KR102266137B1 - 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템 - Google Patents

격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템 Download PDF

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Abstract

본 발명의 실시예는 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템에 관한 것으로, 해결하고자 하는 기술적 과제는 프로브와 파이프 사이를 밀착시켜 항공기 외부로부터 프로브를 통해 유입되는 공기가 장비 내부로 새지 않고 파이프로 전달되도록 하는 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 제공하는데 있다.
이를 위해 본 발명은 전면에 전압 포트(Pitot Port)가 형성되고, 상면에 정압 포트(Static Port)가 형성되며, 상기 전면과 상기 상면 사이의 경사면에 경사압 포트(Angle of Attack Port)가 형성되고, 내부에 공동(空洞)이 형성된 프로브; 상기 프로브의 공동에 결합되어, 상기 전압 포트에 연결된 전압 유로, 상기 정압 포트에 연결된 정압 유로 및 상기 경사압 포트에 연결된 경사압 유로를 갖는 격벽 구조물; 상기 격벽 구조물의 전압 유로에 연결된 전압 파이프, 상기 격벽 구조물의 정압 유로에 연결된 정압 파이프 및 상기 격벽 구조물의 경사압 유로에 연결된 경사압 파이프를 갖는 파이프; 및 상기 프로브에 결합된 동시에 상기 파이프를 덮는 파이프 커버를 포함하는, 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 개시한다.

Description

격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템{Integrated Airborne Data System for Aircraft having spacing structure}
본 발명의 실시예는 격벽 구조물을 갖는 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 프로브와 파이프 사이를 밀착시켜 항공기 외부로부터 프로브를 통해 유입되는 공기가 장비 내부로 새지 않고 파이프로 전달되도록 하는 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 제공하는데 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 해결하고자 하는 과제는 효율적인 공기 유입 및 전달로 공기 압력 측정 시 보다 정밀한 측정이 가능한 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 제공하는데 있다.
본 발명의 실시예에 따른 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템은 전면에 전압 포트(Pitot Port)가 형성되고, 상면에 정압 포트(Static Port)가 형성되며, 상기 전면과 상기 상면 사이의 경사면에 경사압 포트(Angle of Attack Port)가 형성되고, 내부에 공동(空洞)이 형성된 프로브; 상기 프로브의 공동에 결합되어, 상기 전압 포트에 연결된 전압 유로, 상기 정압 포트에 연결된 정압 유로 및 상기 경사압 포트에 연결된 경사압 유로를 갖는 격벽 구조물; 상기 격벽 구조물의 전압 유로에 연결된 전압 파이프, 상기 격벽 구조물의 정압 유로에 연결된 정압 파이프 및 상기 격벽 구조물의 경사압 유로에 연결된 경사압 파이프를 갖는 파이프; 및 상기 프로브에 결합된 동시에 상기 파이프를 덮는 파이프 커버를 포함할 수 있다.
상기 격벽 구조물은 직경이 점차 증가하는 원뿔 형태의 전방 영역과, 상기 전방 영역의 후방에 형성된 직경이 일정한 원기둥 형태의 후방 영역을 포함할 수 있다.
상기 전압 유로는 상기 전방 영역의 전면으로부터 상기 후방 영역의 후면까지 연장되고, 상기 정압 유로는 상기 후방 영역의 상면으로부터 상기 후방 영역의 후면까지 연장되며, 상기 경사압 유로는 상기 전방 영역의 경사면으로부터 상기 후방 영역의 후면까지 연장될 수 있다.
상기 전압 유로는 직선 형태로 형성되고, 상기 전압 유로를 중심으로 상부에 상기 정압 유로가 상기 전압 유로에 나란하게 형성되며, 상기 전압 유로를 중심으로 양측에 상기 경사압 유로가 상기 전압 유로에 나란하게 형성될 수 있다.
상기 전압 유로를 관통하여 상기 전압 파이프가 결합되고, 상기 정압 유로를 관통하여 상기 정압 파이프가 결합되며, 상기 경사압 유로를 관통하여 상기 경사압 파이프가 결합될 수 있다.
상기 격벽 구조물은 알루미늄 또는 알루미늄 합금으로 형성될 수 있다.
상기 전압 파이프, 상기 정압 파이프 및 상기 경사압 파이프에 연결되어 상기 전압, 상기 정압 및 상기 경사압을 측정하는 압력 센서 유닛; 상기 압력 센서 유닛으로부터 전압, 정압 및 경사압 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 파이프 커버와 항공기에 결합된 하우징을 더 포함할 수 있다.
본 발명의 실시예는 프로브와 파이프 사이를 밀착시켜 항공기 외부로부터 프로브를 통해 유입되는 공기가 장비 내부로 새지 않고 파이프로 전달되도록 하는 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명의 실시예는 효율적인 공기 유입 및 전달로 공기 압력 측정 시 보다 정밀한 측정이 가능한 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 제공한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템의 장착 예를 도시한 도면이다.
도 2a, 도 2b 및 도 2c는 본 발명의 실시예에 따른 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템을 도시한 결합 사시도 및 분해 사시도이다.
도 3a 및 도 3b는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템 중에서 격벽 구조물을 도시한 평면도 및 측면도이다.
도 4a 및 도 4b는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템 중에서 격벽 구조물을 도시한 정면도 및 후면도이다.
도 5a 및 도 5b는 도 3b의 A-A 및 B-B의 단면도이다.
도 6은 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템의 전기적 구성을 도시한 블럭다이아그램이다.
도 7은 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 마이크로 프로세싱 유닛(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 마이크로 프로세싱 유닛(컨트롤러) 및/또는 다른 관련 기기 또는 부품의 다양한 구성 요소들은 하나의 집적회로 칩 상에, 또는 별개의 집적회로 칩 상에 형성될 수 있다. 또한, 마이크로 프로세싱 유닛(컨트롤러)의 다양한 구성 요소는 가요성 인쇄 회로 필름 상에 구현 될 수 있고, 테이프 캐리어 패키지, 인쇄 회로 기판, 또는 마이크로 프로세싱 유닛(컨트롤러)와 동일한 서브스트레이트 상에 형성될 수 있다. 또한, 마이크로 프로세싱 유닛(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 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)의 장착 예를 도시한 도면이다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 항공기(101)의 외부에 돌출되도록 장착될 수 있다. 즉, 통합 대기 자료 시스템(100)의 공기 프로브(포트)가 항공기(101)의 대략 전방에 돌출되어 설치될 수 있다.
이에 따라 통합 대기 자료 시스템(100)은 프로브로부터 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 2a, 도 2b 및 도 2c는 본 발명의 실시예에 따른 격벽 구조물을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)을 도시한 결합 사시도 및 분해 사시도이다.
도 2a, 도 2b 및 도 2c에 도시된 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 프로브(110), 격벽 구조물(120), 파이프(130), 파이프 커버(140) 및 하우징(150)을 포함할 수 있다.
프로브(110)는 직경이 점차 증가하는 원뿔 형태의 전방 영역(110A) 및 전방 영역(110A)에 연결되어 후방으로 연장된 직경이 일정한(또는 동일한) 원기둥 형태의 후방 영역(110B)을 포함할 수 있고, 또한 내부에 형성된 공동(110C)을 더 포함할 수 있다. 더불어, 프로브(110)는 후방 영역(110b)으로부터 후방으로 연장되어 파이프 커버(140)가 결합되는 후방 연장 영역(110D)을 더 포함할 수 있다.
일부 예들에서, 공동(110C)은 후방 영역(110B)의 후면을 통해 개방될 수 있다. 또한, 프로브(110)는 전압 포트(111)(Pitot Port), 정압 포트(112)(Static Port) 및 한쌍의 경사압 포트(113)(Angle of Attack Port)를 포함할 수 있다. 일부 예에서, 프로브(110)는 금속, 플라스틱, 세라믹 또는 그 등가물로 형성될 수 있다.
전압 포트(111)는 프로브(110)의 전방 영역(110A)중 전면 중앙에 형성될 수 있고, 정압 포트(112)는 프로브(110)의 후방 영역(110B)중 상면에 형성될 수 있으며, 한쌍의 경사압 포트(113)는 프로브(110)의 전면과 상면 사이의 경사면 즉, 전방 영역(110A)의 대향되는 경사면에 형성될 수 있다.
격벽 구조물(120)은 프로브(110)의 공동(110C)에 결합될 수 있다. 또한, 격벽 구조물(120)은 직경이 점차 증가하는 원뿔 형태의 전방 영역(120A) 및 전방 영역(120A)의 후방에 형성된 직경이 일정한(또는 동일한) 원기둥 형태의 후방 영역(120B)을 포함할 수 있다. 여기서, 격벽 구조물(120)의 전방 영역(120A)은 프로브(110)의 전방 영역(110A)에 밀착될 수 있고, 격벽 구조물(120)의 후방 영역(120B)은 프로브(110)의 후방 영역(110B)에 밀착될 수 있다. 일부 예들에서, 격벽 구조물(120)은 알루미늄, 알루미늄 합금과 같은 금속, 플라스틱, 세라믹 또는 그 등가물로 형성될 수 있다. 일부 예들에서, 격벽 구조물(120)은 전처리 공정(예를 들면, KS W 1120)에 의해 형성된 방식화학피막을 포함할 수 있다.
또한, 격벽 구조물(120)은 전압 유로(121), 정압 유료(122) 및 경사압 유로(123)를 포함할 수 있다. 격벽 구조물(120)의 전압 유로(121)는 프로브(110)의 전압 포트(111)에 밀착되어 연결될 수 있고, 격벽 구조물(120)의 정압 유료(122)는 프로브(110)의 정압 포트(112)에 밀착되어 연결될 수 있으며, 격벽 구조물(120)의 경사압 유로(123)는 프로브(110)의 경사압 포트(113)에 밀착되어 연결될 수 있다.
파이프(130)는 전압 파이프(131), 정압 파이프(132) 및 경사압 파이프(133)를 포함할 수 있다. 전압 파이프(131)는 격벽 구조물(120)의 전압 유로(121)에 결합될 수 있고, 정압 파이프(132)는 격벽 구조물(120)의 정압 유료(122)에 결합될 수 있으며, 경사압 파이프(133)는 격벽 구조물(120)의 경사압 유로(123)에 결합될 수 있다. 일부 예들에서, 파이프(130)는 알루미늄, 알루미늄 합금과 같은 금속, 플라스틱, 세라믹 또는 그 등가물로 형성될 수 있다. 일부 예들에서, 파이프(130)는 전처리 공정(예를 들면, KS W 1120)에 의해 형성된 방식화학피막을 포함할 수 있다.
파이프 커버(140)는 프로브(110)에 결합된 동시에 파이프(130)를 덮을 수 있다. 즉, 파이프 커버(140)는 전방 영역 프로브(110)의 후방 연장 영역(110D)에 결합될 수 있다. 일부 예들에서, 파이프 커버(140)는 파이프(130)의 대략 전방을 덮는 전방 파이프 커버(141) 및 파이프(130)의 대략 후방을 덮는 후방 파이프 커버(142)를 포함할 수 있다. 이와 같이 하여, 파이프 커버(140)는 파이프(130)를 외부 환경으로부터 안전하게 보호할 수 있다.
하우징(150)은 파이프 커버(140)에 연결된 동시에 항공기에 결합될 수 있다. 하우징(150)의 내측에는 압력 센서 유닛(151), 메인 프로세싱 유닛(152), 전원 공급 유닛(153) 및 리어 커넥터 유닛(154)이 수용될 수 있다. 압력 센서 유닛(151)에는 전압 파이프(131), 정압 파이프(132) 및 경사압 파이프(133)가 연결되어, 전압, 정압 및 경사압을 측정하고 이를 디지털 데이터로 변환하여 메인 프로세싱 유닛(152)에 전송할 수 있다. 메인 프로세싱 유닛(152)은 압력 센서 유닛(151)으로부터 전압, 정압 및 경사압의 디지털 신호를 입력받고 처리하여 전기적 신호로 변환하여 비행 제어 컴퓨터(160)에 출력할 수 있다. 전원 공급 유닛(153)은 압력 센서 유닛(151), 메인 프로세싱 유닛(152) 및 리어 커넥터 유닛(154)에 전원을 공급할 수 있다. 리어 커넥터 유닛(154)은 메인 프로세싱 유닛(152)으로부터 데이터를 비행 제어 컴퓨터(160)에 전송할 수 있다.
이와 같이 하여, 본 발명의 실시예에 따른 통합 대기 자료 시스템(100)은 격벽 구조물(120)이 프로브(110)와 파이프(130) 사이를 밀착시켜 항공기 외부로부터 프로브(110)를 통해 유입되는 공기가 장비 내부로 새지 않고 파이프(130)로 전달되도록 한다.
따라서, 본 발명의 실시예에 따른 격벽 구조물(120)을 갖는 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 효율적인 공기 유입 및 전달로 공기 압력 측정 시 보다 정밀한 측정이 가능하도록 한다.
도 3a 및 도 3b는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100) 중에서 격벽 구조물(120)을 도시한 평면도 및 측면도이고, 도 4a 및 도 4b는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100) 중에서 격벽 구조물(120)을 도시한 정면도 및 후면도이며, 도 5a 및 도 5b는 도 3b의 A-A 및 B-B의 단면도이다.
도 3a, 도 3b, 도 4a 도 4b, 도 5a 및 도 5b에 도시된 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100) 중에서 격벽 구조물(120)은 직경이 점차 증가하는 원뿔 형태의 전방 영역(120A) 및 전방 영역(120A)의 후방에 형성된 직경이 일정한 원기둥 형태의 후방 영역(120B)을 포함할 수 있다.
일부 예들에서, 전압 유로(121)는 전방 영역(120A)의 전면으로부터 후방 영역(120B)의 후면까지 연장될 수 있고, 정압 유료(122)는 후방 영역(120B)의 상면으로부터 후방 영역(120B)의 후면까지 연장될 수 있으며, 경사압 유로(123)는 전방 영역(120A)의 대향되는 경사면으로부터 후방 영역(120B)의 후면까지 연장될 수 있다.
일부 예들에서, 전압 유로(121)는 직선 형태로 형성될 수 있고, 전압 유로(121)를 중심으로 상부에 정압 유료(122)가 전압 유로(121)에 나란하게 형성될 수 있으며, 전압 유로(121)를 중심으로 대향되는 양측에 경사압 유로(123)가 전압 유로(121)에 나란하게 형성될 수 있다.
일부 예들에서, 전압 파이프(131)가 전압 유로(121)를 관통하여 결합될 수 있고, 정압 파이프(132)가 정압 유료(122)를 관통하여 결합될 수 있으며, 한쌍의 경사압 파이프(133)가 경사압 유로(123)를 각각 관통하여 결합될 수 있다. 이에 따라, 전압 파이프(131)가 프로브(110)의 전압 포트(111)에 직접 밀착될 수 있고, 정압 파이프(132)가 프로브(110)의 정압 포트(112)에 직접 밀착될 수 있으며, 경사압 파이프(133)가 프로브(110)의 경사압 포트(113)에 직접 밀착될 수 있다.
따라서, 전압 파이프(131), 정압 파이프(132) 및 경사압 파이프(133)는 격벽 구조물(120)에 의해 안정적으로 지지되고, 항공기 및 외부 환경적인 요인으로부터 구조적인 안전성이 증가할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 격벽 구조물(120)이 프로브(110)의 전압 포트(111), 정압 포트(112) 및 경사압 포트(113)와 전압 파이프(131), 정압 파이프(132) 및 경사압 파이프(133)가 각각 상호간 직접 결합/밀착되도록 함으로써, 총 4개의 독립적인 데이터(1개의 전압 데이터, 1개의 정압 데이터, 2개의 경사압 데이터)가 정확하게 획득되도록 한다. 즉, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)은 각각의 독립적인 공기 압력 측정(전압, 정압, 경사압 측정)이 가능하여 정확도가 높은 데이터를 획득할 수 있다.
도 6은 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)의 전기적 구성을 도시한 블럭다이아그램이다.
도 6에 도시된 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100)의 전기적 구성은 압력 센서 유닛(151), 메인 프로세싱 유닛(152), 전원 공급 유닛(153) 및 리어 커넥터 유닛(154)을 포함할 수 있다.
압력 센서 유닛(151)은 전압 파이프(131)로부터 전압, 정압 파이프(132)로부터 정압, 경사압 파이프(133)로부터 경사압을 인가받고, 이를 각각 디지털 데이터로 변환하여 메인 프로세싱 유닛(152)에 SPI 통신 방식으로전송할 수 있다. 메인 프로세싱 유닛(152)은 SPI로 변환된 데이터를 처리하여 MIL-STD-1553B 통신 방식으로 비행 제어 컴퓨터(160)에 전송하고, 또한 현재 상태나 BIT에 대한 내용은 RS-422로 비행 제어 컴퓨터(160)에 전송한다. 전원 공급 유닛(153)은 비행 제어 컴퓨터(160)에서 입력받은 28 VDC를 5V 내부 전압으로 변환하여 압력 센서 유닛(151), 메인 프로세싱 유닛(152) 및 리어 커넥터 유닛(154)으로 공급한다. 리어 커넥터 유닛(154)은 D38999 타입의 원형 커넥터를 내장하여 내외부 통신이 가능하도록 하며 노이즈 감쇠 설계를 구성하여 EMC에 만족할 수 있도록 한다. 한편, 상술한 바와 같이, 압력 센서 유닛(151), 메인 프로세싱 유닛(152), 전원 공급 유닛(153) 및 리어 커넥터 유닛(154)은 하우징(150)에 수용되어, 외부 환경으로부터 보호될 수 있다.
도 7은 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 통합 대기 자료 시스템(100) 중 압력 센서(1110)의 일례를 도시한 단면도이다.
도 7에 도시된 바와 같이, 압력 센서 유닛에 설치된 압력 센서(즉, 전압 센서, 정압 센서 및 경사압 센서))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 유닛에 실장됨으로써, 센싱된 공기압이 압력 센싱 유닛으로 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 격벽 구조물을 갖는 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
110; 프로브 110A; 전방 영역
110B: 후방 영역 110C; 공동
111; 전압 포트 112; 정압 포트
113; 경사압 포트 120; 격벽 구조물
120A; 전방 영역 120B: 후방 영역
121; 전압 유로 122; 정압 유로
123; 경사압 유로 130; 파이프
131; 전압 파이프 132; 정압 파이프
133; 경사압 파이프 140; 파이프 커버
141; 전방 파이프 커버 142; 후방 파이프 커버
150; 하우징 151; 압력 센서 유닛
152; 메인 프로세싱 유닛 153; 전원 공급 유닛
154; 리어 커넥터 유닛 160; 비행 제어 컴퓨터

Claims (7)

  1. 전면에 전압 포트(Pitot Port)가 형성되고, 상면에 정압 포트(Static Port)가 형성되며, 상기 전면과 상기 상면 사이의 경사면에 경사압 포트(Angle of Attack Port)가 형성되고, 내부에 공동(空洞)이 형성된 프로브;
    상기 프로브의 공동에 결합되어, 상기 전압 포트에 연결된 전압 유로, 상기 정압 포트에 연결된 정압 유로 및 상기 경사압 포트에 연결된 경사압 유로를 갖는 격벽 구조물;
    상기 격벽 구조물의 전압 유로에 연결된 전압 파이프, 상기 격벽 구조물의 정압 유로에 연결된 정압 파이프 및 상기 격벽 구조물의 경사압 유로에 연결된 경사압 파이프를 갖는 파이프; 및
    상기 프로브에 결합된 동시에 상기 파이프를 덮는 파이프 커버를 포함하고,
    상기 격벽 구조물은 직경이 점차 증가하는 원뿔 형태의 전방 영역과, 상기 전방 영역의 후방에 형성된 직경이 일정한 원기둥 형태의 후방 영역을 포함하는, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  2. 삭제
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 전압 유로는 상기 전방 영역의 전면으로부터 상기 후방 영역의 후면까지 연장되고, 상기 정압 유로는 상기 후방 영역의 상면으로부터 상기 후방 영역의 후면까지 연장되며, 상기 경사압 유로는 상기 전방 영역의 경사면으로부터 상기 후방 영역의 후면까지 연장된, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 전압 유로는 직선 형태로 형성되고, 상기 전압 유로를 중심으로 상부에 상기 정압 유로가 상기 전압 유로에 나란하게 형성되며, 상기 전압 유로를 중심으로 양측에 상기 경사압 유로가 상기 전압 유로에 나란하게 형성된, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 전압 유로를 관통하여 상기 전압 파이프가 결합되고, 상기 정압 유로를 관통하여 상기 정압 파이프가 결합되며, 상기 경사압 유로를 관통하여 상기 경사압 파이프가 결합된, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 격벽 구조물은 알루미늄 또는 알루미늄 합금으로 형성된, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 전압 파이프, 상기 정압 파이프 및 상기 경사압 파이프에 연결되어 상기 전압, 상기 정압 및 상기 경사압을 측정하는 압력 센서 유닛;
    상기 압력 센서 유닛으로부터 전압, 정압 및 경사압 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 파이프 커버와 항공기에 결합된 하우징을 더 포함하는, 항공기의 통합 대기 자료 시스템.

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