KR101813582B1 - 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치 - Google Patents

외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치 Download PDF

Info

Publication number
KR101813582B1
KR101813582B1 KR1020170061463A KR20170061463A KR101813582B1 KR 101813582 B1 KR101813582 B1 KR 101813582B1 KR 1020170061463 A KR1020170061463 A KR 1020170061463A KR 20170061463 A KR20170061463 A KR 20170061463A KR 101813582 B1 KR101813582 B1 KR 101813582B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
output shaft
friction disk
aircraft
external impact
slip clutch
Prior art date
Application number
KR1020170061463A
Other languages
English (en)
Inventor
하덕주
이승준
Original Assignee
주식회사 컨트로맥스
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 주식회사 컨트로맥스 filed Critical 주식회사 컨트로맥스
Priority to KR1020170061463A priority Critical patent/KR101813582B1/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101813582B1 publication Critical patent/KR101813582B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16D—COUPLINGS FOR TRANSMITTING ROTATION; CLUTCHES; BRAKES
    • F16D7/00—Slip couplings, e.g. slipping on overload, for absorbing shock
    • F16D7/02—Slip couplings, e.g. slipping on overload, for absorbing shock of the friction type
    • F16D7/024—Slip couplings, e.g. slipping on overload, for absorbing shock of the friction type with axially applied torque limiting friction surfaces
    • F16D7/025—Slip couplings, e.g. slipping on overload, for absorbing shock of the friction type with axially applied torque limiting friction surfaces with flat clutching surfaces, e.g. discs
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
  • One-Way And Automatic Clutches, And Combinations Of Different Clutches (AREA)

Abstract

본 발명은 본 발명은 항공기용 전기식 구동장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게 설명하면, 무인 항공기를 포함한 항공기 운용 중 강풍, 낙뢰 등에 의한 외부 충격하중이 발생시 조종면 등이 물리적 오작동을 일으키게 되고, 이에 따라 강제로 회전되는 구동축에 발생되는 과부하 즉, 출력축에 의해 구동장치의 내부 기어박스 및 구동모터에 발생되는 과부하를 슬립클러치(slip clutch)를 이용하여 보호하는 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치에 관한 기술분야가 개시된다.
또한, 본 발명은 전면과 후면, 2개의 마찰 디스크를 이용한 슬립클러치(slip clutch)를 이용하여 외부 충격 하중으로부터 구동장치의 내부 기어박스 및 구동모터를 보호함으로써, 항공기에 치명적 결함을 가져다줄 수 있는 조종면의 오작동을 방지하는 효과를 얻을 수 있다.

Description

외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치{Electro-mechanical actuator for aircraft of prevent over-load caused by external shock}
본 발명은 항공기용 전기식 구동장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게 설명하면, 무인 항공기를 포함한 항공기 운용 중 강풍, 낙뢰 등에 의한 외부 충격하중이 발생시 조종면 등이 물리적 오작동을 일으키게 되고, 이에 따라 강제로 회전되는 구동축에 발생되는 과부하 즉, 출력축에 의해 구동장치의 내부 기어박스 및 구동모터에 발생되는 과부하를 슬립클러치(slip clutch)를 이용하여 보호하는 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치에 관한 기술분야이다.
일반적으로, 구동장치는 기계, 계기 등을 작동시키는 장치로서, 특히 항공기의 구동장치(Actuation System)는 항공기 날개의 조종면인 에일러론(aileron), 러더(rudder) 및 플래퍼론(flaperon) 등을 동작시키기 위해 사용되고 있으며, 주로 유압식 구동장치가 사용되고 있다.
상기와 같은 유압식 구동장치는 작동을 위하여, 유압유, 유압펌프, 유압탱크, 유압실린더 및 배관 등과 같은 다수의 구성품이 필요하게 되고, 따라서 비행장치의 설계시에는 이러한 구성품을 안치시킬 공간확보와 장치들의 무게에 따른 하중의 증가를 고려해야 한다.
최근 기술이 발전함에 따라 유압식 구동장치는 미래항공기의 MEA(More Electric Aircraft)화와 중량 절감 및 시스템 신뢰도 향상에 기여할 수 있는 전기식 구동장치(Electric actuator)로 대체하여 사용되고 있으며, 특히, 전기식 구동장치는 무인항공기에서 각광받고 있는 실정이다.
특히, 초경량급 혹은 경량급 무인 항공기의 경우, 전기식 구동장치(Electric actuator)의 중량 및 크기는 더욱 감소하여 기어박스, 제어보드, 커넥터 등의 구동장치 내부 구성품의 집적화가 중요시 되고 있다.
상기와 같은 무인항공기에 사용되는 전기식 구동장치의 일예로, 대한민국 등록특허 제1494780호는 무인항공기의 조종면을 움직이기 위하여 제1모터와 제2모터에서 생성되는 동력을 하나의 공용기어를 통해 출력단으로 전달하는 무인항공기의 전기식 구동장치 및 그것의 제어방법에 관한 기술을 개시하고 있다.
구체적으로, 상기 등록특허는 비행과 관련된 조종신호를 수신하는 통신부, 상기 제1 및 제2 모터의 상태를 감지하여 상기 제1 및 제2 모터의 상태정보를 생성하는 감지부, 상기 조종신호와 상기 제1 및 제2 모터의 상태정보에 근거하여 상기 제1 및 제2 모터 중 적어도 하나를 제어하는 제1 제어부, 상기 통신부로부터 상기 조종신호를 수신하고, 상기 감지부로부터 상기 제1 및 제2 모터의 상태정보를 수신하는 제2 제어부 및 상기 제1 제어부에 장애가 발생하는 경우, 트리거 신호를 생성하는 트리거 신호 생성부를 포함하고, 상기 트리거 신호가 생성되면, 상기 제1 제어부는 상기 적어도 하나에 대한 제어를 중지하고, 상기 적어도 하나가 연속적으로 제어되도록 상기 제2 제어부는 수신 중이던 상기 조종신호와 상기 제1 및 제2 모터의 상태정보에 근거하여 상기 적어도 하나를 제어하는 것을 특징으로 하고 있다.
상술한 바와 같이, 전기식 구동장치는 조종면을 작동시키기 위하여 모터의 동력을 기어를 통해 출력단 또는 출력축에 전달한다. 이때, 조종면은 작동 후 공력하중이나 외란 등이 충격하중의 형태로 입력되어 출력단 또는 출력축에 토크가 발생되며, 이러한 토크에 의해 과부하가 발생되어 구동장치의 기어 및 모터가 파손될 우려가 있다.
이에 따라 전기식 구동장치는 충격하중에 대하여 충분히 견딜 수 있도록 설계되어야 하나 정확한 하중을 예측하기 어렵기 때문에 구동장치의 제어부에서 전류 제한값을 두어 과도한 충격하중이 입력될 경우 전류제한값 이상에서는 원하는 회전각도를 추종하지 못하더라도 구동장치를 보호하는 기능을 보유하고 있다.
그러나 상기와 같은 전기적인 충격하중 제한은 기계적인 충격하중에 대비한 기능이 아니어서 가해지는 충격하중에 의해 구동장치의 기어 및 구동모터를 포함한 기계부의 파손이 발생할 수 있고, 파손을 방지하기 위해 클러치(Clutch)를 설치하여 과도한 충격하중에 대해 기계부를 보호하는 기능이 추가되고 있는 실정이다.
상기 기계부를 보호하는 종래의 기능은 도 1에 도시된 바와 같이, 구동모터의 동력을 전달받는 기어(10')를 구비하는 입력축(20')과 입력축(20')의 일측 말단에 결합되어 동력을 전달받는 출력축(30') 및 입력축(20')과 출력축(30')을 분리 및 결합시키는 클러치(40')로 구성되어 출력축(30')에 가해지는 충격하중을 클러치(40')를 이용하여 입력축(20')에 전달되지 못하도록 하여 구현하고 있다.
즉, 구동장치에 일정한 설계하중 외의 외부 충격하중이 가해질 경우 클러치(40')에 의해 출력축(30')이 입력축(20')을 포함하는 기어박스와 분리되어 기계적인 부분이 충격하중으로부터 보호된다.
일예로, 대한민국 등록특허 제1640489호는 구동모터의 동력을 출력축에 전달 및 차단하는 클러치를 이용하여 외부의 충격하중으로부터 기어 및 구동모터를 보호하는 충격방지기능을 가지는 항공기용 전기식 구동장치에 관한 기술을 개시하고 있다.
구체적으로, 상기 등록특허는 외부 충격에 의한 하중을 기존의 코일 스프링 구조의 일반 클러치를 이용하여 동력을 전달, 차단함으로써 기어 및 구동모터를 보호하나, 갑작스런 외부 충격에 대비해야 하는 환경에서 복잡한 일반 클러치 구조로는 급박한 상황의 동력 전달 차단이 곤란하여 구동장치의 오작동이 발생되고, 이로 인해 항공기에 치명적인 결함을 야기할 수 있는 가능성이 크다.
또한, 최근 소형화 되어 가고 있는 항공기용 전기식 구동장치에 있어서, 일반 클러치의 코일 스프링 구조의 기계적 시스템, 또는 전자기적 성질을 구현한 시스템 등은 구조적 공간 확보나 전체 중량 요건 측면에서도 유리하지 않다.
대한민국 등록특허 제1494780호 대한민국 등록특허 제1640489호
본 발명은 상술한 종래기술에 따른 문제점을 해결하고자 안출된 기술로서, 최근 소형화되어 가고 있는 항공기용 구동장치의 크기 및 중량에 적합하지 않은 기존의 코일 스프링 클러치 구조를 탈피하여 소형화 구동장치에도 적합한 클러치 구조인 슬립클러치를 이용할 뿐만 아니라, 무인 항공기를 포함한 항공기 운용 중 갑작스런 외부 충격 하중에 의해 조종면 등이 비정상적으로 회전하는 경우 구동장치의 내부 기어박스 및 구동모터에 전달되는 동력을 효율적으로 차단할 수 있는 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치를 제공하는 것을 주된 목적으로 하는 것이다.
본 발명은 상기와 같은 소기의 목적을 실현하고자, 구동모터에 의해 회전되는 출력축과 구동모터의 동력을 출력축에 전달하고, 외부 충격하중에 의해 출력축이 회전되면 출력축과 구동모터의 연결을 해제하는 슬립클러치를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치를 제시한다.
또한, 본 발명의 상기 출력축은 타측에 연장되어 형성되고, 구동모터의 동력을 전달받는 메인기어를 구비하는 입력축을 포함하여 구성되고, 상기 슬립클러치는 상기 메인기어의 일측에 고정결합되는 후면마찰디스크와 상기 후면마찰디스크의 일측에 결합되는 전면마찰디스크를 포함하여 구성되며, 상기 슬립클러치는 후면마찰디스크와 전면마찰디스크의 마찰력의 크기 조절이 가능한 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 상기 슬립클러치는 외부 충격하중이 후면마찰디스크와 전면마찰디스크의 마찰력을 초과하는 경우 출력축과 구동모터의 연결을 해제하는 것을 특징으로 하고, 상기 슬립클러치는 전면마찰디스크의 일측에 설치되는 디스크스프링을 포함하여 구성되며, 상기 출력축은 상기 디스크스프링의 일측에 위치하도록 관통형성되는 장공홀과 상기 장공홀에 삽입되는 예압핀 및 일측에 내입되되, 나사결합되어 예압핀을 가압하는 세트스크류를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 상기 디스크스프링은 전면마찰디스크의 일측에 설치되는 후면디스크스프링과 상기 후면디스크스프링의 일측에 설치되는 전면디스크스프링을 포함하여 구성되고, 상기 전면마찰디스크는 일측면에 형성되는 수용홈과 상기 수용홈에 내입되어 결합되는 로크와셔를 더 포함하여 구성되며, 상기 로크와셔는 양측면에 엇갈리게 외측방향으로 돌출되는 복수 개의 걸림편을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.
상기와 같이 제시된 본 발명에 의한 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 구동장치는 전면과 후면, 2개의 마찰 디스크를 이용한 슬립클러치(slip clutch)를 이용하여 외부 충격 하중으로부터 구동장치의 내부 기어박스 및 구동모터를 보호함으로써, 항공기에 치명적 결함을 가져다줄 수 있는 조종면의 오작동을 방지하는 효과를 얻을 수 있다.
또한, 본 발명은 2개의 마찰 디스크와 단일 혹은 이중으로 이루어진 디스크스프링만을 이용하여 동력의 전달과 차단을 용이하게 수행할 수 있어, 소형화된 구동장치에도 적용 가능한 구조적 공간을 확보할 수 있는 효과를 얻을 수 있다.
도 1은 종래의 구동장치에서 충격하중 완화를 위한 기어박스의 일부를 도시한 측단면도.
도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 의한 구동장치와 조종면의 결합을 개략적으로 도시한 사시도.
도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 의한 구동장치의 사시도.
도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 의한 구동장치의 내부를 개략적으로 도시한 평단면도.
도 5는 본 발명의 바람직한 실시예에 의한 슬립클러치(slip clutch)가 설치된 출력축의 사시도.
도 6은 본 발명의 바람직한 실시예에 의한 슬립클러치(slip clutch)가 설치된 출력축의 분해 사시도.
도 7은 본 발명의 바람직한 실시예에 의한 슬립클러치(slip clutch)가 설치된 출력축의 정면도.
도 8은 본 발명의 바람직한 실시예에 의한 슬립클러치(slip clutch)가 설치된 출력축의 사시 단면도.
도 9는 본 발명의 바람직한 실시예에 의한 슬립클러치(slip clutch)가 설치된 출력축의 부분 사시 단면도.
도 10은 도 9의 "A"부분 확대도.
본 발명은 항공기용 전기식 구동장치(1)에 관한 것으로서, 보다 상세하게 설명하면, 전기식 구동장치(1)에 연결된 조종면(2) 등이 외부 충격 하중, 즉 강풍, 낙뢰 등에 의해 구동장치에 의한 조작이 아닌 의도치 않은 오작동을 할 때 슬립클러치(slip clutch, 200)의 작동으로 조종면(2)이 연결된 구동축, 즉 구동축과 연결된 출력축(100)만을 회전시켜 전기식 구동장치(1) 내부 기어박스 및 구동모터(10)의 손상을 방지하여 조종면의 오작동에 의한 항공기 사고를 미연에 방지할 수 있는 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치에 관한 기술이다.
특히, 링크된 구동모터(10)의 구동축으로부터 메인기어(112)에 고정되어 있는 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220)의 동력 전달 한계 토크를 계산하고, 외부 충격 한계 토크를 구분하여 계산함으로써, 전기식 구동장치(1)의 토크 하중을 설정하는 것을 특징으로하고, 외부 충격이 가해진 이후의 시점에서는 조종면(2)의 회전각을 보정 후 별다른 조치 없이도 다시 구동모터(10)에 의한 정상적인 구동이 가능하다는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 본 발명은 중량 절감 및 시스템 신뢰도가 높은 전기식 구동장치(1)로서, 항공기의 구동장치((Actuation System)에 사용되어 항공기 날개의 조종면인 에일러론(aileron), 러더(rudder) 및 플래퍼론(flaperon)(이하, '조종면(2)'으로 통칭한다.)등을 동작시키기 위해 사용되고, 특히, 무인항공기에 더욱더 효율적으로 사용이 가능하다.
즉, 본 발명의 전기식 구동장치(1)는 도면 2에 도시된 바와 같이, 무인 또는 유인 항공기의 조종면(2)과 하우징(1a)의 외부로 돌출되어 구동모터(10)에 의해 회전되는 출력축(20)이 유기적으로 연결되어 상기 조종면(2)을 회전시킨다. 한편, 본 발명은 항공기에만 국한되지 않고 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위에서 구동장치가 사용될 수 있는 어떠한 장치에도 사용될 수 있음은 자명할 것이다.
상기와 같은 본 발명을 달성하기 위한 구성은 구동모터(10)에 의해 회전되는 출력축(100);과 구동모터(10)의 동력을 출력축(100)에 전달하고, 외부 충격하중에 의해 출력축(100)이 회전되면 출력축(100)과 구동모터(10)의 연결을 해제하는 슬립클러치(200);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 상기 출력축(100)은 타측에 연장되어 형성되고, 구동모터(10)의 동력을 전달받는 메인기어(112)를 구비하는 입력축(110);을 포함하여 구성되고, 상기 슬립클러치(200)는 상기 메인기어(112)의 일측에 고정결합되는 후면마찰디스크(210);와 상기 후면마찰디스크(210)의 일측에 결합되는 전면마찰디스크(220);를 포함하여 구성되며, 상기 슬립클러치(200)는 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220)의 마찰력의 크기 조절이 가능한 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 상기 슬립클러치(200)는 외부 충격하중이 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220)의 마찰력을 초과하는 경우 출력축(100)과 구동모터(10)의 연결을 해제하는 것을 특징으로 하고, 상기 슬립클러치(200)는 전면마찰디스크(220)의 일측에 설치되는 디스크스프링(230);을 포함하여 구성되며, 상기 출력축(100)은 상기 디스크스프링(230)의 일측에 위치하도록 관통형성되는 장공홀(120);과 상기 장공홀(120)에 삽입되는 예압핀(130); 및 일측에 내입되되, 나사결합되어 예압핀(130)을 가압하는 세트스크류(140);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 상기 디스크스프링(230)은 전면마찰디스크(220)의 일측에 설치되는 후면디스크스프링(232);과 상기 후면디스크스프링(232)의 일측에 설치되는 전면디스크스프링(234);을 포함하여 구성되고, 상기 전면마찰디스크(220)는 일측면에 형성되는 수용홈(222);과 상기 수용홈(222)에 내입되어 결합되는 로크와셔(224);를 더 포함하여 구성되며, 상기 로크와셔(224)는 양측면에 엇갈리게 외측방향으로 돌출되는 복수 개의 걸림편(224a);을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.
이하, 본 발명의 실시예를 도시한 도면 1 내지 10을 참고하여 본 발명을 구체적으로 설명하면 다음과 같다.
본 발명의 전기식 구동장치(1)는 도 3에 도시된 바와 같이, 외형을 형성하는 하우징(1a)이 구비되고, 상기 하우징(1a)의 내부에 이후에 언급될 구동모터(10), 기어박스, 슬립클러치(200), 제어부 등을 포함하여 구성되며, 구동모터(10)에 의해 구동되되, 하우징(1a)의 외부로 일측이 돌출되는 출력축(100)을 더 포함하여 구성된다.
또한, 상기 하우징(1a)의 타측에는 제어부와 연결되어 외부 인터페이스 즉, 외부의 입력부와 데이터를 송수신하고 전원을 공급할 수 있는 인터페이스용 커넥터(미표시)가 더 포함되어 구성된다.
구체적으로, 본 발명을 달성하기 위한 주요 구성요소인 구동모터(10)는
하우징(1a)의 외부로 일측이 돌출되는 출력축(20)을 회전시키는 것으로서, 외부에서 공급되는 전원을 이용하여 구동모터(10)의 구동축을 회전시키고, 상기 구동축은 기어박스(80)와 연결되며, 기어박스(80)에 의해 출력축(100)이 회전되어 항공기의 에일러론, 러더 또는 플래퍼론 등의 조종면(2)을 작동시킨다.
다시 한번 설명하면, 상기 구동모터(10)는 기어박스(80)에 의해 구동축과 출력축(100)이 연결되고, 출력축(100)의 회전오차범위 이내로 출력축(100)을 회전시키도록 기어박스(80)에 내재 된 기어조립체(미도시)를 회전시킨다.
부가하여 설명하면, 상기 구동모터(10)의 구동축의 회전은 기어박스(80)에 내재된 기어조립체의 기어비에 의하여 감소되어 출력되는 것으로서, 일예로, 기어조립체의 구동축기어와 출력축기어(이하, '메인기어(112)'라 한다.)의 기어비가 360:1이고 출력축(100)의 요구 정확도 범위가 ±0.5°이면, 구동축을 1회전 시킬 때, 출력축(100)을 1°도 회전시키게 되는 것이다.
즉, 본 발명의 상기 구동모터(10)는 사용자가 외부 인터페이스 즉, 입력부를 통하여 출력축(100)의 회전각도 정보를 입력하면 이후에 설명될 제어부에 의해 구동모터(10)가 작동되어 출력축(100)을 회전시킨다.
보다 상세하게 설명하면, 상기 구동모터(10)는 DSP(Digital Signal Processor)를 포함하는 제어·신호 처리 드라이브로부터 PWM(Pulse Width Modulation)신호가 생성되고, 이 PWM신호를 전달받아 구동모터(10)의 작동을 위한 스위칭 신호를 발생시키는 3-Phase Gate Driver가 포함되는 구동 드라이브를 지나 3-Phase Inverter Module에 전달되며, 3-Phase Gate Driver로부터 입력받은 스위칭 신호에 Power를 동기화시켜서 공급하는 3-Phase Inverter Module에 의하여 작동될 수 있다.
또한, 상기 제어·신호 처리 드라이브는 출력축(100)의 타측에 구비된 회전감지기(미표시)에 의하여 출력축(100)의 회전각도를 감지하고, 상기 회전감지기에 의하여 감지된 출력축(100)의 회전각도 정보는 제어부에 전달되어, 입력부에서 입력되는 입력값을 보정할 수 있도록 함으로써, 조종면(2)의 오작동에 의해 회전되는 출력축(100)의 회전각이 보정된다.
발명을 달성하기 위한 주요 구성요소인 출력축(100)은
구동모터(10)에 의해 회전되는 것으로서, 앞서 설명한 바와 같이, 사용자가 입력부에 출력축(100)의 회전각도 정보를 입력하면 제어부에 의해 구동모터가 작동되어 일정각도 회전되고, 출력축(100)의 회전에 따라 조종면(2)이 작동된다.
부가하여 설명하면, 상기 입력부는 사용자가 실제로 조종면(2)의 작동값을 입력하고 이러한 조종면(2)의 작동값이 조종면(2)을 작동시키는 출력축(100)의 회전각도 정보로 변환되어 제어부에 입력되고, 제어부에 입력된 출력축(100)의 회전각도 정보를 바탕으로 구동모터(10)를 구동시켜 출력축(100)을 회전시키는 것이다.
이때, 상기 출력축(100)은 앞서 설명한 바와 같이, 기어박스에 의해 구동모터(10)의 구동축과 연결되어 회전되고, 하우징(1a)의 내부 즉, 출력축(100)의 타측에 베어링(미도시)이 결합되어 출력축(100)이 자유롭게 회전되도록 설치되며 이러한 베어링의 결합은 종래에 일반적으로 사용되는 어떠한 베어링을 사용하여도 무방함으로 자세한 설명은 생략한다.
보다 상세하게 설명하면, 본 발명의 상기 출력축(100)은 일측이 하우징(1a)의 외부로 돌출되고, 타측에 연장형성되되, 구동모터(10)의 동력을 전달받는 메인기어(112)를 구비하는 입력축(110)을 포함하여 구성되는 것으로서, 하우징(1a)의 외부로 돌출된 출력축(100)의 일측은 조종면(2)과 연결되고, 타측에 연장형성된 입력축(110)은 기어박스의 기어조립체와 메인기어(112)에 의해 회전되어 출력축(100)을 회전시키는 것이다.
종래에는 도면 1에 도시된 바와 같이, 입력축(20')이 출력축(30')과 클러치(40')에 의해 연결되어 구동모터의 동력이 전달 및 차단됨으로써, 조종면에 가해지는 외부의 충격하중에 의해 출력축(30')이 회전되더라도 입력축(20')이 분리되어 입력축(20')과 기어박스 및 구동모터를 보호하였다.
그러나 본 발명은 출력축(100)과 입력축(110)이 일체로 형성되고, 입력축(110)의 일측에 결합되어 구동모터(10)의 동력을 전달받는 메인기어(112)를 이후에 자세히 설명될 슬립클러치(200)에 의해 입력축(110)과 분리되도록 함으로써, 조종면(2)에 가해지는 외부의 충격하중에 의해 출력축(100)에 발생하는 토크로부터 메인기어(112), 기어박스 및 구동모터(10)를 보호하는 것을 특징으로 한다.
즉, 본 발명의 출력축(100)은 입력축(60)과 일체로 형성되어 있기 때문에 조종면(2)에 가해지는 외부의 충격하중에 의해 출력축(100)에 토크가 발생되면 출력축(100)과 함께 입력축(110)이 회전되지만 슬립클러치(200)에 의해 입력축(110)과 메인기어(112)가 분리되어 기어박스 및 구동모터(10)를 보호할 수 있는 효과를 실현케 한다.
상기와 연관하여, 본 발명의 상기 입력축(110)은 타측 말단에 회전감지기에 회전각도 정보를 전달하는 회전센서(미표시)를 포함하여 구성되는 것으로서, 보다 상세하게 설명하면, 출력축(100)의 회전과 함께 회전되는 입력축(110)의 회전각도 정보를 회전센서를 통하여 회전감지기에 전달함으로써, 출력축(100)의 회전각도 정보를 제어부에 회전감지기를 통하여 전달하고, 외부 충격하중에 의해 조종면(2) 등이 오작동을 할 경우 출력축(100)의 회전각도를 보정할 수 있도록 하는 효과를 실현케 한다.
이때, 상기 메인기어(112)는 일측면 즉, 이후에 자세히 언급될 슬립클러치(200) 중 후면마찰디스크(210)가 설치되는 면에 형성되는 복수 개의 고정돌기(112a)를 포함하여 구성되고, 상기 고정돌기(112a)는 상기 후면마찰디스크(210)의 타측면에 형성되어 있는 결합홈(미표시)에 인입되어 상기 후면마찰디스크(210)를 결합시킨다.
한편, 본 발명의 출력축(100)은 이후에 설명될 디스크스프링(230)의 일측에 위치하도록 길이방향과 수직되게 관통형성되는 장공홀(120)과 상기 장공홀(120)에 삽입되는 예압핀(130) 및 일측에 내입홈(미표시)이 형성되고, 상기 내입홈에 내입되되, 나사결합되어 예압핀(130)을 가압하는 세트스크류(140)를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.
즉, 상기 장공홀(120)은 상기 내입홈의 타측말단과 연통되도록 형성되어 상기 세트스크류(140)에 의해 삽입된 예압핀(130)을 가압하게 되고, 가압된 예압핀(130)은 이후에 자세히 언급될 디스크스프링(230)을 가압하게 되어 외부 충격하중 발생시 슬립클러치(200)에 의해 출력축(100)이 헛돌게 되는 기준인 상기 슬립클러치(200)의 마찰력의 크기를 조절할 수 있다.
이때, 상기 세트스크류(140)와 출력축(100)의 결합은 어떠한 방법으로 결합되어도 무방하나, 바람직하게는 세트스크류(140)의 외주연에 나사산이 형성되고, 출력축(100)의 내입홈의 내주연에 상기 세트스크류(140)의 외주연에 형성된 나사산과 대응되는 나사산이 형성되어 나사결합되는 것이 슬립클러치(200)의 마찰력의 크기를 조절하기 용이하다.
아울러, 본 발명의 출력축(100)은 메인기어(112)가 결합되는 일측 외주연에 적어도 두개 형성되는 키홈(미표시)을 더 포함하여 구성되고, 이는 이후에 언급될 슬립클러치(200)의 전면마찰디스크(220)와 로크와셔(224)가 상기 키홈에 결합되는 키(300)에 의해 출력축(100)과 결합되도록 하여 외부 충격하중 발생시 출력축(100)을 헛돌게 하는 효과를 실현케 한다.
즉, 본 발명의 전기식 구동모터(1)는 출력축(100)의 키홈과 이후에 자세히 언급될 전면마찰디스크(220)와 로크와셔(224)에 형성되는 키홈에 결합되어 상기 출력축(100)과 전면마찰디스크(220) 및 로크와셔(224)를 결합시키는 키(300)를 포함하여 구성된다.
본 발명을 달성하기 위한 주요 구성요소인 슬립클러치(200)는
구동모터(10)의 동력을 출력축(100)에 전달하고, 외부 충격하중에 의해 조종면(2)이 오작동하여 출력축(100)이 회전되면 출력축(100)과 구동모터(10)의 연결을 해제하는 것으로서, 의도치 않은 외부 충격하중에 의해 발생되는 출력축(100)의 회전에 의해 전기식 구동장치(1) 내부의 입력축(110)에 구비된 메인기어(112)와 상기 메인거어(112)에 연결된 기어박스 및 상기 기어박스와 구동축이 연결된 구동모터(10)에 발생되는 과부하를 상기 출력축(100)이 메인기어(112)와 헛돌게 함으로써, 방지할 수 있도록 하는 것을 특징으로 한다.
구체적으로, 본 발명의 슬립클러치(200)는 상기 입력축(110)의 메인기어(112)의 일측에 고정결합되는 후면마찰디스크(210)와, 상기 후면마찰디스크(210)의 일측에 결합되는 전면마찰디스크(220)를 포함하여 구성된다.
상기 후면마찰디스크(210)는 앞서 언급한 바와 같이, 타측면에 메인기어(112)의 고정돌기(112a)와 대응되는 결합홈(미표시)이 형성되어 고정결합되고, 상기 전면마찰디스크(220)는 앞서 설명된 세트스크류(140)에 의해 가압되어 고정된다.
즉, 본 발명의 슬립클러치(200)는 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220)의 마찰력에 의해 구동모터(10)의 동력을 출력축(100)에 전달하거나, 외부 충격하중에 의해 출력축(100)이 회전되면 출력축(100)과 구동모터(10)의 연결을 해제하는 것이다.
보다 상세하게 설명하면, 본 발명의 슬립클러치(200)는 외부 충격하중이 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220)의 마찰력을 초과하는 경우 출력축(100)과 구동모터(10)의 연결을 해제하는 것으로서, 무인 항공기를 포함한 항공기 운용 중에 구동모터(10)의 구동축에 가해지는 토크, 즉, 외부 충격 하중(Ts)이 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220) 사이의 마찰력(Fd)을 초과하게 되는 경우 조종면(2)에 연결된 전기식 구동장치(1)의 출력축(100)을 미끄러지게 즉 헛돌게하여 메인기어(112)와 기어박스를 고정돌기(112a)에 의해 고정시켜 기어박스 및 구동모터(10)의 과부하가 발생되지 않도록 하여 손상을 방지한다.
부가하여 설명하면, 본 발명의 전기식 구동장치(1)는 외부 충격 하중을 계산한 후, 슬립클러치(200)에 마찰력을 적용하기 위해 세트스크류(140)와 예압핀(130)을 이용하여 동력 전달 한계 즉, 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220)의 마찰력의 크기를 조절할 수 있는 것을 특징으로 한다. 즉, 슬립클러치(200)의 마찰력(Fd)은 출력축(100)과 구동모터(10)간의 동력 전달 한계 토크와 동일하다.
한편, 상기 전면마찰디스크(220)는 일측면에 형성되는 수용홈(222)과 상기 수용홈(222)에 내입되어 결합되는 로크와셔(224)를 더 포함하여 구성되는데, 상기 로크와셔(224)에 의해 이후에 자세히 언급될 디스크스프링(230)과 슬립클러치(200) 즉, 전면마찰디스크(220)의 슬립(slip)을 방지할 수 있는 효과를 실현케 한다.
이때, 상기 로크와셔(224)는 일반적으로 한쪽방향으로 걸림편이 돌출되는 로크와셔와는 달리 양측면에 엇갈리게 외측방향으로 돌출되는 복수 개의 걸림편(224a)을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는데, 이는 한쪽방향으로 걸림편이 형성될 경우 이후에 자세히 언급될 디스크스프링(230) 또는 슬립클러치(200) 즉, 전면마찰디스크(220)의 특성상 와셔의 기능이 충분히 발휘되지 않을 수 있는 문제가 있기 때문에 양측면에 걸림편(224a)이 형성되는 것이 바람직하다.
아울러, 상기 로크와셔(224)와 전면마찰디스크(220)는 출력축(100)와 회전방향을 일체화시키기 위해 출력축(100)과 고정결합되어야 하는데, 이를 위해 상기 로크와셔(224)와 전면마찰디스크(220)의 내측 외주연에 앞서 설명한 출력축(100)의 키홈(미표시)과 대응되는 키홈(미표시)이 형성되고, 키(300)에 의해 고정결합됨으로써, 출력축(100)과 로크와셔(224) 및 전면마찰디스크(220)의 회전방향이 일체화된다.
상기와 연관하여, 본 발명의 슬립클러치(200)는 전면마찰디스크(220)의 일측에 설치되는 디스크스프링(230)을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는데, 상기 디스크스프링(230)은 슬립클러치(200)의 일측에 설치되어 앞서 설명된 세트스크류(140)와 예압핀(130)에 의해 타측방향으로 가압됨으로써, 전면마찰디스크(220)를 가압하여 전면마찰디스크(220)와 후면마찰디스크(210)의 마찰력을 더욱더 원활하게 조절할 수 있는 효과를 실현케 한다.
이때, 상기 디스크스프링(230)은 전면마찰디스크(220)의 일측에 설치되는 후면디스크스프링(232)과 상기 후면디스크스프링(232)의 일측에 설치되는 전면디스크스프링(234)을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는데, 이는 단일로 이루어지는 것보다 복수로 이루어지는 조합이 동력 전달 한계 토크 즉, 후면마찰디스크(210)과 전면마찰디스크(220) 사이의 마찰력을 더 크게 적용할 수 있기 때문에, 적어도 두개 이상으로 구성되는 것이 바람직하다.
상기와 연관하여, 슬립클러치(200)의 마찰력(Fd), 즉, 동력 전달 한계 토크 조절을 설명하면, 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220) 및 로크와셔(224)를 서로 겹쳐놓은 상태에서 디스크스프링(230)을 삽입하여 토크조절을 위한 세트스크류(140)를 이용해 예압핀(130)을 압착한다.
이때, 적용되는 무인 항공기 등의 시스템에 따라 다르지만, 0.5mNm~6mNm의 토크 범위내에서 조절이 이루어지고, 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220) 각각의 마찰계수(μ)와 압축정도(P)의 관계를 수식으로 표현하면 다음과 같다.
Figure 112017047273139-pat00001
(P:압축력, μa:전면마찰계수, μb:후면마찰계수)
결과적으로, 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220)의 2배의 마찰계수가 되는 마찰력으로 동력 전달 한계 토크를 나타낼 수 있고, 압축력(P)은 슬립클러치(200)의 특성상 경험치에 의해 정해진다.
예를 들면, 토크조절을 위한 세트스크류(140)를 1/8 바퀴 혹은 1/4 바퀴 돌려 가면서 예압 토크 즉, 압축력(P)을 조절하고, 1/8 바퀴에 대한 단위 토크를 평균 누적하며, 1/4 바퀴에 대한 단위 토크를 평균 누적하여 상황에 맞는 조절법을 선택하는 것이다.
예압 즉, 동력 전달 한계 토크 조정이 제대로 이루어진 경우, 슬립클러치(200)의 조정된 마찰력(Fd)을 초과하는 외부 충격 하중을 받을 때는 구동축(100)에 전해지는 토크(Ts)에 의해 구동축(100)이 회전하는 경우 메인기어(112)의 고정돌기(112a)에 의해 후면마찰디스크(210)를 고정시켜줌으로써 메인기어(112)는 고정되어 기어박스의 기어 뿐만 아니라 구동모터(10)의 손상을 방지할 수 있는 것이다.
즉, 본 발명은 무인 항공기를 포함하여 항공기 구성 부품, 특히 전기식 구동장치(1)의 소형화에 발맞춰서 전면마찰디스크(220)와 후면마찰디스크(210)로 구성되는 슬립클러치(slip clutch)를 이용함으로써, 복잡한 기계적 구조나 전자기적 구조를 지양하고, 이에 따라 간단하게 외부 충격에 의한 조종면(2)의 오작동으로 인한 과부하를 방지할 수 있는 것이다.
상기는 본 발명의 바람직한 실시예를 참고로 설명하였으며, 상기의 실시예에 한정되지 아니하고, 상기의 실시예를 통해 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명의 요지를 벗어나지 않는 범위에서 다양한 변경으로 실시할 수 있는 것이다.
1 : 전기식 구동장치 2 : 조종면
10 : 구동모터 100 : 출력축
110 : 입력축 112 : 메인기어
120 : 장공홀 130 : 예압핀
140 : 세트스크류 200 : 슬립클러치
210 : 후면마찰디스크 220 : 전면마찰디스크
222 : 수용홈 224 : 로크와셔
224a : 걸림편 230 : 디스크스프링
232 : 후면디스크스프링 234 : 전면디스크스프링

Claims (7)

  1. 구동모터(10)에 의해 회전되는 출력축(100);과
    구동모터(10)의 동력을 출력축(100)에 전달하고, 외부 충격하중에 의해 출력축(100)이 회전되면 출력축(100)과 구동모터(10)의 연결을 해제하는 슬립클러치(200);를 포함하여 구성되고,
    상기 출력축(100)은
    타측에 연장되어 형성되고, 구동모터(10)의 동력을 전달받는 메인기어(112)를 구비하는 입력축(110);을 포함하여 구성되며,
    상기 슬립클러치(200)는
    상기 메인기어(112)의 일측에 고정결합되는 후면마찰디스크(210);와
    상기 후면마찰디스크(210)의 일측에 결합되는 전면마찰디스크(220); 및
    전면마찰디스크(220)의 일측에 설치되는 디스크스프링(230);을 포함하여 구성되고,
    상기 출력축(100)은
    상기 디스크스프링(230)의 일측에 위치하도록 관통형성되는 장공홀(120);과
    상기 장공홀(120)에 삽입되는 예압핀(130); 및
    일측에 내입되되, 나사결합되어 예압핀(130)을 가압하는 세트스크류(140);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서,
    상기 슬립클러치(200)는
    후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220)의 마찰력의 크기 조절이 가능한 것을 특징으로 하는 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 슬립클러치(200)는
    외부 충격하중이 후면마찰디스크(210)와 전면마찰디스크(220)의 마찰력을 초과하는 경우 출력축(100)과 구동모터(10)의 연결을 해제하는 것을 특징으로 하는 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치.
  5. 삭제
  6. 제1항에 있어서,
    상기 디스크스프링(230)은
    전면마찰디스크(220)의 일측에 설치되는 후면디스크스프링(232);과
    상기 후면디스크스프링(232)의 일측에 설치되는 전면디스크스프링(234);을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 전면마찰디스크(220)는
    일측면에 형성되는 수용홈(222);과
    상기 수용홈(222)에 내입되어 결합되는 로크와셔(224);를 더 포함하여 구성되는 것을 특징을 하는 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치.
KR1020170061463A 2017-05-18 2017-05-18 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치 KR101813582B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020170061463A KR101813582B1 (ko) 2017-05-18 2017-05-18 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020170061463A KR101813582B1 (ko) 2017-05-18 2017-05-18 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR101813582B1 true KR101813582B1 (ko) 2017-12-29

Family

ID=60938984

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020170061463A KR101813582B1 (ko) 2017-05-18 2017-05-18 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101813582B1 (ko)

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005233423A (ja) * 2004-02-17 2005-09-02 Ford Global Technologies Llc パワートレインにおける反作用トルクの制限方法、駆動システム
KR101640489B1 (ko) * 2016-03-03 2016-07-18 주식회사 컨트로맥스 충격방지기능을 가지는 항공기용 전기식 구동장치

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005233423A (ja) * 2004-02-17 2005-09-02 Ford Global Technologies Llc パワートレインにおける反作用トルクの制限方法、駆動システム
KR101640489B1 (ko) * 2016-03-03 2016-07-18 주식회사 컨트로맥스 충격방지기능을 가지는 항공기용 전기식 구동장치

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11097830B2 (en) Hybrid torque limiting rotary no-back device
US10760528B2 (en) Thrust reverser actuation
EP3011202B1 (en) Sealed actuator with internal clutching
US8393568B2 (en) Enhanced lubrication skewed roller clutch assembly and actuator including same
US9863745B2 (en) Rotational lock mechanism for actuator
EP2436952B1 (en) Cone brake load limiter apparatus and the corresponding assembling method.
EP2827015B1 (fr) Mécanisme d'accouplement entre un organe de commandes de vol manuelles et un vérin de trim équipant un aéronef
WO2006093543A2 (en) Torque limitting device using detent members responsive to radial force
CN107690532B (zh) 摩擦离合器和用于调整摩擦离合器运行点的方法
KR101640489B1 (ko) 충격방지기능을 가지는 항공기용 전기식 구동장치
KR101813582B1 (ko) 외부 충격에 의한 과부하를 방지하는 항공기용 전기식 구동장치
EP0296713B1 (en) Torque limiting arrangement
US20220073187A1 (en) Force application device for an aircraft control stick
US7128193B2 (en) Torque limiter
EP3918217B1 (en) Active aerodynamics non-backdriveable clutch device
US6588704B2 (en) Actuator apparatus, in particular for an aircraft flight control
EP3219610B1 (en) Blow back prevention device, and associated method
EP3224137B1 (en) Coupling
WO2017127776A2 (en) Dual purpose latch
CN113544397B (zh) 主动式空气动力学部件的不可反向驱动的离合器装置
US9482335B2 (en) No-back check device
EP4083461A1 (fr) Assemblage muni d'un systeme d'accouplement pouvant etre deconnecte ayant un fusible mecanique et un frein a friction
JP2005133775A (ja) トルクリミッタ

Legal Events

Date Code Title Description
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant