KR102156339B1 - 항공기의 통합 대기 자료 시스템 - Google Patents

항공기의 통합 대기 자료 시스템 Download PDF

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Abstract

본 발명의 실시예는 항공기의 통합 대기 자료 시스템에 관한 것으로, 해결하고자 하는 기술적 과제는 전압 포트(Pitot Port), 정압 포트(Static Port) 및 경사압 포트(Angle of Attack Port)가 통합되어 형성되고, 전압 포트, 정압 포트, 경사압 포트로 각각 인가되는 압력이 다른 포트에 영향을 미치지 않도록 하여, 항공기의 전압, 정압 및 경사압의 정확한 측정이 가능한 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 제공하는데 있다.
이를 위해 본 발명은 공기압이 유입되는 프로브 조립체; 프로브 조립체에 연결되어 공기압을 측정하는 압력 센서 유닛; 압력 센서 유닛으로부터 공기압 신호를 입력받고 처리하여 전기적 신호로 변환하여 비행 제어 컴퓨터에 출력하는 메인 프로세싱 유닛; 및 압력 센서 유닛 및 메인 프로세싱 유닛을 수용하며 프로브 조립체 및 항공기에 결합된 하우징을 포함하고, 프로브 조립체는 전방에 전압 포트가 형성되고, 측면에 정압 포트가 형성되며, 전방과 측면 사이의 경사면에 경사압 포트가 형성된 프로브 커버와, 전압 포트로부터 압력 센서 유닛의 전압 센서까지 연결하는 전압 연결관과, 정압 포트로부터 압력 센서 유닛의 정압 센서까지 연결하는 정압 연결관과, 경사압 포트로부터 압력 센서 유닛의 경사압 센서까지 연결하는 경사압 연결관을 포함하는, 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 개시한다.

Description

항공기의 통합 대기 자료 시스템{Integrated Airborne Data System for Aircraft}
본 발명의 실시예는 항공기의 통합 대기 자료 시스템에 관한 것이다.
항공기의 비행시 조종사는 전면에 디스플레이되는 속도계 또는 고도계에 의해 항공기의 현재 속도 또는 고도를 인지한다. 이러한 항공기의 속도 및 고도는 일반적으로 항공기가 비행시 받는 충격압을 측정하여 계산한다. 이때, 조종사에게 항공기의 중요한 정보인 속도 및 고도 정보를 알려주는 센서 중의 하나가 전압 포트( Pitot Port), 정압 포트(Static Port) 및 경사압 포트(Angle of Attack Port)이다. 전압 포트는 항공기가 받는 전압을 측정하고, 정압 포트는 현재 항공기의 고도에서의 대기압(정압)을 측정하며, 경사압 포트는 항공기가 받는 경사압을 측정한다.
측정된 전압, 대기압 및 경사압은 비행 제어 컴퓨터로 입력되며 비행 제어 컴퓨터는 입력된 전압, 대기압 및 경사압의 데이터를 이용하여 항공기의 속도 및 고도 정보를 계산한다. 계산된 속도 및 고도 정보는 항공기의 자동비행 조종을 위한 기준 정보로 사용되기 때문에 항공기의 안전성에 직접 영향을 미친다.
이러한 발명의 배경이 되는 기술에 개시된 상술한 정보는 본 발명의 배경에 대한 이해도를 향상시키기 위한 것뿐이며, 따라서 종래 기술을 구성하지 않는 정보를 포함할 수도 있다.
본 발명의 실시예에 따른 해결하고자 하는 과제는 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 제공하는데 있다. 즉, 본 발명의 실시예에 따른 해결하고자하는 과제는 전압 포트(Pitot Port), 정압 포트(Static Port) 및 경사압 포트(Angle of Attack Port)가 통합되어 형성되고, 전압 포트, 정압 포트, 경사압 포트로 각각 인가되는 압력이 다른 포트에 영향을 미치지 않도록 하여,항공기의 전압, 정압 및 경사압의 정확한 측정이 가능한 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 제공하는데 있다.
본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템은 공기압이 유입되는 프로브 조립체; 상기 프로브 조립체에 연결되어 상기 공기압을 측정하는 압력 센서 유닛; 상기 압력 센서 유닛으로부터 공기압 신호를 입력받고 처리하여 전기적 신호로 변환하여 비행 제어 컴퓨터에 출력하는 메인 프로세싱 유닛; 및 상기 압력 센서 유닛 및 상기 메인 프로세싱 유닛을 수용하며 상기 프로브 조립체 및 항공기에 결합된 하우징을 포함하고, 상기 프로브 조립체는 전방에 전압 포트(Pitot Port)가 형성되고, 측면에 정압 포트(Static Port)가 형성되며, 상기 전방과 상기 측면 사이의 경사면에 경사압 포트(Angle of Attack Port)가 형성된 프로브 커버와, 상기 전압 포트로부터 상기 압력 센서 유닛의 전압 센서까지 연결하는 전압 연결관과, 상기 정압 포트로부터 상기 압력 센서 유닛의 정압 센서까지 연결하는 정압 연결관과, 상기 경사압 포트로부터 상기 압력 센서 유닛의 경사압 센서까지 연결하는 경사압 연결관을 포함한다.
상기 프로브 조립체는 "L" 형태로 절곡될 수 있다.
상기 프로브 커버는 상기 전압 포트, 상기 정압 포트 및 상기 경사압 포트가 형성되고 상기 전압 연결관, 상기 정압 연결관 및 상기 경사압 연결관의 전방 영역을 수용하는 제1프로브 커버; 및 상기 제1프로브 커버와 상기 하우징 사이에 결합되고 절곡된 상기 전압 연결과, 상기 정압 연결관 및 상기 경사압 연결관의 중간 및 후방 영역을 수용하는 제2프로브 커버를 포함할 수 있으며, 상기 제1프로브 커버는 상기 경사면이 상기 전방으로부터 상기 측면까지 내경이 점차 확장되는 속이 빈 원뿔 형태일 수 있고, 상기 측면은 내경이 일정한 속이 빈 원통 형태일 수 있다.
상기 제1프로브 커버의 상기 경사면 내측에 제1격벽이 결합되고, 상기 전압 연결관이 상기 제1격벽의 전체를 관통하여 상기 전방의 상기 전압 포트에 연결되며, 상기 경사압 연결관이 상기 제1격벽의 일부를 관통하여 상기 경사면의 상기 경사압 포트에 연결될 수 있다.
상기 제1격벽은 상기 제1프로브 커버에 형성된 상기 전압 포트와 상기 경사압 포트를 격리하는 제1수직 격벽; 상기 제1수직 격벽으로부터 후방으로 연장된 수평 격벽; 및 상기 수평 격벽의 후단에 형성되어 상기 제1프로브 커버에 형성된 상기 경사압 포트와 상기 정압 포트를 격리하는 제2수직 포트를 포함할 수 있다.
상기 제1수직 격벽은 원반 형태로 형성되어 상기 제1프로브 커버의 상기 전압 포트와 상기 경사압 포트 사이인 상기 경사면의 영역에 밀착되고, 상기 수평 격벽은 납작한 플레이트 형태로 형성되어 제1프로브 커버의 상기 경사면 및 상기 경사압 포트로부터 이격되며, 상기 제2수직 격벽은 원반 형태로 형성되어 상기 제1프로브 커버의 상기 경사면과 상기 측면의 경계 영역에 밀착될 수 있다.
상기 제1프로브 커버의 상기 측면의 내측에 상기 제1격벽으로부터 이격되어 제2격벽이 형성되고, 상기 전압 연결관, 상기 정압 연결관 및 상기 경사압 연결관이 상기 제2격벽을 관통하여 지나가되, 상기 정압 연결관은 상기 제1격벽과 상기 제2격벽의 사이인 상기 제1프로브 커버의 상기 측면에 형성된 상기 정압 포트와 연결될 수 있다.
상기 제2격벽은 원반 형태로 형성되어 상기 제1프로브 커버의 상기 측면에 밀착될 수 있다.
본 발명의 실시예는 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 제공한다. 즉, 본 발명의 실시예는 전압 포트, 정압 포트 및 경사압 포트가 통합되어 형성되고, 전압 포트, 정압 포트, 경사압 포트로 각각 인가되는 압력이 다른 포트에 영향을 미치지 않도록 하여,항공기의 전압, 정압 및 경사압의 정확한 측정이 가능한 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 제공한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템의 장착 예를 도시한 도면이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템의 전기적 구성을 도시한 블럭도이다.
도 3a 및 도 3b는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템의 기구적 구성을 도시한 사시도 및 개략 단면도이다.
도 4a, 도 4b 및 도 4c는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템의 구성을 도시한 사시도, 단면도 및 분해도이다.
도 5a 및 도 5b는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템에서 프로브 커버의 분리전 및 분리후 상태를 도시한 평면도이다.
도 6은 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템 중 압력 센서의 일례를 도시한 단면도이다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다.
본 발명의 실시예들은 당해 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 본 발명을 더욱 완전하게 설명하기 위하여 제공되는 것이며, 하기 실시예는 여러 가지 다른 형태로 변형될 수 있으며, 본 발명의 범위가 하기 실시예에 한정되는 것은 아니다. 오히려, 이들 실시예는 본 개시를 더욱 충실하고 완전하게 하고, 당업자에게 본 발명의 사상을 완전하게 전달하기 위하여 제공되는 것이다.
또한, 이하의 도면에서 각 층의 두께나 크기는 설명의 편의 및 명확성을 위하여 과장된 것이며, 도면상에서 동일 부호는 동일한 요소를 지칭한다. 본 명세서에서 사용된 바와 같이, 용어 "및/또는"은 해당 열거된 항목 중 어느 하나 및 하나 이상의 모든 조합을 포함한다. 또한, 본 명세서에서 "연결된다"라는 의미는 A 부재와 B 부재가 직접 연결되는 경우뿐만 아니라, A 부재와 B 부재의 사이에 C 부재가 개재되어 A 부재와 B 부재가 간접 연결되는 경우도 의미한다.
본 명세서에서 사용된 용어는 특정 실시예를 설명하기 위하여 사용되며, 본 발명을 제한하기 위한 것이 아니다. 본 명세서에서 사용된 바와 같이, 단수 형태는 문맥상 다른 경우를 분명히 지적하는 것이 아니라면, 복수의 형태를 포함할 수 있다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 경우 "포함한다(comprise, include)" 및/또는 "포함하는(comprising, including)"은 언급한 형상들, 숫자, 단계, 동작, 부재, 요소 및/또는 이들 그룹의 존재를 특정하는 것이며, 하나 이상의 다른 형상, 숫자, 동작, 부재, 요소 및 /또는 그룹들의 존재 또는 부가를 배제하는 것이 아니다.
본 명세서에서 제1, 제2 등의 용어가 다양한 부재, 부품, 영역, 층들 및/또는 부분들을 설명하기 위하여 사용되지만, 이들 부재, 부품, 영역, 층들 및/또는 부분들은 이들 용어에 의해 한정되어서는 안 됨은 자명하다. 이들 용어는 하나의 부재, 부품, 영역, 층 또는 부분을 다른 영역, 층 또는 부분과 구별하기 위하여만 사용된다. 따라서, 이하 상술할 제1부재, 부품, 영역, 층 또는 부분은 본 발명의 가르침으로부터 벗어나지 않고서도 제2부재, 부품, 영역, 층 또는 부분을 지칭할 수 있다.
"하부(beneath)", "아래(below)", "낮은(lower)", "상부(above)", "위(upper)"와 같은 공간에 관련된 용어가 도면에 도시된 한 요소 또는 특징과 다른 요소 또는 특징의 용이한 이해를 위해 이용될 수 있다. 이러한 공간에 관련된 용어는 본 발명의 다양한 공정 상태 또는 사용 상태에 따라 본 발명의 용이한 이해를 위한 것이며, 본 발명을 한정하기 위한 것은 아니다. 예를 들어, 도면의 요소 또는 특징이 뒤집어지면, "하부" 또는 "아래"로 설명된 요소 또는 특징은 "상부" 또는 "위에"로 된다. 따라서, "아래"는 "상부" 또는 "아래"를 포괄하는 개념이다.
또한, 본 발명에 따른 제어부(컨트롤러) 및/또는 다른 관련 기기 또는 부품은 임의의 적절한 하드웨어, 펌웨어(예를 들어, 주문형 반도체), 소프트웨어, 또는 소프트웨어, 펌웨어 및 하드웨어의 적절한 조합을 이용하여 구현될 수 있다. 예를 들어, 본 발명에 따른 제어부(컨트롤러) 및/또는 다른 관련 기기 또는 부품의 다양한 구성 요소들은 하나의 집적회로 칩 상에, 또는 별개의 집적회로 칩 상에 형성될 수 있다. 또한, 제어부(컨트롤러)의 다양한 구성 요소는 가요성 인쇄 회로 필름 상에 구현될 수 있고, 테이프 캐리어 패키지, 인쇄 회로 기판, 또는 제어부(컨트롤러)와 동일한 서브스트레이트 상에 형성될 수 있다. 또한, 제어부(컨트롤러)의 다양한 구성 요소는, 하나 이상의 컴퓨팅 장치에서, 하나 이상의 프로세서에서 실행되는 프로세스 또는 쓰레드(thread)일 수 있고, 이는 이하에서 언급되는 다양한 기능들을 수행하기 위해 컴퓨터 프로그램 명령들을 실행하고 다른 구성 요소들과 상호 작용할 수 있다. 컴퓨터 프로그램 명령은, 예를 들어, 랜덤 액세스 메모리와 같은 표준 메모리 디바이스를 이용한 컴퓨팅 장치에서 실행될 수 있는 메모리에 저장된다. 컴퓨터 프로그램 명령은 또한 예를 들어, CD-ROM, 플래시 드라이브 등과 같은 다른 비-일시적 컴퓨터 판독 가능 매체(non-transitory computer readable media)에 저장될 수 있다. 또한, 본 발명에 관련된 당업자는 다양한 컴퓨팅 장치의 기능이 상호간 결합되거나, 하나의 컴퓨팅 장치로 통합되거나, 또는 특정 컴퓨팅 장치의 기능이, 본 발명의 예시적인 실시예를 벗어나지 않고, 하나 이상의 다른 컴퓨팅 장치들에 분산될 수 될 수 있다는 것을 인식해야 한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)의 장착 예를 도시한 도면이다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 항공기(101)의 외부에 돌출되도록 장착될 수 있다. 즉, 통합 대기 자료 시스템(100)의 공기 유입부(포트)가 항공기(101)의 대략 전방에 돌출되어 설치될 수 있다.
이에 따라 통합 대기 자료 시스템(100)은 유입부로부터 유입되는 공기의 압력을 센서 유닛을 이용하여 측정하고, 이를 비행 제어 컴퓨터에 전송함으로써, 결국 비행 제어 컴퓨터가 디스플레이를 통하여 다양한 공기압 및 이를 이용하여 도출한 속도 및 고도 등을 표시하도록 한다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)의 전기적 구성을 도시한 블럭도이다.
도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 압력 센서 유닛(110), 메인 프로세싱 유닛(120) 및 프로브 조립체(140)를 포함할 수 있다. 물론, 메인 프로세싱 유닛(120)에는 비행 제어 컴퓨터(130)가 연결될 수 있다. 또한, 본 발명의 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 파워 서플라이 유닛(150)을 더 포함할 수 있다.
압력 센서 유닛(110)은 항공기(101)의 전방에 설치되어 공기압을 측정할 수 있다. 이를 위해, 압력 센서 유닛(110)은 압력 센서(111) 및 아날로그 디지털 컨버터(112)를 포함할 수 있다.
메인 프로세싱 유닛(120)은 압력 센서 유닛(110)으로부터 디지털 신호로 변환된 제1공기압 신호를 입력받고 이를 처리하여 1553B 통신 프로토콜 신호로 변환하여 출력할 수 있다.
이를 위해, 메인 프로세싱 유닛(120)은 마이크로 프로세서(121), 1553B 컨트롤러(122), 1553B 트랜스포머(123), 1553B 통신선(124), 디스크리트 입력 회로(125), 리셋(입력) 통신선(126), 디스크리트 출력 회로(127) 및 레디(출력) 통신선(128)을 포함할 수 있다. 이밖에도 메인 프로세싱 유닛(120)은 상술한 구성 요소에 전원을 공급하는 전압 스위칭 레귤레이터(129)를 더 포함할 수 있다.
마이크로 프로세서(121)는 압력 센서 유닛(110)으로부터 제1공기압 신호(SPI)를 입력받고 이를 처리하여 제2공기압 신호를 1553B 컨트롤러(122)에 출력할 수 있다. 1553B 컨트롤러(122)는 제2공기압 신호를 1553B 통신 프로토콜 신호로 변환하여 1553B 트랜스포머(123)에 출력할 수 있다. 1553B 트랜스포머(123)는 1553B 통신 프로토콜 신호(MIL-STD-1553B)를 1553B 통신선(124)을 통해 트랜스포밍할 수 있다. 1553B 통신선(124)은 1553B 통신 프로토콜 신호(MIL-STD-1553B)를 비행 제어 컴퓨터(130)로 전송할 수 있다.
또한, 디스크리트 입력 회로(125)는 비행 제어 컴퓨터(130)로부터 리셋 신호(Reset)를 전달받아 마이크로 프로세서(121)에 입력할 수 있다. 물론, 리셋 통신선(126)을 통하여 리셋 신호(Reset)가 비행 제어 컴퓨터(130)로부터 마이크로 프로세서(121)로 전송될 수 있다.
더불어, 디스크리트 출력 회로(127)는 마이크로 프로세서(121)로부터 레디 신호(READY)를 전달받아 비행 제어 컴퓨터(130)에 출력할 수 있다. 물론, 레디 통신선(128)을 통하여 레디 신호(READY)가 마이크로 프로세서(121)로부터 비행 제어 컴퓨터(130)로 전송될 수 있다.
비행 제어 컴퓨터(130)는 메인 프로세싱 유닛(120)으로부터 1553B 통신 프로토콜 신호(MIL-STD-1553B)를 입력받고 처리하여 공기압, 속도 및 고도 등을 디스플레이할 수 있다. 즉, 비행 제어 컴퓨터(130)는 1553B 통신선(124)을 통하여 1553B 트랜스포머(123)에 연결되어 1553B 통신 프로토콜 신호(MIL-STD-1553B)를 수신할 수 있다. 이밖에도, 비행 제어 컴퓨터(130)는 리셋 통신선(126)을 통하여 디스크리트 입력 회로(125)에 연결되어 리셋 신호(Reset)를 디스크리트 입력 회로(125)에 전송할 수 있다. 또한, 비행 제어 컴퓨터(130)는 레디 통신선(128)을 통하여 디스크리트 출력 회로(127)에 연결되어 디스크리트 출력 회로(127)로부터 레디 신호(READY)를 수신할 수 있다.
프로브 조립체(140)는 압력 포트(141)를 포함하며, 이는 항공기(101)의 외부 공기압이 압력 센서 유닛(110)으로 손실없이 전달되도록 한다. 이러한 프로브 조립체(140)의 구성은 아래에서 다시 설명하기로한다.
파워 서플라이 유닛(150)은 컨버터(151)를 포함하며, 이는 항공기(101)의 전원을 메인 프로세싱 유닛(120)이 사용할 수 있도록 강압하여 제공할 수 있다. 예를 들면, 컨버터(151)는 항공기(101) 직류 전압 28V를 직류 전압 12V로 변하여 메인 프로세싱 유닛(120)의 스위칭 레귤레이터(129)에 공급할 수 있다. 그러면 스위칭 레귤레이터(129)는 직류 전압 12V를 5V로 레귤레이팅 하여 메인 프로세싱 유닛(120)의 다양한 구성 요소에 공급할 수 있다.
도 3a 및 도 3b는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)의 기구적 구성을 도시한 사시도 및 개략 단면도이다.
도 3a 및 도 3b에 도시된 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 압력 센서 유닛 보드(110B), 메인 프로세싱 유닛 보드(120B), 파워 서플라이 유닛 보드(150B) 및 커넥팅 보드(160B)가 설치되는 원통형 하우징(170)과, 원통형 하우징(170)의 전방에 설치되어 압력 센서 유닛 보드(110B)로 공기압을 전달하는 프로브 조립체(140, 1400)를 포함할 수 있다.
이와 같이 하여, 원통형 하우징(170) 내의 압력 센서 유닛 보드(110B)로 공기압이 전달될 뿐만 아니라 메인 프로세싱 유닛 보드(120B)에 디스크리트 입력 신호(리셋 신호)가 전송되고, 또한 원통형 하우징(170) 내의 메인 프로세싱 유닛 모드(120B)으로부터 비행 제어 컴퓨터(130)로 1553B 통신 프로토콜 신호 및 디스크리트 출력 신호(레디 신호)가 전달될 수 있다. 물론, 이러한 구성 요소 들에 전원(28VDC)이 공급될 수 있다.
여기서, 원통형 하우징(170)은 항공기(101)의 하부에 세워진 채로 결합되고(예를 들면, 항공기의 길이 방향에 대하여 대략 직각 방향으로 결합되고), 이에 따라 프로브 조립체(140, 1400)에 공기가 용이하게 유입되도록 전방을 향하여 대략 L자 형태로 휘어진 형태를 할 수 있다.
도 4a, 도 4b 및 도 4c는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)의 구성을 도시한 사시도, 단면도 및 분해도이다.
도 4a, 도 4b 및 도 4c에 도시된 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 하우징(170)의 일측에 결합되어 공기가 유입되는 프로브 조립체(1400)를 포함할 수 있다. 이러한 프로브 조립체(1400)는 프로브 커버(1410)와, 프로브 커버(1410)의 내측에 설치된 전압 연결관(1430)과, 정압 연결관(1440)과, 경사압 연결관(1450)을 포함할 수 있다.
프로브 커버(1410)는 제1프로브 커버(1411) 및 제2프로브 커버(1420)를 포함할 수 있다. 또한, 제2프로브 커버(1420)는 제2프로브 몸체(1421)와 제2프로브 덮개(1422)를 포함할 수도 있다. 물론, 도면에서 제1프로브 커버(1411) 및 제2프로브 커버(1420)(제2프로브 몸체(1421) 및 제2프로브 덮개(1422))가 별개로 형성된 후 상호간 조립되는 것으로 도시되어 있으나, 이는 일체로 형성될 수 있다.
제1프로브 커버(1411)는 전방(1412), 측면(1414) 및 경사면(1416)을 포함할 수 있는데, 전방(1412)에 하나의 전압 포트(1413)(Pitot Port)가 형성되고, 측면(1414)에 하나의 정압 포트(1415)(Static Port)가 형성되며, 전방(1412)과 측면(1414) 사이인 경사면(1416)에 두개의 경사압 포트(1417)(Angle of Attack Port)가 형성될 수 있다.
여기서, 제1프로브 커버(1411)의 경사면(1416)은 전방(1412)으로부터 측면(1414)까지 내경이 점차 확장되는 속이 빈 원뿔 형태를 할 수 있고, 제1프로브 커버(1411)의 측면(1414)은 내경이 일정한(균일한) 속이 빈 원통 형태일 수 있다.
제2프로브 커버(1420)는 대략 L자 형태로 절곡된 형태를 하며, 이는 일단이 제1프로브 커버(1411)의 후단에 결합되고, 타단이 하우징(170)에 결합될 수 있다.
여기서, 제1프로브 커버(1411)는 상술한 바와 같이 전압 포트(1413), 정압 포트(1415) 및 경사압 포트(1417)를 포함할 뿐만 아니라 전압 연결관(1430), 정압 연결관(1440) 및 경사압 연결관(1450)의 대략 전방 영역을 수용한다. 또한, 제2프로브 커버(1420)는 상술한 바와 같이 제1프로브 커버(1411)와 하우징(170) 사이에 결합되고, 대략 L자로 절곡된 전압 연결관(1430), 정압 연결관(1440) 및 경사압 연결관(1450)의 중간 및 후방 영역을 수용한다.
하나의 전압 연결관(1430)은 전압 포트(1413)로부터 압력 센서 유닛(110)에 구비된 전압 센서(1110)까지 연장됨으로써, 전압 포트(1413)에 인가되는 전압을 전압 센서(1110)가 센싱할 수 있도록 한다.
하나의 정압 연결관(1440)은 정압 포트(1415)로부터 압력 센서 유닛(110)에 구비된 정압 센서(1120)까지 연장됨으로써, 정압 포트(1415)에 인가되는 정압을 정압 센서(1120)가 센싱할 수 있도록 한다.
두개의 경사압 연결관(1450)은 경사압 포트(1417)로부터 압력 센서 유닛(110)에 구비된 두개의 경사압 센서(1130)까지 각각 연장됨으로써, 두개의 경사압 포트(1417)에 인가되는 경사압을 두개의 경사압 센서(1130)가 각각 센싱할 수 있도록 한다.
한편, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 제1프로브 커버(1411)의 내측에 결합된 제1격벽(1460) 및 제2격벽(1470)을 더 포함할 수 있다.
제1격벽(1460)은 제1프로브 커버(1411)의 경사면(1416)의 내측에 결합되고, 중앙의 전압 연결관(1430)이 제1격벽(1460)을 관통하여 전방(1412)의 전압 포트(1413)에 연결되도록 한다. 또한, 전압 연결관(1430)의 상,하 영역에 각각 설치된 두개의 경사압 연결관(1450)은 제1격벽(1460)을 관통하여 경사면(1416)의 경사압 포트(1417)에 연결될 수 있다.
이러한 제1격벽(1460)은 상대적으로 직경이 작은 대략 원반 형태의 제1수직 격벽(1461)과, 제1수직 격벽(1461)으로부터 대략 수평 방향으로 납작하게 플레이트 형태로 연장되어 형성된 수평 격벽(1462)과, 수평 격벽(1462)의 후단에 상대적으로 직경이 큰 대략 원반 형태의 제2수직 격벽(1463)을 포함할 수 있다.
이러한 제1격벽(1460)은 제1프로브 커버(1411)의 전방(1412)에 형성된 전압 포트(1413)와 경사면(1416)에 형성된 경사압 포트(1417)를 격리하는 역할을 한다. 또한, 제1격벽(1460)은 제1프로브 커버(1411)에 형성된 경사압 포트(1417)와 정압 포트(1415)를 격리하는 역할도 한다.
이를 위해 제1격벽(1460)중 상대적으로 직경이 작은 제1수직 격벽(1461)은 제1프로브 커버(1411)의 전압 포트(1413)와 경사압 포트(1417) 사이인 경사면(1416)의 영역에 대략 원형으로 밀착되고, 수평 격벽(1462)은 제1프로브 커버(1411)의 경사면(1416) 및 경사압 포트(1417)로부터 일정 거리 이격되며, 제2수직 격벽(1463)은 제1프로브 커버(1411)의 경사면(1416)과 측면(1414)의 경계 영역에 대략 원형으로 밀착된다.
여기서, 전압 연결관(1430)은 제1격벽(1460), 즉, 제2수직 격벽(1463), 수평 격벽(1462) 및 제1수직 격벽(1461)을 관통하여 연장됨으로써, 제1프로브 커버(1411)의 전방(1412)에 형성된 전압 포트(1413)에 연결된다. 또한, 경사압 연결관(1450)은 제1격벽(1460), 즉, 제2수직 격벽(1463)만을 관통하여 연장됨으로써, 제1프로브 커버(1411)의 경사면(1416)에 형성된 경사압 포트(1417)에 연결된다.
이와 같이, 제1격벽(1460)에 의해 전압 포트(1413) 및 전압 연결관(1430)과, 경사압 포트(1417) 및 경사압 연결관(1450)이 완벽하게 격리됨으로써, 전압 및 경사압이 정확하게 측정될 수 있다.
도면중 미설명 부호 171은 통합 대기 자료 시스템(100)을 항공기에 기구적/전기적으로 연결하기 이한 원형 커넥터이다.
도 5a 및 도 5b는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)에서 프로브 커버(1410)의 분리전 및 분리후 상태를 도시한 평면도이다. 여기서, 도 4a 내지 도 4c를 함께 참조하여 설명한다.
도 4a 내지 도 4c 그리고 도 5a 및 도 5b에 도시된 바와 같이, 제1프로브 커버(1411)의 측면(1414)의 내측에 제1격벽(1460)으로부터 이격되어 제2격벽(1470)이 설치될 수 있다. 이러한 제2격벽(1470)은 대략 원반 형태일 수 있으며, 이는 제1프로브 커버(1411)중 측면(1414)의 내측에 밀착될 수 있다. 더불어, 중앙의 전압 연결관(1430), 상,하측의 정압 연결관(1440) 및 측부의 경사압 연결관(1450)이 제2격벽(1470)을 관통하여 지나간다. 다만, 정압 연결관(1440)이 제1격벽(1460)과 제2격벽(1470)의 사이인 제1프로브 커버(1411)의 측면(1414)에 형성된 정압 포트(1415)와 연결된다.
이와 같이 하여, 제1격벽(1460)(특히, 제2수직 격벽(1463)) 및 제2격벽(1470)에 의해 전방(1412)의 경사압 포트(1417)와 후방의 정압 포트(1415)가 격리된다. 따라서, 경사압 및 정압이 정확하게 측정될 수 있다.
도 6은 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100) 중 압력 센서(1110)의 일례를 도시한 단면도이다.
도 6에 도시된 바와 같이, 압력 센서(즉, 전압 센서(1110), 정압 센서(1120) 및 경사압 센서(1130))는 공기압이 인가되도록 관통홀(1112)을 갖는 기판(1111)과, 기판(1111)의 관통홀(1112)과 대응되는 영역에 접착된 압력 센싱 소자(1113)와, 기판(1111)의 일측에 접착된 컨트롤 반도체 다이(1114)와, 압력 센싱 소자(1113)와 기판(1111) 그리고 컨트롤 반도체 다이(1114)와 기판(1111)을 전기적으로 연결하는 다수의 도전성 와이어(1115)와, 압력 센싱 소자(1113)와 컨트롤 반도체 다이(1114)를 덮도록 기판(1111)에 결합된 커버(1116)와, 기판(1111)으로부터 커버(1116)의 표면을 따라 형성된 다수의 도전성 패턴(1117)을 포함할 수 있다. 여기서, 커버(1116)의 표면에 형성된 도전성 패턴(1117)이 압력 센싱 보드(110B)에 실장됨으로써, 센싱된 공기압이 압력 센싱 보드(110B)로 전달될 수 있다.
여기서, 압력 센싱 소자(1113)와 기판(1111)의 사이에는 다수의 기공(1118)(각 기공의 크기는 대략 1 ㎛ 내지 100㎛임)을 갖는 멤브레인(1119)이 더 형성됨으로써, 압력 센싱 소자(1113)로 미세 입자들이 침입하여 센싱 값에 오류가 발생하는 현상을 방지할 수 있다. 이러한 멤브레인(1119)은 다공성 폴리머, 실리콘, 세라믹 또는 금속을 포함할 수 있다.
이상에서 설명한 것은 본 발명에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 실시하기 위한 하나의 실시예에 불과한 것으로서, 본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 않고, 이하의 특허청구범위에서 청구하는 바와 같이 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당해 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 누구든지 다양한 변경 실시가 가능한 범위까지 본 발명의 기술적 정신이 있다고 할 것이다.
100; 통합 대기 자료 시스템
101; 항공기 110; 압력 센서 유닛
111; 압력 센서 112; 아날로그 디지털 컨버터
120;, 메인 프로세싱 유닛 121; 마이크로 프로세서
122; 1553B 컨트롤러 123; 1553B 트랜스포머
124; 1553B 통신선 125; 디스크리트 입력 회로
126; 리셋 통신선 127; 디스크리트 출력 회로
128; 레디 통신선 129; 스위칭 레귤레이터
130; 비행 제어 컴퓨터 140, 1400; 프로브 조립체
141; 압력 포트 150; 파워 서플라이 유닛
151; 컨버터 160B; 커넥팅 보드
170; 하우징
1410; 프로브 커버 1411; 제1프로브 커버
1412; 전방 1413; 전압 포트
1414; 측면 1415; 정압 포트
1416; 경사면 1417; 경사압 포트
1420; 제2프로브 커버 1421; 제2프로브 몸체
1422; 제2프로브 덮개 1430; 전압 연결관
1440; 정압 연결관 1450; 경사압 연결관
1460; 제1격벽 1461; 제1수직 격벽
1462; 수평 격벽 1463; 제2수직 격벽
1470; 제2격벽 1110; 전압 센서
1111; 기판 1112; 관통홀
1113; 압력 센싱 소자 1114; 컨트롤 반도체 다이
1115; 도전성 와이어 1116; 커버
1117; 도전성 패턴 1120; 정압 센서
1130; 경사압 센서

Claims (8)

  1. 공기압이 유입되는 프로브 조립체;
    상기 프로브 조립체에 연결되어 상기 공기압을 측정하는 압력 센서 유닛;
    상기 압력 센서 유닛으로부터 공기압 신호를 입력받고 처리하여 전기적 신호로 변환하여 비행 제어 컴퓨터에 출력하는 메인 프로세싱 유닛; 및
    상기 압력 센서 유닛 및 상기 메인 프로세싱 유닛을 수용하며 상기 프로브 조립체 및 항공기에 결합된 하우징을 포함하고,
    상기 프로브 조립체는 전방에 전압 포트(Pitot Port)가 형성되고, 측면에 정압 포트(Static Port)가 형성되며, 상기 전방과 상기 측면 사이의 경사면에 경사압 포트(Angle of Attack Port)가 형성된 프로브 커버와, 상기 전압 포트로부터 상기 압력 센서 유닛의 전압 센서까지 연결하는 전압 연결관과, 상기 정압 포트로부터 상기 압력 센서 유닛의 정압 센서까지 연결하는 정압 연결관과, 상기 경사압 포트로부터 상기 압력 센서 유닛의 경사압 센서까지 연결하는 경사압 연결관을 포함하고,
    상기 프로브 커버는
    상기 전압 포트, 상기 정압 포트 및 상기 경사압 포트가 형성되고 상기 전압 연결관, 상기 정압 연결관 및 상기 경사압 연결관의 전방 영역을 수용하는 제1프로브 커버; 및
    상기 제1프로브 커버와 상기 하우징 사이에 결합되고 절곡된 상기 전압 연결관과, 상기 정압 연결관 및 상기 경사압 연결관의 중간 및 후방 영역을 수용하는 제2프로브 커버를 포함하며,
    상기 제1프로브 커버는 상기 경사면이 상기 전방으로부터 상기 측면까지 내경이 점차 확장되는 속이 빈 원뿔 형태이고, 상기 측면은 내경이 일정한 속이 빈 원통 형태인, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 프로브 조립체는 "L" 형태로 절곡된, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  3. 삭제
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 제1프로브 커버의 상기 경사면 내측에 제1격벽이 결합되고, 상기 전압 연결관이 상기 제1격벽의 전체를 관통하여 상기 전방의 상기 전압 포트에 연결되며, 상기 경사압 연결관이 상기 제1격벽의 일부를 관통하여 상기 경사면의 상기 경사압 포트에 연결된, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 제1격벽은
    상기 제1프로브 커버에 형성된 상기 전압 포트와 상기 경사압 포트를 격리하는 제1수직 격벽;
    상기 제1수직 격벽으로부터 후방으로 연장된 수평 격벽; 및
    상기 수평 격벽의 후단에 형성되어 상기 제1프로브 커버에 형성된 상기 경사압 포트와 상기 정압 포트를 격리하는 제2수직 격벽을 포함하는, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 제1수직 격벽은 원반 형태로 형성되어 상기 제1프로브 커버의 상기 전압 포트와 상기 경사압 포트 사이인 상기 경사면의 영역에 밀착되고, 상기 수평 격벽은 납작한 플레이트 형태로 형성되어 제1프로브 커버의 상기 경사면 및 상기 경사압 포트로부터 이격되며, 상기 제2수직 격벽은 원반 형태로 형성되어 상기 제1프로브 커버의 상기 경사면과 상기 측면의 경계 영역에 밀착된, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  7. 제 4 항에 있어서,
    상기 제1프로브 커버의 상기 측면의 내측에 상기 제1격벽으로부터 이격되어 제2격벽이 형성되고, 상기 전압 연결관, 상기 정압 연결관 및 상기 경사압 연결관이 상기 제2격벽을 관통하여 지나가되, 상기 정압 연결관은 상기 제1격벽과 상기 제2격벽의 사이인 상기 제1프로브 커버의 상기 측면에 형성된 상기 정압 포트와 연결된, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 제2격벽은 원반 형태로 형성되어 상기 제1프로브 커버의 상기 측면에 밀착된, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
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