 윈도우를 가열하고, 기 설정된 상기 윈도우의 상한한계온도 이상에서 상기 윈도우의 가열을 정지하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공 결빙 시험장치.
  5. 제 4항에 있어서, 상기 결빙 방지부는
    상기 윈도우를 가열하는 히터;
    상기 히터로 공급되는 전원을 온/오프시키는 스위치;
    상기 윈도우의 온도를 감지하며, 상기 윈도우의 온도가 상기 하한한계온도에 도달하면 스위치 온 신호를 발생시키고 상기 윈도우의 온도가 상기 상한한계온도에 도달하면 스위치 오프 신호를 발생시키는 자동 온도센서;를 포함하는 것으 특징으로 하는 회전익 항공기 결빙 시험장치.
  6. 제 1항에 있어서,
    상기 메인 블레이드 또는 상기 테일 블레이드를 향해 광을 방출하는 적어도 하나의 조명을 더 포함하는 회전익 항공기 결빙 시험장치.
  7. 삭제
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