KR101995516B1

KR101995516B1 - 항공기 외부장착물 진동시험 시스템 및 방법

Info

Publication number: KR101995516B1
Application number: KR1020170134175A
Authority: KR
Inventors: 강전필; 김준엽
Original assignee: 국방과학연구소
Priority date: 2017-10-16
Filing date: 2017-10-16
Publication date: 2019-07-02
Also published as: KR20190042358A

Abstract

본 발명은 항공기 외부에 장착되는 장착물의 진동시험 시스템에 있어서, 항공기 외부장착물에 중력방향으로 진동을 인가하는 진동시험기를 포함하며 상기 항공기 외부장착물은 상기 진동시험기에 직접 고정되는 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물 진동시험 시스템과, 상기 항공기 외부장착물의 진동시험 방법에 있어서, 상기 진동시험기에 의해 항공기 외부장착물에 진동이 인가되는 진동단계를 포함하며 상기 진동단계에서 상기 진동시험기는 상기 항공기 외부장착물에 중력방향으로 진동을 인가하는 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물의 진동시험 방법에 관한 것이다.

Description

항공기 외부장착물 진동시험 시스템 및 방법{REVERSELY SHAKING TEST SYSTEM AND THE METHOD FOR AIRCRAFT EXTERNAL STORES VIBRATION}

본 발명은 항공기 외부장착물(Aircraft External Stores)에 대한 탑재비행(Captive Flight) 진동시험 수행 시, 지그공진(Fixture Resonance)으로 인한 과대시험(Over test)과 진동시험기(Shaker) 제어불능으로 인한 시험수행불가 문제점을 해결하여 실제 비행환경과 동일한 설치 환경으로 진동시험을 수행하기 위해 고안한 시험 기법과 장치에 관한 발명이다.

항공기 외부장착물(이하 '장착물')이라는 것은 항공기에 고정되어 있는 연료탱크, 목적에 맞게 항공기로부터 분리되는 폭탄과 같이 항공기에 부착되어 있거나 분리되는 모든 대상체를 의미하는 것으로 이들 장착물이 비행 중 겪게 되는 진동환경에서 견딜 수 있도록 제작되었는지, 그리고 진동환경에서 성능 저하가 일어나지 않는지를 확인하기 위해 비행 중 받게 되는 진동환경을 지상에서 진동시험기를 이용하여 진동시험을 수행한다.

진동시험은 진동시험기, 전력증폭기 및 제어기로 구성되는 진동시험 시스템을 이용하여 주어진 진동 주파수에 대한 진동 스펙트럼을 장착물에 인가하여 내구성과 성능을 확인하게 된다.

도 2는 종래의 진동시험 시스템 구성도이다. 진동시험 시스템은 진동 기준치(이하 ‘기준 스펙트럼')를 입력하고, 진동 구동신호를 내보내는 제어기, 제어기로부터 발생된 작은 크기의 전기적 신호를 증폭시키기 위한 전력증폭기, 전기적 구동신호를 기계적 운동으로 변환시키는 진동시험기, 변환된 기계적 운동을 장착물로 전달하기 위한 진동테이블로 구성된다. 또한, 진동테이블에 장착물을 고정하기 위해서는 고정지그라는 기계적 장치가 필요하며, 고정지그 설계 시에는 반드시 장착물이 항공기에 설치된 환경과 동일한 경계조건과 설치 조건을 갖도록 해야 한다.

상기 도 2를 바탕으로 종래 장착물의 진동시험 방법을 설명하면, 진동시험기가 수직으로 세워진 상태에서 설계/제작된 고정지그를 진동테이블에 볼트로 체결하고, 항공기에서 장착물을 고정시키는 밤랙을 고정지그에 볼트로 고정시킨 다음 장착물을 밤랙의 체결구에 끼워 고정시킨다. 다음에 밤랙을 통해 장착물에 전달되는 기준 스펙트럼이 왜곡되지 않고 전달되는지 확인하기 위해 제어용 가속도계를 장착물이 설치된 고정지그 위에 부착하여 여기에서 측정된 진동 응답 스펙트럼과 기준 스펙트럼을 비교하여 차이만큼 제어기에서 보상하여 보상 스펙트럼에 해당하는 구동신호를 다시 진동시험기로 입력시켜 기준 스펙트럼과의 차이를 최소화하는 피드백 제어를 수행한다.

그러나 종래의 경우, 응답 스펙트럼처럼 진동을 전달하기 위한 장치인 고정지그의 공진(Resonance)으로 인해 진동시험기 제어에 필요한 에너지가 진동시험기 용량을 초과하게 되어 제어가 불가능하게 되어 시험이 수행되지 못하거나, 시험 규격에 주어진 기준 스펙트럼보다 증폭된 과대진동(over test)이 장착물에 인가되어 장착물의 성능을 정확하게 평가하지 못하게 되는 문제가 있다.

그동안 이러한 고정지그의 공진으로 인해 발생되는 문제점을 최소화하기 위해 진동 모드해석(vibration mode analysis) 기법(도 3 참조)을 이용하여 여러 차례 고정지그의 설계변경을 수행하여 최적의 상태로 고정지그를 제작하여 사용하지만, 시험 주파수 범위가 낮은(500Hz 이하) 경우에는 설계변경을 통해 목적하는 고정지그의 설계가 가능하나, 탑재비행시험과 같이 높은 주파수 범위(15~2000Hz)에서는 고정지그가 갖는 물리적 특성으로 인해 설계변경에 한계가 있어 공진으로 인한 제어불능 문제와 과대시험 문제점을 근본적으로 해결할 수 없었다.

도 3은 고정지그의 진동 모드해석을 통해 얻은 진동 모드형상(mode shape)의 일례로 시험 주파수범위(15~2,000Hz) 이내에 여러 주파수에서 공진이 발생되며, 장착물을 체결하는 상판의 굽힘 진동과 이를 지지하는 수직 보강판의 굽힘 진동이 주된 진동 증폭 요인임을 확인할 수 있다.

상기 종래기술의 문제점을 해결하고자 본 발명은 항공기 외부장착물(aircraft external stores)에 대한 탑재비행 진동시험 시, 고정지그의 공진(fixture resonance)으로 인한 과대시험(over test)과 진동시험기(Shaker) 제어불능으로 인한 시험수행불가 문제점을 해결하여 실제 비행환경과 유사하게 진동시험을 수행할 수 있는 항공기 외부장착물 진동시험 시스템 및 그 방법을 제공하고자 한다.

또한, 본 발명은 항공기 외부장착물을 진동테이블에 고정하기 위한 고정지그의 공진특성으로 인한 문제점을 해결하고, 고정지그의 설계변경 및 제작에 소요되는 시간과 비용을 없앨 수 있는 시험방법과 장치를 제공하는데 그 목적이 있다.

본 발명은 항공기 외부에 장착되는 장착물의 진동시험 시스템에 있어서, 항공기 외부장착물에 중력방향으로 진동을 인가하는 진동시험기를 포함하며 항공기 외부장착물은 진동시험기에 직접 고정되는 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물 진동시험 시스템이다.

본 발명에 따르면, 항공기 외부장착물에 대한 수직방향 진동시험 시 진동시험기를 역방향으로 배치하여 별도의 고정장치(지그)없이 항공기 외부장착물에 직접 진동을 인가함으로써 고정장치의 공진으로 인해 야기되는 진동시험기의 제어불능 또는 과대시험 문제점이 발생되지 않아 기준 스펙트럼대로 진동시험 제어가 가능하며, 외부장착물의 성능을 정확하게 평가할 수 있다.

도 1은 본 발명에 따른 항공기 외부장착물의 진동시험 시스템 구성도이다.
도 2는 종래의 항공기 외부장착물의 진동시험 시스템 구성도이다.
도 3은 종래의 항공기 외부장착물의 진동시험 시스템의 진동 모드해석을 통해 얻은 고정지그의 진동 모드형상(mode shape)이다.
도 4는 본 발명에 따른 항공기 외부장착물의 진동시험 시스템의 시험방법 순서도이다.

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.

본 발명은 항공기 외부에 장착되는 장착물의 진동시험 시스템에 있어서, 항공기 외부장착물(20)에 중력방향으로 진동을 인가하는 진동시험기(10)를 포함하며 상기 항공기 외부장착물은 상기 진동시험기에 직접 고정되는 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물 진동시험 시스템에 관한 것이다. 도 1은 본 발명에 따른 항공기 외부장착물의 진동시험 시스템 구성도로 이를 참고하면 본 발명의 구성, 형상, 체결상태 등을 이해하는데 도움이 된다.

상기 항공기 외부장착물의 밤랙(21)을 상기 진동시험기의 진동테이블(11)에 삽입 고정함으로써 상기 항공기 외부장착물(20)은 상기 진동시험기(10)에 상측 고정되는 것을 특징으로 한다. 상기 밤랙(21)은 상기 항공기 외부장착물(20)을 항공기에 장착하기 위해 항공기 외부장착물의 상측에 설치되는 것으로, 본 발명에 따르면 상기 항공기 외부장착물의 장착상태는 실제 항공기에 장착되는 상태와 동일한 상측 고정상태이다.

상기 항공기 외부장착물 진동시험 시스템은 진동인가 전후의 상기 항공기 외부장착물의 진동 스펙트럼을 측정하는 가속도계(12)를 포함하고 상기 가속도계는 상기 진동테이블(11)에 장착된다.

또한, 상기 항공기 외부장착물 진동시험 시스템은 상기 진동시험기를 지면으로부터 일정높이만큼 띄워 고정시키는 지지대(30)를 포함한다.

도 2는 종래의 항공기 외부장착물의 진동시험 시스템 구성도이다. 도 1 및 도 2를 참고하면 알 수 있듯이, 본 발명의 큰 특징은 상기 항공기 외부장착물(20)이 상기 진동시험기(10)에 상측 고정된 상태 즉, 실제 항공상태와 동일한 상태에서 성능평가가 진행된다는 것이다. 또한, 상기 밤랙(21)을 직접 상기 진동테이블(11)에 고정시킴으로써 별도의 고정지그(43)가 필요하지 않은 구조로, 진동의 전달방향(중력방향)과 변경과 고정지그를 사용하지 않음으로써 종래의 과대진동 전달에 인한 과대시험의 문제점을 해결할 수 있다.

또한, 본 발명에 따르면 상기 항공기 외부장착물(20)이 상기 진동시험기(10)의 하측에 위치함으로써 자체 하중에 의해 상기 진동시험기에 중력방향으로 당기 힘을 발생시킨다. 반면 종래의 경우, 상기 항공기 외부장착물(50)이 상기 진동시험기(40)의 상측에 위치하기 때문에 자체 하중과 상기 고정지그(43)의 하중의 합만큼 상기 진동시험기에 누르는 힘을 발생시킨다.

도 3은 종래의 항공기 외부장착물의 진동시험 시스템을 적용한 경우의 진동 모드해석을 통해 얻은 고정지그의 진동 모드형상(mode shape)이다. 도 3과 같이, 상기 고정지그(43)는 진동수의 변화에 따라 다양한 부분에 스트레스가 발생하며, 이로 인해 항공기 외부장착물(50)에 과대진동이 전달됨을 확인할 수 있다.

다음은, 상기 항공기 외부장착물 진동시스템을 이용한 항공기 외부장착물의 진동시험 방법으로, 상기 진동시험기에 의해 상기 항공기 외부장착물에 진동이 인가되는 진동단계(S30)를 포함하며, 상기 진동단계에서 상기 진동시험기(10)는 상기 항공기 외부장착물(20)에 중력방향으로 진동을 인가하는 것을 특징으로 한다. 도 4는 본 발명에 따른 항공기 외부장착물의 진동시험 시스템의 시험방법 순서도로 이를 참고하면 진동시험의 단계 및 순서를 이해하는데 도움이 된다.

상기 진동단계 이전에는 상기 항공기 외부장착물을 상기 진동시험기에 장착하는 장착단계(S10)를 진행하며, 상기 장착단계는 상기 항공기 외부장착물의 밤랙(21)을 상기 진동시험기의 진동테이블(11)에 직접 고정하는 단계이며, 상기 장착단계 이후에는 상기 항공기 외부장착물의 기준 성능 파라미터를 측정하는 제1측정단계(S20)를 진행한다.

상기 진동단계는 진동신호 제어단계(S30), 진동상태에서 상기 항공기 외부장착물의 성능 파라미터를 측정하는 제2측정단계(S34'), 상기 제1측정단계와 상기 제2측정단계의 결과값을 비교하는 성능 비교단계(S40)를 포함하며, 상기 진동신호 제어단계는 제어기(C)에 의해 기준 스펙트럼을 인가받는 기준 스펙트럼 인가단계(S31), 전력증폭기(A)에 의해 상기 기준 스펙트럼이 증폭되는 스펙트럼 증폭단계(S32), 상기 증폭된 스펙트럼에 의해 진동이 발생하는 진동 발생단계(S33), 상기 가속도계(12)에 의해 진동상태에서 응답 스펙트럼을 측정하는 응답 스펙트럼 측정단계(S34), 상기 제어기에 의해 보상 스펙트럼을 인가받는 보상 스펙트럼 인가단계(S35)를 포함하며 상기 보상 스펙트럼은 상기 기준 스펙트럼과 상기 응답 스펙트럼의 차이이다. 상기 진동단계를 완료하면 상기 비교단계(S40)의 결과로 성능을 판단(S50)하고 본 시험을 완료한다.

이상에서 설명된 본 발명의 실시 예는 예시적인 것에 불과하며, 본 발명이 속한 기술분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 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.

10 : 진동시험기
20 : 항공기 외부장착물
30 : 지지대
40 : 진동시험기(종래)
50 : 항공기 외부장착물(종래)
11 : 진동테이블
12 : 가속도계
21 : 밤랙
41 : 진동테이블(종래)
42 : 가속도계(종래)
43 : 고정지그(종래)
51 : 밤랙
A : 전력 증폭기
C : 제어기

Claims

항공기 외부의 하측에 위치되어 중력방향으로 진동을 받는 장착물의 진동시험 시스템에 있어서,
항공기 외부장착물에 중력방향으로 미리 설정되는 시험 주파수범위(20~2,000Hz) 이내에 진동을 인가하는 진동시험기; 를 포함하며,
상기 항공기 외부장착물은 상기 진동시험기에 직접 고정되며,
상기 항공기 외부장착물의 밤랙을 상기 진동시험기의 진동테이블에 직접 고정함으로써 상기 항공기 외부장착물은 별도의 고정장치 없이 역방향으로 상기 진동시험기에 하측 고정되며,
상기 진동시험기를 지면으로부터 일정높이만큼 띄워 고정시키는 지지대; 를 포함하며,
상기 밤랙은 상기 항공기 외부장착물을 실제 항공기에 장착하기 위해 항공기 외부장착물의 상측에 설치되는 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물 진동시험 시스템.
삭제
제1항에 있어서,
상기 항공기 외부장착물 진동시험 시스템은
진동 인가 전후의 상기 항공기 외부장착물의 진동 스펙트럼을 측정하는 가속도계; 를 포함하고
상기 가속도계는 상기 진동테이블에 장착되는 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물 진동시험 시스템.
삭제
제1항, 및 제3항 중 어느 한 항의 항공기 외부장착물 진동시험 시스템을 이용한 항공기 외부장착물의 진동시험 방법에 있어서,
진동시험기에 의해 항공기 외부장착물에 진동이 인가되는 진동단계; 를 포함하며
상기 항공기 외부장착물은 상기 진동시험기의 하측에 위치하는 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물의 진동시험 방법.
제5항에 있어서,
상기 진동단계 이전에 상기 항공기 외부장착물을 상기 진동시험기에 장착하는 장착단계; 를 진행하며
상기 장착단계는
상기 항공기 외부장착물의 밤랙을 상기 진동시험기의 진동테이블에 직접 고정하는 단계인 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물의 진동시험 방법.
제6항에 있어서,
상기 장착단계 이후에
상기 항공기 외부장착물의 기준 성능 파라미터를 측정하는 제1측정단계; 를 진행하는 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물의 진동시험 방법.
제7항에 있어서,
상기 진동단계는
진동신호 제어단계;
진동상태에서 상기 항공기 외부장착물의 성능 파라미터를 측정하는 제2측정단계;
상기 제1측정단계와 상기 제2측정단계의 결과값을 비교하는 성능 비교단계; 를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물 진동시험 방법.
제8항에 있어서,
상기 진동신호 제어단계는
제어기에 의해 기준 스펙트럼을 인가받는 기준 스펙트럼 인가단계;
전력증폭기에 의해 상기 기준 스펙트럼이 증폭되는 스펙트럼 증폭단계;
상기 증폭된 스펙트럼에 의해 진동이 발생하는 진동 발생단계;
가속도계에 의해 진동상태에서 응답 스펙트럼을 측정하는 응답 스펙트럼 측정단계;
상기 제어기에 의해 보상 스펙트럼을 인가받는 보상 스펙트럼 인가단계; 를 포함하며
상기 보상 스펙트럼은 상기 기준 스펙트럼과 상기 응답 스펙트럼의 차이인 것을 특징으로 하는 항공기 외부장착물 진동시험 방법.