KR101788771B1 - 항공기용 완충기 설계를 위한 gas curve 최적화 방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명은, 가스 충전부의 단면적이 A인 올레오(Oleo)타입의 항공기용 완충기를 설계하기 위한 Gas Curve 최적화 방법에 있어서, 외력 및 변수를 입력받는 단계, 완충기에 작용하는 하중에 따른 스트로크에 대한 관계식을 설정하는 단계, 최대 설계압력 및 최대 정적하중에 근거하여 최소 단면적(Amin)을 도출하는 단계, 관계식를 만족하는 초기 가스 충전량(V1)과 가스 충전부의 단면적(A)의 비(T)를 도출하는 단계, 가스 충전부의 초기 충전 압력(Pinf), 최소 단면적(Amin) 및 T 값을 관계식에 적용하는 단계, T값이 적용된 관계식으로부터 하중에 따른 스트로크 값을 도출하는 단계를 포함하는 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법에 관한 것이다.
본 발명에 따른 항공기용 완충기 설계를 위한 gas Curve 최적화 방법은 특정 조건에 대한 정적하중 및 동적하중이 적용 될 때 스트로크에 대한 정보를 Gas Curve로 도출할 수 있고, 이를 근거로 항공기용 완충기를 설계할 수 있어 설계시간을 단축시킬 수 있으며, 정확도를 높일 수 있는 효과가 있다.

Description

항공기용 완충기 설계를 위한 GAS CURVE 최적화 방법{THE METHOD FOR GENERATING THE GAS CURVE FOR THE ABSORBER OF AIRCRAFT}
본 발명은 항공기용 완충기 설계를 위한 GAS CURVE 최적화 방법에 관한 것이며, 보다 상세하게는 Oleo 타입의 항공기용 완충기 설계를 위한 GAS CURVE 최적화 방법에 관한 것이다.
항공기는 착륙시의 착륙창지에 작용하는 충격을 완화시키기 위하여 충격완충장치인 완충기(absorber)가 구비된다. 항공기의 완충기는 주기시 작용하는 정적 하중 뿐 아니라 착륙시 발생하는 동적 하중에 대하여 충격을 적절하게 흡수할 수 있도록 설계되어야 한다. 또한 비행성능의 극대화를 위하여 완충기의 무게는 최소화되는 것이 바람직하다.
한편, 이러한 완충기에 대하여 미국등록특허 제2959410호에 개시되어 있다. 그러나 이러한 완충기의 설계시 하나의 설계변수를 바꾸는 경우 시행착오를 겪으면서 계산하게 되므로 시간과 비용이 많이 소요되는 문제점이 있었다.
미국등록특허 US2,959,410호
본 발명은 종래의 항공기용 완충기 설계시 시간과 비용이 많이 소요되는 문제점을 해결하며, 정확도를 높일 수 있는 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법을 제공하는데 그 목적이 있다.
상기 과제의 해결 수단으로서, 가스 충전부의 단면적이 A인 올레오(Oleo)타입의 항공기용 완충기를 설계하기 위한 Gas Curve 최적화 방법에 있어서, 외력 및 변수를 입력받는 단계, 완충기에 작용하는 하중에 따른 스트로크에 대한 관계식을 설정하는 단계, 최대 설계압력 및 최대 정적하중에 근거하여 최소 단면적(Amin)을 도출하는 단계, 관계식를 만족하는 초기 가스 충전량(V1)과 가스 충전부의 단면적(A)의 비(T)를 도출하는 단계, 가스 충전부의 초기 충전 압력(Pinf), 최소 단면적(Amin) 및 T 값을 관계식에 적용하는 단계, T값이 적용된 관계식으로부터 하중에 따른 스트로크 값을 도출하는 단계를 포함하는 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법이 제공될 수 있다.
이때, 관계식을 설정하는 단계는 완충기에 작용하는 정적 하중(Rst)에 따른 로드의 정적 스트로크(Xst)에 대한 제1 관계식을 설정하는 단계 및 완충기에 작용하는 동적 하중(Rdyn)에 따른 로드의 동적 스트로크(Xdyn)에 대한 제2 관계식을 설정하는 단계를 포함하며 T값이 적용된 관계식으로부터 하중에 따른 스트로크 값을 도출하는 단계는 제1 관계식으로부터 정적하중(Rst)에 따른 정적 스트로크(Xst) 값을 도출하는 단계 및 제2 관계식으로부터 동적하중(Rdyn)에 따른 동적 스트로크(Xdyn) 값을 도출하는 단계를 포함하여 구성될 수 있다.
그리고, 외력(R)은 정적하중, 최대 정적하중, 동적하중, 최대 동적하중을 포함하며, 변수는 초기 충전 압력(Pinf), 초기 충전 가스 부피(V1), 정적하중이 적용될 때 완충기 내부의 압력(P1_st) 및 로드의 정적 스트로크(Xst), 동적하중이 적용될 때 완충기 내부의 압력(P1_dyn) 및 로드의 동적 스트로크(Xdy), 최대 정적하중(Rst_max) 또는 최대 동적하중(Rdyn_max)이 적용될 때 완충기 내부의 압력(P2) 및 완충기의 최대 스트로크(Xst_max)를 포함할 수 있다.
그리고, 제1 관계식 및 제2 관계식은 대기압을 고려하여 설정될 수 있다.
한편, 제1 관계식은
Figure 112016031598445-pat00001
이며, 제2 관계식은
Figure 112016031598445-pat00002
일 수 있다.
또한, 제1 관계식 및 제2 관계식을 만족하는 초기 가스 충전량(V1)의 최소 단면적(Amin)의 비(T)를 도출하는 단계는 제1 관계식 및 제1 관계식을 각각 만족하는 T 값 사이의 오차가 소정범위 내인 경우 도출될 수 있다.
본 발명에 따른 항공기용 완충기 설계를 위한 gas Curve 최적화 방법은 특정 조건에 대한 정적하중 및 동적하중이 적용 될 때 스트로크에 대한 정보를 Gas Curve로 도출할 수 있고, 이를 근거로 항공기용 완충기를 설계할 수 있어 설계시간을 단축시킬 수 있으며, 정확도를 높일 수 있는 효과가 있다.
도 1은 항공기용 완충기의 구조 및 설계변수가 나타난 도면이다.
도 2는 본 발명에 따른 제1 실시예의 순서도이다.
도 3는 도출된 Gas Curve를 도시한 도면이다.
도 4는 T값을 도출하는 과정을 도시한 도면이다.
이하, 본 발명의 실시 예인 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법에 대하여, 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다. 그리고 이하의 실시예의 설명에서 각각의 구성요소의 명칭은 당업계에서 다른 명칭으로 호칭될 수 있다. 그러나 이들의 기능적 유사성 및 동일성이 있다면 변형된 실시예를 채용하더라도 균등한 구성으로 볼 수 있다. 또한 각각의 구성요소에 부가된 부호는 설명의 편의를 위하여 기재된다. 그러나 이들 부호가 기재된 도면상의 도시 내용이 각각의 구성요소를 도면내의 범위로 한정하지 않는다. 마찬가지로 도면상의 구성을 일부 변형한 실시예가 채용되더라도 기능적 유사성 및 동일성이 있다면 균등한 구성으로 볼 수 있다. 또한 당해 기술분야의 일반적인 기술자 수준에 비추어 보아, 당연히 포함되어야 할 구성요소로 인정되는 경우, 이에 대하여는 설명을 생략한다.
도 1은 항공기용 완충기의 구조 및 설계변수가 나타난 도면이다.
도시된 바와 같이 본 발명은 완충기 중 Oleo 타입의 완충기를 설계시 필요한 Gas Curve를 생성하는 방법이다. 항공기용 완충기 중 Oleo 타입의 완충기는 초기 응답성을 빠르게 하기 위해 압축성 유체인 가스와 비압축성 유체인 오일을 함께 충전하여 응답성 및 댐핑력을 확보하게 된다.
한편 외부에서 피스톤 로드에 작용한 경우 피스톤에 구비된 오리피스를 통과하면서 충격이 흡수되며, 실린더 내부에 작용하는 압력에 따라 가스가 압축되고 이에 따라 체적이 변화하게 된다.
이와같은 항공기 착륙장치에 적용되는 완충기는 외부에서 작용하는 정적하중 및 동적하중의 최대치가 작용하더라도 성능을 확보할 수 있어야 하며, 크기를 줄이는 것이 바람직하다.
완충기의 설계시 다양한 설계변수가 있으나, Oleo타입에 있어서 가스의 충전량과 가스충전부의 단면적이 가장 중요한 설계변수가 될 수 있다. 이때 외부의 하중에 따라 달라지는 실린더 내부의 체적 및 스트로크를 고려하여 가스충전부의 단면적과 초기 가스 충전량이 결정될 수 있다.
이때, 하중의 변화에 따른 스트로크의 변화량에 대한 그래프를 Gas Curve라고 한다.
도 2는 본 발명에 따른 제1 실시예의 순서도이다. 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법은 외력 및 변수를 입력받는 단계(S100), 관계식을 설정하는 단계(S200), 최소 단면적을 도출하는 단계(S300), T 값을 도출하는 단계(S400), T 값을 관계식에 적용시키는 단계(S500), 하중에 따른 스트로크 값을 도출하는 단계(S600)를 포함하여 구성될 수 있다.
외력 및 변수를 입력 받는 단계(S100)는 완충기의 설계변수 중 고려되어야 할 외력 및 변수를 입력받는 단계에 해당한다. 이때 외력은 정적하중, 최대 정적하중, 동적하중, 최대 동적하중을 포함할 수 있다. 또한 변수는 초기 충전 압력(Pinf), 초기 충전 가스 부피(V1) 정적하중이 적용될 때 완충기 내부의 압력(P1_st) 및 로드의 정적 스트로크(Xst), 동적하중이 적용될 때 완충기 내부의 압력(P1_dyn) 및 로드의 동적 스트로크(Xdy), 최대 정적하중(Rst_max) 또는 최대 동적하중(Rdyn_max)이 적용될 때 완충기 내부의 압력(P2) 및 완충기의 최대 스트로크(Xst_max)를 포함할 수 있다.
관계식을 설정하는 단계(S200)는 완충기의 설계시 스트로크와 외력간의 관계에 적용되는 식을 설정하는 단계이다. 이때 리소스를 절약하기 위하여 완충기 내의 압력과 부피간의 관계에 따라 단순화 된 식이 이용될 수 있다. 관계식을 설정하는 단계(S200)는 정적 하중(Rst)에 따른 로드의 정적 스트로크(Xst)에 대한 제1 관계식(Eq.1)을 설정하는 단계(S210) 및 완충기에 작용하는 동적 하중(Rdyn)에 따른 로드의 동적 스트로크(Xdyn)에 대한 관계식을 설정하는 단계(S220)를 포함하여 구성될 수 있다.
완충기에 정적하중이 적용될 때 제1 관계식(Eq.1)은 기체의 압력과 부피에 관한 법칙인 보일의 법칙(Boyle's law)로부터 도출될 수 있다. 피스톤 로드의 내측에 유체가 수용되는 부분의 부피의 변화는 오일이 비압축성이므로 압축성 가스만 고려한 식으로 표현될 수 있다.
이때 가스 초기 충전량을 V1이이라고 하면, 대기압을 고려하면,
Figure 112016031598445-pat00003
이며, 이때 대기압인 1atm을 고려하여 계산한다. 이때 착륙장치의 가동은 지표면에서 이루어지기 때문에 대기압인 1atm을 고려하여 계산이 수행된다.
이 값을 정적하중에 대하여 정리한 제1 관계식(Eq.1)은 다음과 같다.
Figure 112016031598445-pat00004
동적하중에 대하여 동일한 과정을 수행할 때, 보일의 법칙은 다음과 같이 수정되어 진다.
Figure 112016031598445-pat00005
가 되며, 이때
Figure 112016031598445-pat00006
는 다양한 수가 될 수 있으나, 가스와 오일이 섞인 경우 1.1 이 될 수 있다.
이를 적용하여 동적하중에 대한 제2 관계식(Eq.2)을 도출하면 다음과 같다.
Figure 112016031598445-pat00007
최소 단면적을 도출하는 단계(S300)는 최대 외력에 따라 완충성능을 확보하기 위한 가스 충전부의 최소 단면적(Amin)을 도출하는 단계에 해당한다.
이때, 도1을 참조하여 FBD으로 각 힘간의 관계를 살펴보면,
Figure 112016031598445-pat00008
가 되며, 이때 P2는 최대 정적하중이 작용할 때, 가스에 작용되는 압력이며, 최대 정적하중은 초기 변수 입력단계(S100)에서 입력될 수 있다. 최대 정적하중은 항공기의 설계조건에서 완충기에 작용하는 하중을 별도로 계산하여 적용시킬 수 있다.
이를 고려하여 계산된 최소 단면적은 다음과 같다.
Figure 112016031598445-pat00009
이때 P2는 초기 가스 충전 압력에 따라 결정되며, 여기서는 2000Psi 인 경우로 계산되어 있으며, 가스 충전부의 최소 단면적이 계산될 수 있다.
T 값을 도출하는 단계(S400)는 가스 충전과 관련된 변수인 초기 충전량 및 가스 충전부의 단면적과의 관계를 나타낸 값이며 다음과 같다.
Figure 112016031598445-pat00010
이때, 최소 단면적인 Amin 만을 알수 있어, T의 값은 여기서 도출될 수 없다.
T 값을 관계식에 적용시키는 단계(S500)는 T 값을 도출하기 위하여 전술한 제1 관계식(Eq.1) 및 제2 관계식(Eq.2)에 적용하여 현재 조건에 따른 T값을 도출하는 단계에 해당한다.
제1 관계식(Eq.1)을 T에 대한 식으로 변형하면,
Figure 112016031598445-pat00011
Figure 112016031598445-pat00012
가 되며, 이를 다시 변형하면,
Figure 112016031598445-pat00013
---- (1) 이 된다.
제2 관계식(Eq.2)을 T에 대한 식으로 변형하면,
Figure 112016031598445-pat00014
Figure 112016031598445-pat00015
가 되며, 이를 다시 변형하면,
Figure 112016031598445-pat00016
---- (2)
가 된다.
이때 식(2)/식(1)을 정리하면,
Figure 112016031598445-pat00017
이때 좌변의 식을 Column1, 우변의 식을 Column2라 할 때 Column1 및 Column2를 만족하는 T 값을 구할 수 있게 된다. 한편, 이때 T 값은 Trial error 방식으로 구할 수 있으며, 양 변에서 도출된 T 의 값의 차이가 소정범위 내에 해당하는 경우 column1 및 column2를 만족한다고 판단할 수 있다. 이때, 소정범위는 column1에서 구한 T1, column2에서 구한 T2 값이 T1-T2<0.02 인 경우 만족한다고 판단할 수 있다.
하중에 따른 스트로크 값을 도출하는 단계(S600)는 전술한 단계에서 T 값을 도출하고, 이를 통하여 특정 T 값에 따른 Gas Curve를 도출하는 단계에 해당한다. 하중에 따른 스트로크 값을 도출하는 단계(S600)는 제1 관계식(Eq.1)으로부터 정적하중(Rst)에 따른 정적 스트로크(Xst) 값을 도출하는 단계(S610) 및 제2 관계식(Eq.2)으로부터 동적하중(Rdyn)에 따른 동적 스트로크(Xdyn) 값을 도출하는 단계(S620)를 포함하여 구성될 수 있다.
Gas Curve는 정적하중 또는 동적하중에 따른 스트로크 값을 도출하여 생성될 수 있다. 이러한 값은 제1 관계식(Eq.1) 및 제2 관계식(Eq.2)에 정적하중 또는 동적하중을 변화시켜가면서 예상되는 스트로크 값을 도출하여 룩업테이블 및 그래프로 도출될 수 있다.
도 3는 도출된 Gas Curve를 도시한 도면이다. 도시된 바와 같이, Gas Curve는 정적하중 및 동적하중에 따른 완충기의 작동거리의 관계를 나타낼 수 있으며, 이러한 데이터를 이용하여 완충기 설계시 정확도를 높일 수 있다. 이때, 최대 동적하중이 인가되는 경우 최대 스트로크(full stroke)가 되며, 최대 정적하중이 인가되는 경우, 최대 스트로크는 동적하중이 인가될 대의 최대 스트로크의 2/3가 되도록 설계될 수 있다.
도 4는 T값을 도출하는 과정을 도시한 도면이다. 도시된 바와 같이, T 값을 도출할 경우, 허용가능한 최대 스트로크 값을 수신하며, T 값을 찾기 위한 초기값 및 변화시키는 Step값을 수신받는다. 이후 계산으로 column1을 만족하는 T1 값과 column2를 만족하는 T2값의 차이가 0.02 이하가 되는 경우 만족하는 것으로 판단할 수 있다. 반면, 오차가 0.02 이하가 아닌 경우에는 T 값을 갱신하여 T1, T2의 계산이 재 수행될 수 있다.
이상에서 설명한 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법은 특정 조건에 대한 정적하중 및 동적하중이 적용 될 때 스트로크에 대한 정보를 Gas Curve로 도출할 수 있고, 이를 근거로 항공기용 완충기를 설계할 수 있어 설계시간을 단축시킬 수 있으며, 정확도를 높일 수 있는 효과가 있다.
A: 단면적
R: 외력
Rst: 정적하중
Rst_max : 최대 정적하중
Rdyn : 동적하중
Xst: 정적 스트로크
Xdyn: 동적 스트로크
Amin: 최소 단면적
T: 초기 가스 충전량과 최소단면적의 비
Pinf : 초기 충전 압력
Eq.1: 제1 관계식
Eq.2: 제2 관계식
S100: 외력 및 변수를 입력받는 단계;
S200: 관계식을 설정하는 단계
S210: 완충기에 작용하는 정적 하중(Rst)에 따른 로드의 정적 스트로크(Xst)에 대한 제1 관계식을 설정하는 단계
S220: 완충기에 작용하는 동적 하중(Rdyn)에 따른 로드의 동적 스트로크(Xdyn)에 대한 제1 관계식을 설정하는 단계
S300: 최대 설계압력 및 최대 정적하중에 근거하여 최소 단면적(Amin)을 도출하는 단계;
S400: 제1 관계식 및 제2 관계식을 만족하는 초기 가스 충전량(V1)과 단면적(A)의 비(T)를 도출하는 단계;
S500: 가스 충전부의 초기 충전 압력(P1), 최소 단면적(Amin) 및 T 값을 제1 관계식 및 제2 관계식에 적용하는 단계;
S600: 하중에 따른 스트로크 값을 도출하는 단계;
S610: 제1 관계식으로부터 정적하중(Rst)에 따른 정적 스트로크(Xst) 값을 도출하는 단계;
S620: 제2 관계식으로부터 동적하중(Rdyn)에 따른 동적 스트로크(Xdyn) 값을 도출하는 단계

Claims (7)

  1. 가스 충전부의 단면적이 A인 올레오(Oleo)타입의 항공기용 완충기를 설계하기 위한 Gas Curve 최적화 방법에 있어서,
    외력 및 변수를 입력받는 단계;
    상기 완충기에 작용하는 하중에 따른 스트로크에 대한 관계식을 설정하는 단계;
    최대 설계압력 및 최대 정적하중에 근거하여 최소 단면적(Amin)을 도출하는 단계;
    상기 관계식를 만족하는 초기 가스 충전량(V1)과 상기 가스 충전부의 단면적(A)의 비(T)를 도출하는 단계;
    상기 가스 충전부의 초기 충전 압력(Pinf), 상기 최소 단면적(Amin) 및 상기 T 값을 상기 관계식에 적용하는 단계; 및
    상기 T값이 적용된 관계식으로부터 하중에 따른 스트로크 값을 도출하는 단계를 포함하며,
    상기 관계식을 설정하는 단계는,
    상기 완충기에 작용하는 정적 하중(Rst)에 따른 로드의 정적 스트로크(Xst)에 대한 제1 관계식을 설정하는 단계 및 상기 완충기에 작용하는 동적 하중(Rdyn)에 따른 상기 로드의 동적 스트로크(Xdyn)에 대한 제2 관계식을 설정하는 단계를 포함하는 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 T값이 적용된 관계식으로부터 하중에 따른 스트로크 값을 도출하는 단계는,
    상기 제1 관계식으로부터 상기 정적하중(Rst)에 따른 상기 정적 스트로크(Xst) 값을 도출하는 단계 및 상기 제2 관계식으로부터 상기 동적하중(Rdyn)에 따른 상기 동적 스트로크(Xdyn) 값을 도출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 외력(R)은 정적하중, 최대 정적하중, 동적하중, 최대 동적하중을 포함하며,
    상기 변수는,
    상기 초기 충전 압력(Pinf), 초기 충전 가스 부피(V1),
    상기 정적하중이 적용될 때 상기 완충기 내부의 압력(P1_st) 및 상기 로드의 정적 스트로크(Xst),
    상기 동적하중이 적용될 때 상기 완충기 내부의 압력(P1_dyn) 및 상기 로드의 동적 스트로크(Xdy),
    상기 최대 정적하중(Rst_max) 또는 상기 최대 동적하중(Rdyn_max)이 적용될 때 상기 완충기 내부의 압력(P2) 및 상기 완충기의 최대 스트로크(Xst_max)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법.
  4. 제3 항에 있어서,
    상기 제1 관계식 및 상기 제2 관계식은 대기압을 고려하여 설정되는 것을 특징으로 하는 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법.
  5. 제4 항에 있어서,
    상기 제1 관계식은
    Figure 112016031598445-pat00018
    인 것을 특징으로 하는 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법.
  6. 제4 항에 있어서,
    상기 제2 관계식은
    Figure 112016031598445-pat00019
    인 것을 특징으로 하는 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법.
  7. 제2 항에 있어서,
    상기 제1 관계식 및 상기 제2 관계식을 만족하는 초기 가스 충전량(V1)의 상기 최소 단면적(Amin)의 비(T)를 도출하는 단계는,
    상기 제1 관계식 및 상기 제2 관계식을 각각 만족하는 T 값 사이의 오차가 소정범위 내인 경우 도출되는 것을 특징으로 하는 항공기용 완충기 설계를 위한 Gas Curve 최적화 방법.
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