KR101833671B1 - 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템 및 그 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 있어서, 지지대 역할을 하는 원기둥 형상의 베이스 프레임, 상기 베이스 프레임에 지지되어 상부 방향으로 돌출되게 설치되는 메인 지지대, 상기 메인 지지대의 상단에 고정되게 설치되는 하중 플레이트, 상기 하중 플레이트 상부에 위치하며, 상기 하중 플레이트와 상대 운동을 하여 상하 이동하는 이동 플레이트, 상기 이동 플레이트의 이동을 가이드 하도록 상기 하중 플레이트로부터 상부방향으로 돌출되어 상기 이동 플레이트를 관통하도록 설치되는 가이드 포스트, 상기 항공기의 재킹 위치에 설치되는 수 재킹어댑터와 결합하여 상기 항공기를 상기 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 안착시키는 재킹어댑터, 상기 이동 플레이트의 상면과 상기 재킹어댑터 사이에 설치되어 상기 항공기의 수평운동을 허용하는 하이드로 베어링 유닛, 상기 하중 플레이트의 하면에 고정되며 공기를 이용해서 상기 항공기를 수직 운동시키는 에어실린더 유닛을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 관한 것이다.

Description

항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템 및 그 방법{THE SUSPENSION SYSTEM FOR GROUND VIBRATION TEST AND METHOD THEREOF}

본 발명은 항공기의 고유진동수를 확인하기 위해 실시되는 지상진동시험에서 비행시험 환경을 모사하기 위해 사용되는 서스펜션 시스템에 관한 것이다.

항공기 지상진동시험(GVT:Ground Vibration Test)은 항공기 구조물의 고유진동수(natural frequency), 감쇠계수(damping ratio) 및 모드형상(mode shape) 등과 같은 모달 변수들을 획득하기 위해 수행된다. 이러한 시험은 항공기 비행안전에 치명적인 공력탄성학적(aeroelastic) 불안정성을 예측하는데 필요한 동특성 모델을 검증하고 보정하는데 중요한 역할을 한다.

이와 같은 항공기 지상진동시험에서 항공기 강체모드는 기체의 탄성모드와 간섭이 발생하지 않도록 충분히 낮은 진동수로 격리되어야 하며, 그렇지 않으면 탄성모드에 영향을 미쳐 실제와 다른 탄성모드를 유발할 수 있다. 이 때 강체모드를 분리시키는 방법으로 항공기 비행 상태와 유사하게 강체모드의 진동수를 낮추기 위한 장치를 사용한다.

항공기 지상진동시험을 수행하는데 있어서 가장 손쉬운 방법은 착륙장치 스트럿의 유압과 항공기 타이어의 공기압을 적절하게 낮추는 방식이 있다. 그러나 이러한 방식은 착륙장치의 강체모드가 기체의 탄성모드와 완전히 분리되기 어려워 정확한 모달 변수들을 획득하는데 한계가 있다. 다른 방법으로는 번지 케이블(Bungee cable)을 이용해 항공기를 공중에 매달거나 착륙장치 타이어 아래쪽에 에어백을 사용하는 방법이 있는데 이는 소형 항공기에는 적합하지만 대형 항공기에 적용하기에는 어려운 점이 있다. 또 다른 방법으로는 실린더를 이용해 항공기를 부양시키는 서스펜션 시스템(suspension system, '진동 절연 장치(Vibration Isolation System)' 또는 '공압 현가(지지)장치'라고도 칭함)으로 항공기를 지지하는 방법이 있다.

서스펜션 시스템은 보통 항공기의 3개 지점(동체 1 지점, 주익 2 지점)의 재킹 위치(jacking point=suspension point)에 설치된다. 이러한 재킹 위치는 항공기의 정비를 위한 하드 포인트이며 모든 항공기에 반영되어 있고 항공기의 무게 및 무게 중심을 고려하여 설계되며, 재킹 위치를 이용하면 항공기를 안정적으로 지지할 수 있다.

항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템은 항공기의 강체모드와 기체의 탄성모드를 분리하는 기능을 가져야 하는데, 서스펜션 시스템의 진동 절연주파수가 항공기 1차 탄성모드의 1/10 이하인 경우 완전한 분리가 가능한 것으로 알려져 있다. 통상적인 항공기는 1차 탄성모드가 5~8Hz인 점을 고려하였을 때, 0.5Hz 이하의 고유진동수를 갖는 일반적인 서스펜션 시스템으로도 시험이 가능하다. 그러나 최근에 개발되고 있는 장기 체공을 목적으로 하는 무인기 등에서는 구조가 경량화되어 있고 매우 높은 세장비(Aspect Ratio)를 갖는 날개로 인해 1차 탄성모드가 2Hz 대역까지 내려가게 되며, 이 경우에는 1차 탄성모드의 1/10인 0.2㎐ 이하의 진동 절연주파수를 갖는 서스펜션 시스템이 필요하다. 특허 1(미국 공개특허공보 US 2013-0340511)과 같은 종래의 일반적인 서스펜션 시스템에 사용되는 벨로우즈형 에어 스프링(밀폐형)은 1.5㎐ 근방의 진동절연 주파수를 가지므로 전술한 매우 낮은 1차 탄성모드를 갖는 항공기에 사용하기에는 제약이 따른다.

또한, 특허 2(미국 등록특허공보 US 6,196,514) 및 특허 3(한국 공개특허공보 10-2012-0112944)에는 에어실린더를 이용한 서스펜션 시스템이 제시되어 있는데, 에어실린더를 이용해 하중을 지지하더라고 어느 정도 마찰이 발생하여 완벽한 진동절연을 제한하는 문제점이 있다.

한편, 서스펜션 시스템이 완벽한 자유 경계 조건을 갖기 위해서는 항공기의 평면 운동(In Plane Motion, Yaw)과 항공기의 틸팅 운동(Tilting, Roll, Pitch)을 허용해주어야 하는데, 기존의 서스펜션 시스템에서는 이러한 기능을 동시에 구현하지 못하는 문제점이 있다.

미국 공개특허공보 US 2013-0340511(2013.12.26. 공개) 미국 등록특허공보 US 6,196,514(2001,03,06. 공개) 한국 공개특허공보 10-2012-0112944(2012.10.12. 공개)

상술한 문제점을 해결하고자, 본 발명은 에어실린더를 이용한 하중 지탱 시 마찰이 없도록 하고 진동 절연을 할 수 있는 지상진동시험용 서스펜션 시스템 및 그 방법을 제공하고자 한다.

또한, 본 발명은 간단한 구성으로 평면 운동(In Plane Motion)과 틸팅 운동(Tilting Motion)을 구현할 수 있도록 하여 지상진동시험용 시스템의 부피와 비용을 줄이고자 한다.

본 발명은 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 있어서, 지지대 역할을 하는 원기둥 형상의 베이스 프레임, 상기 베이스 프레임에 지지되어 상부 방향으로 돌출되게 설치되는 메인 지지대, 상기 메인 지지대의 상단에 고정되게 설치되는 하중 플레이트, 상기 하중 플레이트 상부에 위치하며, 상기 하중 플레이트와 상대 운동을 하여 상하 이동하는 이동 플레이트, 상기 이동 플레이트의 이동을 가이드 하도록 상기 하중 플레이트로부터 상부방향으로 돌출되어 상기 이동 플레이트를 관통하도록 설치되는 가이드 포스트, 상기 항공기의 재킹 위치에 설치되는 수 재킹어댑터와 결합하여 상기 항공기를 상기 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 안착시키는 재킹어댑터, 상기 이동 플레이트의 상면과 상기 재킹어댑터 사이에 설치되어 상기 항공기의 수평운동을 허용하는 하이드로 베어링 유닛, 상기 하중 플레이트의 하면에 고정되며 공기를 이용해서 상기 항공기를 수직 운동시키는 에어실린더 유닛을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템이다.

본 발명은 에어실린더를 이용하여 하중 지탱 시, 다공질의 에어 부싱을 실린더 로드 외주면에 설치하고 실린더 로드 내부로부터 공기를 공급하여 에어 부싱을 통과하도록 하여, 실린더 튜브의 내부벽과 에어 부싱의 외주면을 수 미크론 정도 띄우도록 함으로써, 실린더 로드가 이동시 실린더 튜브 내부벽과의 마찰을 없애도록 하여 결국 진동 절연을 할 수 있는 효과가 있다.

또한, 하이드로 베어링 유닛을 이용한 간단한 구성으로 평면 모션(In Plane Motion)을 구현하고, 또한 항공기의 수 재킹어댑터와 점 접촉을 하도록 하여 틸팅 모션(Tilting Motion)을 구현할 수 있도록 함으로써, 결국 전체 시스템의 부피와 비용을 줄이는 동시에 지상진동시험의 신뢰성을 향상시키는 효과가 있다.

도 1은 본 발명에 따른 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템의 외형 사시도이다.
도 2는 도 1의 베이스 프레임이 생략된 외형 사시도이다.
도 3은 본 발명에 따른 에어실린더 유닛의 전개 사시도이다.
도 4는 도 3의 단면도 및 공기 흐름의 개념도이다.
도 5는 본 발명에 따른 재킹어댑터가 장착된 하이드로 베어링 유닛의 사시도이다.
도 6은 도 5의 단면도 및 유압유 흐름의 개념도이다.
도 7은 본 발명에 따른 하이드로 베어링 유닛의 전개 사시도이다.
도 8은 본 발명에 따른 하이드로 베어링 유닛의 수직이격 생성 개념도이다.
도 9는 본 발명에 따른 재킹어댑터의 외형 사시도이다.
도 10은 도 9의 단면도 및 틸팅운동의 개념도이다.
도 11은 재킹어댑터의 변형 유닛의 전개 사시도이다.

본 발명을 충분히 이해하기 위해서 본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부 도면을 참조하여 설명한다. 본 발명의 실시 예는 여러 가지 형태로 변형될 수 있으며, 본 발명의 범위가 아래에서 상세히 설명하는 실시 예로 한정되는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 실시 예는 당업계에서 평균적인 지식을 가진 자에게 본 발명을 보다 완전하게 설명하기 위해서 제공되는 것이다. 따라서 도면에서의 요소의 형상 등은 보다 명확한 설명을 강조하기 위해서 과장되어 표현될 수 있다. 각 도면에서 동일한 구성은 동일한 참조부호로 도시한 경우가 있음을 유의하여야 한다. 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 기술은 생략된다.

항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템은 보통 상기 항공기의 3개 지점(동체 1 지점(nose or tail), 주익 2 지점)의 재킹 위치(jacking point)에 설치된다. 상기 재킹 위치는 항공기의 정비를 위한 하드 포인트로 모든 항공기에 반영되며 상기 항공기의 무게 및 무게 중심을 고려하여 설계되므로, 상기 재킹 위치를 이용하면 항공기를 안정적으로 지지할 수 있다.

도 1은 본 발명에 따른 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템의 외형도이고, 도 2는 도 1에서 베이스 프레임(100)의 일부를 생략하여 내부 구성을 볼 수 있도록 한 외형도로 도 1과 도 2를 참고하면 본 발명의 구조 및 형상을 이해하는데 도움이 된다.

본 발명은 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 있어서, 지지대 역할을 하는 원기둥 형상의 베이스 프레임(100), 상기 베이스 프레임에 지지되어 상부 방향으로 돌출되게 설치되는 메인 지지대(300), 상기 메인 지지대의 상단에 고정되게 설치되는 하중 플레이트(201), 상기 하중 플레이트의 상부에 위치하며, 상기 하중 플레이트와 상대 운동을 하여 상하 이동하는 이동 플레이트(203), 상기 이동 플레이트의 이동을 가이드 하도록 상기 하중 플레이트로부터 상부방향으로 돌출되어 상기 이동 플레이트를 관통하도록 설치되는 가이드 포스트(600), 상기 항공기의 재킹 위치에 설치되는 수 재킹어댑터(900)와 결합하여 상기 항공기를 상기 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 안착시키는 재킹어댑터(709), 상기 이동 플레이트의 상면과 상기 재킹어댑터 사이에 설치되어 상기 항공기의 수평운동을 허용하는 하이드로 베어링 유닛(800), 상기 하중 플레이트의 하면에 고정되며 공기를 이용해서 상기 항공기를 수직운동 시키는 에어실린더 유닛(400)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템 및 그 방법에 관한 것이다.

상기 베이스 프레임(100) 내부에는 스프라켓(107)과 체인 장력조절 스프라켓(106) 및 지지 기둥(105)이 구비된다. 모터(103)의 구동에 의해 모터축에 연결된 상기 스프라켓이 작동하고, 작동된 스프라켓은 미 도시된 체인을 회전시키며, 회전된 체인은 3개의 상기 지지기둥 하부에 연결된 스프라켓들을 돌려 회전운동을 전달하고, 전달된 회전력이 상기 메인 지지대(300) 내부에 구비된 미 도시된 스크류 샤프트를 돌려 하중 플레이트(201)의 높이를 조절하게 되며 도 2를 참고하면 상기 베이스 프레임(100)의 내부 구성을 이해하는데 도움이 될 것이다.

상기 메인 지지대(300)는 원기둥 형상을 가지며 상기 베이스 프레임(100) 상단으로부터 상부방향으로 돌출되게 설치되는데, 본 발명의 실시 예에서는 상기 메인 지지대가 3개가 설치되었으나 이의 개수는 한정되지 않으며 필요에 따라 적절한 개수가 설치될 수 있다.

상기 하중 플레이트(201)는 상기 메인 지지대 (300)의 상단에 설치되며, 상기 실린더 튜브(402)의 상부가 고정된다. 상기 하중 플레이트(201)는 상기 모터(103)의 구동에 의해 높이 조절이 가능하므로 시험을 원하는 항공기의 높이에 맞게 조절이 가능하다.

상기 이동 플레이트(203)는 상기 하중 플레이트(201)의 상부에 이격되게 위치하며 상기 하중 플레이트와 상대 운동을 하여 상하 이동하게 되는데, 상기 이동 플레이트는 상기 에어실린더 유닛(400)의 실린더 로드(403)의 상면에 접촉하여 지지되어 상기 실린더 로드의 상하 이동에 따라 연동하여 이동하게 된다.

상기 가이드 포스트(600)는 상기 하중 플레이트(201)로부터 상부방향으로 돌출하여 상기 이동 플레이트(203)를 관통하도록 설치되어, 상기 이동 플레이트의 상하 이동을 가이드 하는 역할을 한다. 상기 가이드 포스트(600)의 상단부에는 상기 이동 플레이트(203)의 과도한 이동을 억제하여 상기 항공기의 전도를 방지하는 상부 스토퍼(610)가 설치될 수 있다.

한편, 상기 가이드 포스트(600)가 관통하는 상기 이동 플레이트(203)의 홀 사이에는 포스트 가이드 부시(630)가 설치될 수 있다. 상기 포스트 가이드 부시(630)는 외부에서 공급되는 에어에 의해 동작하는 에어 부싱의 역할을 하는 것으로써 상기 이동 플레이트가 움직일 때 상기 가이드 포스트(600)와의 마찰력을 없애 주게 된다.

상기 에어실린더 유닛(400)은 상기 이동 플레이트(203)를 들어올려 지지함으로써, 결국 지상시험을 위해 상기 항공기를 부양 및 지지하도록 한다.

도 3은 상기 에어실린더 유닛(400)의 분리도로 다양한 적용형태를 보여주고 있다. 도 3과 같이 상기 실린더 로드(403)의 구속턱(412)과 실린더 로드캡(407)에 의해 상기 에어 부싱(405)은 축방향으로 고정되고, 상기 구속턱(412) 또는 상기 실린더 로드캡(407)의 직경보다 작고 상기 에어 부싱(405)의 내경과 동일한 내경 구속턱(413)에 의해 상기 에어 부싱(405)은 반경방향으로 고정되는 원리로 도 3의 (a), (b), (c) 처럼 다양한 형태로 적용할 수 있다.

상기 하이드로 베어링 유닛(800)은 상기 이동 플레이트(203)의 상면과 상기 재킹어댑터(709) 사이에 설치되는데, 상기 하이드로 베어링 유닛은 상기 이동 플레이트의 상면에서 유압으로 수평운동 한다.

상기 재킹어댑터(709)는 상기 하이드로 베어링 유닛(800)에 결합되며, 상기 항공기의 재킹 위치에 설치되는 상기 수 재킹어댑터(900)와 결합하는 암 재킹어댑터의 역할을 한다.

상기 에어실린더 유닛(400)은 상부가 상기 하중 플레이트(201)의 하면에 고정된 원기둥 형상의 실린더 튜브(402), 상기 실린더 튜브의 하부로 공급되는 공기에 의해 상기 실린더 튜브의 내부에서 상하 이동하는 실린더 로드(403), 상기 실린더 로드의 구속턱(412)과 상기 실린더 로드캡(407)에 의해 고정되는 미세다공 소재의 상기 에어 부싱(405)을 포함하며 상기 실린더 튜브의 하부로 공급된 공기가 상기 에어 부싱의 미세다공을 관통하면서 생성된 압력에 의해 상기 실린더 튜브와 상기 실린더 로드 사이에 이격이 생성되어 상기 실린더 로드가 마찰 없이 상하 이동하는 것을 특징으로 한다. 도 3은 상기 에어실린더 유닛(400)의 분리도를, 도 4는 상기 에어실린더 유닛(400)의 개념도를 단면으로 나타내는 도면으로 이를 참고하면 상기 에어실린더 유닛의 구성 및 원리를 이해하기 쉽다.

상기 실린더 튜브(402)는 가운데가 빈 원통형상을 가지며, 상단에 플랜지가 형성되어 상기 플랜지의 상단이 상기 하중 플레이트(201)의 하면에 고정된다. 도시되지 않았으나 상기 실린더 튜브(402)의 하부에는 공기공급관에 의해 공기가 공급된다.

상기 실린더 로드(403) 는 하부 일부가 상기 실린더 튜브(402) 내부에 삽입되어 공급되는 공기에 의해 실린더 튜브(402) 내부에서 상하 이동이 가능하며, 상면이 이동 플레이트(203)의 하면에 접촉되어 그 하중을 지탱하게 된다. 도 3 또는 도 4를 보면 알 수 있듯이 상기 실린더 로드(403)의 직경은 상기 실린더 튜브(402)보다 작게 형성되므로, 상기 실린더 로드와 상기 실린더 튜브 사이에는 일정 공간이 형성된다. 상기 실린더 로드(403)의 하부에는 측벽을 관통하는 측벽 관통홀(411)이 형성되고, 그 위에는 상기 에어 부싱(405)을 지지 및 고정하는 상기 구속턱(412)이 외주방향으로 돌출되게 설치된다.

또, 상기 실린더 로드(403) 하단에는 상기 실린더 로드캡(407)이 결합될 수 있는데, 이는 상기 에어 부싱(405)이 밑으로 빠지지 않도록 하는 역할을 한다. 상기 실린더 로드캡(407)에는 오링이 설치될 수 있어서 아래 방향으로 빠져나가는 공기양을 조절할 수 있다. 또한, 도시되지 않았으나 상기 에어 부싱(405)의 상하단에는 실링부재가 더 설치될 수 있어서 상하부로 빠져나가는 공기양을 조절할 수 있다.

상기 에어 부싱(405)은 상기 구속턱(412) 아래에 배치되며, 상기 실린더 로드(403)의 외벽과 상기 실린더 튜브(402)의 내벽 사이에 설치된다. 상기 에어 부싱(405)은 다공질의 구조를 가지며 본 발명의 실시 예에서는 카본 소재가 적용되나 본 발명의 범위는 반드시 이에 한정되지 않는다.

상기 실린더 로드(403)의 하면에서 공기가 공급되면 공기압에 의해 상기 실린더 로드는 상승하여 상기 이동 플레이트(203)를 들어 올리게 된다. 이와 동시에 공기의 일부는 상기 실린더 로드(403)의 측벽 관통공(411)을 통과하여 상기 에어 부싱(405)의 미세다공을 통과하면서 상기 실린더 튜브(402)의 내부벽과 상기 에어 부싱(405)의 외주면을 수 미크론 정도 띄워 마찰력을 없애게 된다. 이는 헬름홀츠(Helmholz) 공명의 원리를 이용한 것인데, 헬름홀츠 공명이란 열린 좁은 목을 가진 항아리 형태에서 목(throat)안의 공기가 작지만 질량(mass)을 가지고 있고 항아리 내부의 부피 안의 공기가 스프링으로 작용하여 공명을 일으키게 된다. 이와 같이 본 발명의 상기 에어실린더 유닛(400)에 의하면 상기 에어 부싱(405)을 상기 실린더 로드(403) 외주면에 설치하고 상기 실린더 로드(403) 내부로부터 공기를 공급하여 상기 에어 부싱을 통과하도록 하여, 상기 실린더 튜브의 내부벽과 상기 에어 부싱의 외주면을 수 미크론 정도 띄우도록 함으로써, 상기 실린더 로드의 상하이동 시 상기 실린더 튜브의 내부벽과의 마찰을 없애도록 하여, 결국 열린 목을 가진 헬름홀츠 공명과 같은 진동 절연을 할 수 있게 된다.

상기 실린더 로드(403)는 하부의 측벽에 반경방향으로 관통된 상기 측벽 관통홀(411)을 포함하며 상기 측벽 관통홀(411)은 상기 실린더 로드(403)의 중심축을 기준으로 등각 이격되게 위치한다. 상기 실린더 로드(403)의 하부의 외측벽과 상기 에어 부싱(405)의 내측벽은 일정거리 이격 되어있고, 이 이격 공간은 상기 에어 부싱(405)의 미세다공을 관통할 상기 공기를 밀집시키는 역할을 한다.

다음은 하이드로 베어링 유닛(800)에 관한 설명으로, 도 5는 상기 하이드로 베어링 유닛(800)에 상기 재킹어댑터(709)가 결합된 상태의 사시도를, 도 6은 도 5의 단면도를, 도 7은 상기 하이드로 베어링 유닛(800)의 분리 사시도를 나타낸 것으로 이를 참고하면 이해가 쉽다.

상기 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템은 상기 이동 플레이트(203)의 상면과 상기 재킹어댑터(709) 사이에 설치되어 상기 항공기를 수평운동 시키는 하이드로 베어링 유닛(800)을 더 포함하며, 상기 하이드로 베어링 유닛(800)은 상기 이동 플레이트의 상면에 접촉되게 설치되며, 측면에 유압유가 빠져나가는 회수포트(805)가 형성되는 베이스(802), 상기 베이스를 덮도록 결합하며 중앙에 수직방향의 중앙 관통홀이 형성되는 커버(801), 상기 베이스와 상기 커버 사이에 위치하며 무빙 포스트(807)를 통해 공급된 상기 유압유의 유압을 상기 베이스의 상면으로 전달시키는 챔버 플레인(808), 하면이 상기 챔버 플레인의 상면에 결합되고 측면에 상기 유압유가 공급되는 공급포트(803)가 형성되는 상기 무빙 포스트를 포함한다.

상기 무빙 포스트(807)의 공급포트(803)는 하면까지 수직방향으로 관통된 무빙 포스트 수직홀과 연결되며 상기 챔버 플레인(808)의 축방향으로 관통된 챔버 플레인의 수직홀과 상기 무빙 포스트 수직홀은 동일한 중심축을 갖도록 체결되며, 상기 챔버 플레인 수직홀은 상기 무빙 포스트 수직홀과 동일하거나 작은 직경을 갖는다. 이는 상기 무빙 포스트(807) 수직홀과 상기 챔버 플레인(808) 수직홀의 단면적(직경)이 같다고 가정했을 때 상기 무빙 포스트(807)의 유압유 이동거리보다 길이가 짧은 상기 챔버 플레인(808) 수직홀에서 상기 유압유가 고압으로 압축되고 상기 고압의 유압유가 상기 챔버 플레인과 상기 무빙포스트 간에 수직이격(d)을 생성해 내는데, 만약 상기 챔버 플레인(808) 수직홀의 단면적(직경)이 커지면 상기 유압유의 압축 정도가 줄어서 상기 수직이격(d)을 충분히 생성하지 못할 가능성이 있기 때문이다.

도 8은 상기 하이드로 베어링 유닛(800)의 원리를 나타내는 도면으로, 도 8과 같이 상기 하이드로 베어링은 유압을 사용하여 작은 면적으로도 큰 힘이 발생하는 원리를 이용한 것으로, 도 8에 도시된 바와 같이 상기 챔버 플레인 수직홀 안의 유압이 동심원 방향으로 상기 유압유의 흐름을 발생시켜 수직방향으로 수직이격(d)이 발생하게 되어 XY 평면에서 마찰이 없는 움직임을 구현하는 원리이다.

상기 재킹어댑터(709)는 상기 항공기의 수 재킹어댑터(900)를 수용하기 위한 상부의 수용부(709a)와, 상기 하이드로 베어링 유닛(800)과 결합하기 위한 하단의 플랜지부(709b)를 구비하며, 상기 수용부는 상기 수 재킹어댑터의 접촉부(a)의 반경보다 큰 곡률을 갖는 반구형상의 오목한 접촉부(A)와, 상기 접촉부의 선단과 연결되어 수직되게 형성된 각도 제한부(B)를 포함하며 상기 재킹어댑터의 접촉부와 상기 수 재킹어댑터의 접촉부가 점접촉하고 상기 각도 제한부에 의해 상기 수 재킹어댑터의 틸팅 각도가 제한되며 상기 항공기를 틸팅운동 시키는 것을 특징으로 한다.

항공기의 수 재킹어댑터(900)의 틸팅 운동을 허용하기 위해, 상기 재킹어댑터(709)를 적용하는 대신 도 11의 구면 베어링 유닛(700)을 적용할 수 있다. 상기 하이드로 베어링 유닛(800)의 상단에는 메인 하우징(707) 이 고정되게 설치되고, 상기 메인 하우징의 내부에 상기 구면 베어링(704)이 고정되는 구면 베어링 하우징(703)이 수용된다. 상기 구면 베어링(704)에 의해 상기 수 재킹어댑터(900)의 틸팅 모션이 가능하게 된다. 틸팅각 제한 커버(705)는 상기 메인 하우징(707) 상단에 결합되며 중앙에 관통홀이 형성된다. 연결 포스트(708)은 상기 틸팅각 제한 커버(705)의 관통홀을 통과하여 그 하단이 상기 구면 베어링(704)에 접촉하게 된다. 상기 관통홀의 크기에 따라 틸팅 모션을 조절할 수 있다. 상기 연결 포스트(708) 상부에는 홈(708a)이 형성되며 상기 홈에 상기 항공기의 수 재킹어댑터(900)가 삽입 및 고정된다. 하부커버(706)은 상기 연결 포스트(708)의 하단에 결합하여 상기 구면 베어링(704) 및 구면 베어링 하우징(703)이 분리되지 않도록 한다.
다음은 상기 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 의한 항공기 진동절연시험 방법으로, 실린더 튜브(402)의 하부로 공급되는 공기가 실린더 로드(403)의 축 중공과 측벽 관통홀(411)로 분기되는 분기단계, 상기 실린더 로드의 축 중공으로 유입된 상기 공기가 상기 실린더 로드를 승강시킴으로써 이동 플레이트(203)를 상하 이동시키는 이동 플레이트 승강단계, 상기 측벽 관통홀을 관통한 상기 공기가 에어 부싱(405)의 미세기공을 관통하며 고압으로 압축되는 미세기공 관통단계, 상기 미세기공을 관통한 고압의 압축공기가 상기 실린더 로드와 상기 실린더 튜브 사이로 유입되어 이격을 생성하는 수평이격 생성단계를 포함하며, 상기 이동 플레이트 승강단계에서 상기 실린더 로드는 상기 수평이격에 의해 상기 실린더 튜브와의 마찰 없이 승강하는 것을 특징으로 한다.
상기 분기단계와 동시에 상기 실린더 로드(403)의 축 중공 내에 공기를 충전하는 축 중공 충전단계와 상기 축 중공 충전단계를 완료한 상기 실린더 튜브(402) 내 공기가 상기 실린더 로드의 하면에 밀집되면서 압력이 생성되는 스프링 압력 생성단계가 진행되며 상기 스프링 압력에 의해 상기 이동 플레이트 승강단계에서 발생한 진동이 상기 실린더 튜브에 전달되지 않는다.

다음은 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템을 구성하는 하이드로 베어링 유닛(800)에 의한 항공기 수평시험 방법으로, 공급포트(803)로 유입된 유압유가 무빙 포스트(807)의 수직홀을 관통하는 유압유 이동단계, 상기 무빙 포스트의 수직홀을 관통한 유압유가 챔버 플레인(808)의 수직홀을 관통하면서 고압으로 압축되는 유압유 압축단계, 상기 고압의 유압유가 상기 챔버 플레인의 하면과 베이스(802)의 상면으로 유입되어 이격을 생성하는 수직이격 생성단계를 포함하며, 상기 수직이격에 의해 상기 챔버 플레인이 마찰 없이 상기 베이스의 상면을 수평운동하는 것을 특징으로 한다.

이상에서 설명된 본 발명의 실시 예는 예시적인 것에 불과하며, 본 발명이 속한 기술분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시 예가 가능하다는 점을 잘 알 수 있을 것이다. 그러므로 본 발명은 상기의 상세한 설명에서 언급되는 형태로만 한정되는 것은 아님을 잘 이해할 수 있을 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다. 또한, 본 발명은 첨부된 청구범위에 의해 정의되는 본 발명의 정신과 그 범위 내에 있는 모든 변형물과 균등물 및 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.

100 : 베이스 프레임 300 : 메인 지지대
400 : 에어실린더 유닛 600 : 가이드 포스트
800 : 하이드로 베어링 유닛 900 : 수 재킹어댑터
150 : 캐스터 103 : 모터
105 : 지지 기둥 106 : 체인 장력조절 스프라켓
107 : 스프라켓 201 : 하중 플레이트
203 : 이동 플레이트 402 : 실린더 튜브
403 : 실린더 로드 405 : 에어 부싱
407 : 실린더 로드캡 411 : 측벽 관통홀
412 : 구속턱 413 : 내경구속턱
610 : 상부 스토퍼 630 : 포스트 가이드 부시
703: 구면 베어링 하우징 704 : 구면 베어링
705 : 틸팅각 제한 커버 706 : 하부커버
707 : 메인 하우징 708 : 연결 포스트
708a : 홈 709 : 재킹어댑터 709a : 수용부 709b : 플랜지부
801 : 커버 802 : 베이스
803 : 공급포트 805 : 회수포트
807 : 무빙 포스트 808 : 챔버 플레인
A : 재킹어댑터 접촉부 B : 각도 제한부
a : 수 재킹어댑터 접촉부 d : 수직이격

Claims (9)

1. 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 있어서,
   지지대 역할을 하는 원기둥 형상의 베이스 프레임;
   상기 베이스 프레임에 지지되어 상부 방향으로 돌출되게 설치되는 메인 지지대;
   상기 메인 지지대의 상단에 고정되게 설치되는 하중 플레이트;
   상기 하중 플레이트 상부에 위치하며, 상기 하중 플레이트와 상대 운동을 하여 상하 이동하는 이동 플레이트;
   상기 이동 플레이트의 이동을 가이드 하도록 상기 하중 플레이트로부터 상부방향으로 돌출되어 상기 이동 플레이트를 관통하도록 설치되는 가이드 포스트;
   상기 이동 플레이트의 상면에 고정되게 설치되며 상기 항공기의 재킹 위치에 설치되는 수 재킹어댑터와 결합하여 상기 항공기를 상기 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 안착시키는 재킹어댑터;
   상기 하중 플레이트의 하면에 고정되며 공기를 이용해서 상기 항공기를 수직 운동시키는 에어실린더 유닛; 을 포함하며
   상기 에어실린더 유닛은
   상부가 상기 하중 플레이트의 하면에 고정된 원기둥 형상의 실린더 튜브;
   상기 실린더 튜브의 하부로 공급되는 공기에 의해 상기 실린더 튜브의 내부에서 상하 이동하는 실린더 로드;
   상기 실린더 로드의 구속턱과 실린더 로드캡에 의해 고정되는 미세다공 소재의 에어 부싱; 을 포함하며
   상기 실린더 튜브의 하부로 공급된 공기가 상기 에어 부싱의 미세다공을 관통하면서 생성된 압력에 의해 상기 실린더 튜브와 상기 실린더 로드 사이에 이격이 생성되어 상기 실린더 로드가 마찰 없이 상하 이동하는 것을 특징으로 하며,
   상기 실린더 로드의 하부의 측벽에 반경방향으로 관통된 측벽 관통홀을 포함하며
   상기 측벽 관통홀은 상기 실린더 로드의 중심축을 기준으로 등각 이격되게 위치하며 상기 이동 플레이트의 상면과 상기 재킹어댑터 사이에 설치되어 상기 항공기를 수평운동 시키는 하이드로 베어링 유닛을 더 포함하며,
   상기 하이드로 베어링 유닛은
   상기 이동 플레이트의 상면에 접촉되게 설치되며, 측면에 유압유가 빠져나가는 회수포트가 형성되는 베이스;
   상기 베이스를 덮도록 결합하며 중앙에 수직방향의 중앙 관통홀이 형성되는 커버;
   상기 베이스와 상기 커버 사이에 위치하며 무빙 포스트를 통해 공급된 상기 유압유의 유압을 상기 베이스의 상면으로 전달시키는 챔버 플레인;
   하면이 상기 챔버 플레인의 상면에 결합되고 측면에 상기 유압유가 공급되는 공급포트가 형성되는 상기 무빙 포스트; 를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템.
2. 삭제
3. 삭제
4. 삭제
5. 제1항에 있어서,
   상기 무빙 포스트의 공급포트는 하면까지 수직방향으로 관통된 상기 무빙 포스트의 수직홀과 연결되며
   상기 챔버 플레인의 축방향으로 관통된 상기 챔버 플레인의 수직홀과 상기 무빙 포스트의 수직홀은 동일한 중심축을 갖도록 체결되는 것을 특징으로 하는 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템.
6. 제5항에 있어서,
   상기 재킹어댑터는
   상기 항공기의 수 재킹어댑터를 수용하기 위한 상부의 수용부와, 상기 하이드로 베어링 유닛과 결합하기 위한 하단의 플랜지부를 구비하며,
   상기 수용부는 상기 수 재킹어댑터의 접촉부의 반경보다 큰 곡률을 갖는 반구형상의 오목한 접촉부와, 상기 접촉부의 선단과 연결되어 수직되게 형성된 각도 제한부를 포함하며
   상기 재킹어댑터의 접촉부와 상기 수 재킹어댑터의 접촉부가 점접촉하고 상기 각도 제한부에 의해 상기 수 재킹어댑터의 틸팅 각도가 제한되며 상기 항공기를 틸팅운동 시키는 것을 특징으로 하는 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템.
7. 제1항, 제5항, 제6항 중 어느 한 항의 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템에 의한 항공기 진동절연시험 방법에 있어서,
   실린더 튜브의 하부로 공급되는 공기가 실린더 로드의 축 중공과 측벽 관통홀로 분기되는 분기단계;
   상기 실린더 로드의 축 중공으로 유입된 상기 공기가 상기 실린더 로드를 승강시킴으로써 이동 플레이트를 상하 이동시키는 이동 플레이트 승강단계;
   상기 측벽 관통홀을 관통한 상기 공기가 에어 부싱의 미세기공을 관통하며 고압으로 압축되는 미세기공 관통단계;
   상기 미세기공을 관통한 고압의 압축공기가 상기 실린더 로드와 상기 실린더 튜브 사이로 유입되어 이격을 생성하는 수평이격 생성단계; 를 포함하며
   상기 이동 플레이트 승강단계에서 상기 실린더 로드는 상기 수평이격에 의해 상기 실린더 튜브와의 마찰 없이 승강하는 것을 특징으로 하는 항공기 진동절연시험 방법.
8. 제7항에 있어서,
   상기 분기단계와 동시에 상기 실린더 로드의 축 중공 내에 공기를 충전하는 축 중공 충전단계와
   상기 축 중공 충전단계를 완료한 상기 실린더 튜브 내 공기가 상기 실린더 로드의 하면에 밀집되면서 압력이 생성되는 스프링 압력 생성단계가 진행되며
   상기 스프링 압력에 의해 상기 이동 플레이트 승강단계에서 발생한 진동이 상기 실린더 튜브에 전달되지 않는 것을 특징으로 하는 항공기 진동절연시험 방법.
9. 제1항, 제5항, 제6항 중 어느 한 항의 항공기 지상진동시험용 서스펜션 시스템을 구성하는 하이드로 베어링 유닛에 의한 항공기 수평시험 방법에 있어서,
   공급포트로 유입된 유압유가 무빙 포스트의 수직홀을 관통하는 유압유 이동단계;
   상기 무빙 포스트의 수직홀을 관통한 유압유가 챔버 플레인의 수직홀을 관통하면서 고압으로 압축되는 유압유 압축단계;
   상기 고압의 유압유가 상기 챔버 플레인의 하면과 베이스의 상면으로 유입되어 이격을 생성하는 수직이격 생성단계; 를 포함하며
   상기 수직이격에 의해 상기 챔버 플레인이 마찰 없이 상기 베이스의 상면을 수평운동하는 것을 특징으로 하는 항공기 수평시험 방법.
   

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