KR20100108991A - 항공기 착륙장치의 시험장치 및 방법 - Google Patents

항공기 착륙장치의 시험장치 및 방법 Download PDF

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Abstract

본 고안은 항공기 착륙장치의 시험장치와 방법에 관한 것으로, 현재 해외 업체에 의존하고 있는 착륙장치의 시험을 위하여 외부프레임, 상하운동의 중앙프레임, 상하운동 및 중앙프레임의 착탈을 위한 후크 시스템과 유압시스템으로 구성되고, 시험 시 발생되는 데이터의 획득을 위한 측정시스템을 압력센서, 변위센서, 하중센서로 구성되는 시험장치와 준비단계에서 착륙장치의 조건의 확인과 시험 후 얻어진 데이터의 분석을 통하여 착륙장치의 충격흡수를 검증하는 방법에 관한 것으로 정적 시험을 통한 오일량과 가스압력을 검증하고 낙하 시험을 통하여 오리피스 및 충격흡수 하중 분포를 확인하는 방법을 나타내는 항공기 착륙장치의 시험장치 및 방법.
Figure P1020090027345
착륙장치, 시험치구, 방법

Description

항공기 착륙장치의 시험장치 및 방법{Test equipment and method of air vehicle landing gear}
본 고안은 소형 항공기 착륙장치의 시험에 관한 것으로, 상세하게는 착륙장치의 낙하시험의 준비단계에서 착륙장치의 조건의 확인과 필요장비의 설정 및 시험 후 얻어진 데이터의 분석을 통하여 착륙장치의 충격흡수를 검증하는 방법에 관한 것이다.
본 고안은 상세하게 착륙장치의 자유 낙하시험을 위하여 착륙장치와 결합되어 자유낙하가 이루어지는 중앙 프레임(center frame)과 수직하향으로 자유 낙하가 이루어질 수 있도록 하고 충격을 지탱하는 외부 프레임(outer frame)을 가지고 중앙 프레임의 상하 운동을 하도록 하는 주 유압시스템 및 주 유압시스템과 중앙 프레임이 연결되는 후크 시스템(hook system)으로 구성되며, 시험자 안전 및 보조 상하운동 장치인 윈치 시스템(winch system)으로 이루어진다. 그리고, 낙하시험에서 발생되는 지상반력, 착륙장치 내부압력, 착륙장치 변위 및 타이어 변위를 측정하기 위한 로드셀, 압력센서 및 두 개의 변위센서를 포함하여 구성된다.
본 고안은 항공기 착륙장치의 낙하시험 장치의 구성에 관한것으로서, 특히 항공기 착륙시 발생되는 낙하속도와 동등한 낙하 속도를 가지도록 하여 착륙시 발생되는 충격에 대한 착륙장치의 흡수량에 대하여 시험 할 수 있도록 하는 장치이다.
착륙장치는 전체 항공기의 4배수준의 최대 수직하중이 발생되는 항공기 부품으로 착륙시 전체 항공기를 지탱하는 중요한 요소이다.
따라서 항공기가 착륙할 때에는, 착륙장치 및 그 구성품에 결함이 없어야 하며 착륙시 발생되는 충격에 대한 흡수율이 무엇보다 중요한 인자가 된다.
이와 같은 항공기 착륙장치를 시험하기 위해서는 현재 국내가 아닌 해외 전문업체에서 시험을 진행하여야 함에 따라 시간적, 공간적, 기술적 문제가 발생되어 많은 시험비용이 야기되는 문제점을 가지고 있다.
이하 기술은 항공기 착륙장치 설계의 기본 설계 개념과 함께 시험을 위한 장치와 시험방법에 대한 것이다.
본 발명에서 설명되는 항공기 착륙장치는 유공압 방식으로써 착륙장치 내부에 오일과 가스로 구성되고, 외부에는 타이어를 가지고 있다. 이 착륙장치는 낙하하여 지면 및 기타 물체와 충돌을 하면서 발생되는 충격의 일부를 흡수하고 나머지 부분을 항공기 기체에 전달을 하게된다. 따라서 충격흡수가 좋지 않은 착륙장치의 경우 기체에 심각한 손상을 발생할 수 있다.
착륙장치의 충격 흡수 절차는 일차 지면과 닿는 타이어에서 진행이 된 후 착륙장치 내부에 설치된 오리피스를 통과하면서 오일의 흐름에 의한 흡수가 진행되고 최종적으로 가스의 압력에 의한 충격흡수가 이루어지게 된다.
착륙장치의 충격흡수 중 타이어의 특성시험방법은 특허공보 10-2006-0005939에 개시되어 있다. 그러나 착륙장치는 정적시험(isothermal test)를 수행하여 가스압력 및 오일량의 적합성을 확인하는 시험과 낙하 시험을 통하여 착륙장치 내부에서 발생되는 하중의 분포를 착륙장치 행정(stroke)에 따라 확인하여 최대반력에 대하여 비교를 함으로써 충격흡수율을 검증한다.
현재 대부분의 착륙장치를 해외에서 구매하여 시험 또한 해외 업체에서 이루어진다. 따라서 국내 항공기 착륙장치의 제조업체가 직접적으로 시험할 수 있는 시험절차 및 방법이 구체화 되지 않은 문제점을 가지고 있다.
본 발명은 상기의 문제점을 해결하고자 이루어진 것으로, 항공기 착륙장치의 낙하시험시 착륙장치의 충격흡수에 관하여 제조업체가 직접적으로 시험할 수 있는 시험치와 및 방법을 구체화하는 것을 목적으로 한다.
본 발명에 따른 항공기 착륙장치 낙하시험 방법은 크게 시험장치의 구성, 정적시험(isothermal test) 및 낙하시험(drop test)로 구성되며, 시험에 따른 시험 결과의 분석 방법을 나타낸다.
본 발명에서 따른 착륙장치의 시험방법에 사용되는 착륙장치는 도 1에 나타난 것과 같이 실린더(1)와 피스톤(3)으로 연결되어 행정을 가지고 내부에 오리피스(2)가 있어 내부 오일(5)이 행정 발생 시 오리피스(2)를 통과하면서 충격흡수가 이 루어지고 오일(5)의 흐름에 의해 변화된 가스(4)의 압력변화를 가지는 유공압 방식의 착륙장치이다.
도 2 는 착륙장치의 정적시험(isothermal test) 및 낙하시험(drop test)가 가능한 시험장치를 나타낸다
도 2 에 따른 착륙장치 시험장치는 외곽을 구성하는 외부 프레임(6)과 상하운동을 하는 중앙프레임(7), 중앙프레임(7)의 주 유압실린더(9)로부터의 착탈을 위한 후크시스템(8)을 가지며, 후크시스템의 구동을 위한 후크실린더(10)로 구성된다. 또한 주 유압실린더(9)와 후크 실린더(10)의 구동을 위하여 유압 탱크(12)와 배전반(11)로 이루어진다.
유압 시스템에서 유압실린더(9)는 중앙 프레임의 상하 운동을 하도록 하는 역할을 한다.
유압 배전반(11)으로 후크 유압 실린더(10)와 주 유압실린더(9)의 작동을 위하여 유압 유니트(33)와 전기적으로 연결되어 있다.
유압 유니트(12)은 유압 배전반(11)의 전기적 신호를 받아 유압 실린더(9, 10)의 운동을 하도록 오일을 공급하는 기능을 가진다.
도 2에 나타낸 정보 수집 장치를 보면, 시험을 위한 착륙장치 시편의 예에 연결된 변위센서(13)은 유공압 착륙장치의 낙하시험에서 발생되는 착륙장치의 변위를 측정하기 위해 장착된다.
하중센서(14)는 착륙장치의 낙하 후 발생되는 지상반력을 측정하기 위한 장치로 착륙장치의 낙하 충격하중을 얻을 수 있는 크기를 사용한다
압력센서(15)는 유공압 착륙장치의 내부 가스 압력의 변화를 측정하기 위한 것으로, 착륙장치 압력 조건에 따라 적합한 센서를 사용한다.
타이어 변위센서(16)은 착륙장치와 연결되는 타이어의 변위를 측정하기 위해 사용된다.
그리고 구성된 장치에 의하여 시험 실시 후 착륙장치의 행정 변위 측정을 위한 변위센서(13), 지상반력을 위한 하중센서(14), 착륙장치 내부 가스 압력 변화를 위한 압력센서(15) 및 타이어의 변위 측정을 위한 변위센서(16)로 구성된 측정시스템을 시험장치에 연결한다.
도 3에서는 본 고안에 따른 착륙장치 낙하시험 장치의 외부 프레임의 도식이 나타나 있다. 가이드 봉(17)은 착륙장치가 조립된 중앙 프레임의 상하운동이 가능도록 원형의 봉으로 제작되었다.
지지관(18)는 외부 프레임 상부에서 발생되는 하중을 지지하고, 착륙장치 낙하시험시 발생되는 충격하중을 견디도록 한다.
윈치(19)는 시험자의 안전 및 상하 운동을 하는 중앙 프레임의 보조 운동장치로써 사용된다..
클램프(20)는 가이드 봉(1)이 중앙 프레임의 상하운동 위치를 이탈하지 않도록 고정시키는 역할을 한다.
상부 프레임(21)는 지지관(2)의 상부가 움직이지 않도록 하고, 유압시스템이 위치하여 작동할 때 발생되는 하중을 지지하도록 격자의 구조를 가진다.
도 4 는 중앙 프레임의 도식이 나타나 있다. 중앙플레이트(22)는 중앙프레임 의 큰 골격을 구성한다. 이 중앙 플레이트(22)는 낙하시험 하중을 위한 모의 무게(dummy weight)가 장착되고 하부에 착륙장치가 장착될수 있도록 장착장치가 조립된다.
베어링(23)은 가이드 봉(1)과 연결되어 상하 운동을 하도록 하는 구성품이며, 중앙 플레이트(22) 모서리 4곳에 설치된다.
베어링 봉(24)은 중앙프레임의 상하 운동이 가능하도록 후크 시스템과 연결되도록 한다.
장착플레이트(25)는 착륙장치가 조립되는 구성품이다. 이 장착 플레이트는 착륙장치의 폭에 따라 중앙 플레이트의 나사부와의 연결부분이 이동 가능하도록 설계되었다.
도 5 는 중앙 프레임과 주 유압시스템을 연결하는 후크 시스템을 나타낸다. 이 후크 시스템 중 나사부(26)는 유압시스템과 연결되는 부분이다.
후크(27)은 중앙 프레임의 베어링 봉(24)과 연결된다.
후크 유압 실린더(28)의 전후 운동을 통하여 후크(27)가 봉(24)과 연결 및 분리를 가능하도록 한다. 전진시 봉과 연결되며, 후진시 봉(24)과 후크(27)가 분리된다. 후진하여 분리되었을 때 낙하가 시작하게 된다.
후크 가이드 봉(29)은 상부 프레임(21) 중앙에 형성된 홀을 통하여 유압시스템에 의하여 상하 운동을 하며, 홀과 접촉을 하여 후크 시스템의 좌우로 이동되는 것을 방지한다.
도 6 은 항공기 착륙장치의 시험을 위한 절차를 나타낸다. 착륙장치의 시험 은 크게 정적시험(isothermal test)(18)과 낙하시험(drop test)(19)로 구성된다. 정적시험은 착륙장치 내부의 오일량과 가스압력의 적정성을 검증하기 위하여 수행하는 시험으로 통상적으로 낙하시험 이전에 행한다. 낙하시험은 가스하중, 댐핑하중, 타이어 하중으로 구성된 충격흡수량을 확인하여 착륙장치의 충격흡수률을 계산한다.
착륙장치 시험을 위해서 내부의 오일량과 가스압력을 이용하여 정적가스하중계산(17)을 수학식 1을 이용하여 확인한다.
Figure 112009501262795-PAT00002
정적가스하중 계산(30)을 통하여 내부의 설계상 결과를 확인 한 후 정적시험(31)을 진행한다. 정적시험(31)은 실 착륙장치를 이용하여 착륙장치 상부에 하중을 적용시키면서 그에 따른 내부 가스압력과 행정을 측정하여 정적가스하중계산(30)과 비교를 하여 그 차이점을 분석한다.
정적시험(31) 후 계산값과 시험값과의 분석을 마치고 낙하시험(32)을 실시한다. 낙하시험은 동적가스하중과 오리피스를 오일이 통과하면서 생기는 댐핑하중 및 타이어하중을 통합적으로 측정하는 것이다. 이중 댐핑하중은 정적시험을 통하여 측정이 불가능하므로 낙하시험(32)을 통하여 오리피스의 크기에 대한 검증을 하게 된다.
낙하시험(32)의 결과를 분석하여 예상한 데이터가 나오지 않았을 경우 내부 압력 변화에 의한 가스하중, 행정속도에 의한 댐핑하중 및 타이어 변위에 의한 타이어 하중을 계산하고, 분포를 확인함으로써 문제점이 되는 하중을 확인한다.
도 4 는 효율 계산을 위한 예를 나타낸 그림이다. 효율 계산은 수학식 2와 같이 계산된다.
Figure 112009501262795-PAT00003
도 6 의 효율계산(21)을 통하여 효율에 영향을 주는 요소를 확인하고 변경을 함으로써 원하는 효율값이 나오도록 변경을 하고 낙하시험(32)을 다시 수행한다.
최종적으로 원하는 결과 및 효율 획득 후 시험을 종결한다.
상기한 바와 같이 구성된 본 발명에 따른 항공기 착륙장치 시험 장치 및 방법을 이용하여, 현재 해외업체에 의존되는 착륙장치의 시험을 국내 제조업체에서도 수행할 수 있으므로 현저하게 시간 및 경비를 줄일 수 있다.
.
낙하시험을 통한 하중분포의 확인 후 댐핑하중의 수정을 위하여는 착륙장치의 실린더(1)과 피스톤(3)사이의 오일(5) 내부에 장착된 오리피스(2)의 크기에 의항여 변경 될 수 있다. 따라서 댐핑하중의 분포가 너무 크게 작용할 경우 오리피스 의 크기를 크게 함으로써 그 하중을 줄여주게 되고, 반대의 경우 오리피스의 크기를 줄여줌으로써 그 하중을 늘려주게 된다. 이 관계는 베루누이 방정식을 통하여 도출된 수학식 3을 통하여 알 수 있다.
Figure 112009501262795-PAT00004
도 1 은 유공압 착륙장치의 개략도
도 2 는 착륙장치 낙하시험을 위한 장치 구성 대표도
도 3 은 착륙장치 낙하시험을 위한 장치의 외부 프레임의 사시도
도 4 는 착륙장치 낙하시험을 위한 장치의 중앙 프레임의 사시도 및 정면도
도 5 는 착륙장치 낙하시험을 위한 장치의 후크 시스템의 사시도
도 6 은 착륙장치 낙하시험을 위한 절차의 대표도
도 7 은 착륙장치 충격흡수효율의 개략도

Claims (12)

  1. 항공기 착륙장치의 시험 장치는,
    낙하시험 장치를 지지하는 외부 프레임(6);
    상기 외부 프레임(6)에 상하로 움직일수 있도록 연결된 중앙 프레임(7);
    상기 중앙프레임(7)의 상하 운동을 위한 유압시스템(12);
    상기의 중앙프레임(7)과 유압시스템(12)를 연결하여 낙하시험을 위한 장치의 구동을 하도록 하는 후크시스템(8);
    상기의 시험장비를 통하여 시험의 데이터의 획득을 위한 측정시스템(16);
    으로 구성된 항공기 착륙장치의 시험 장치
  2. 항공기 착륙장치의 시험 방법은
    설계에 의한 내부 조건 확인을 위한 정적가스하중계산(30);
    착륙장치의 가스하중을 검증을 위한 정적시험(31);
    착륙장치 내부에 작용하는 하중들의 분포 확인을 위한 낙하시험(32);
    오리피스와 같은 내부 구성품 및 가스압력, 오일량등의 조건을 확인하는 낙하시험의 검증(33); 및
    착륙장치의 충격흡수효율의 계산(34);
    절차로 구성된 항공기 착륙장치의 시험 방법
  3. 제 1 항에 있어서
    상기 외부프레임(6)은 중앙 프레임(7)의 상하 운동을 위한 가이드 봉(17)을 가지며, 시험시 발생되는 충격하중을 견디는 지지관(18)으로 외관을 구성하는 항공기 착륙장치의 시험장치
  4. 제 3 항에 있어서
    상기의 상부 프레임에 있어서,
    구성된 외관에 시험자의 안전을 위한 윈치시스템(19) 및 가이드봉(1)을 고정하는 클램프(20)를 구성하며, 상부에 주 유압실린더(14)가 장착되어 작동 시 하중의 분포를 위한 격자구조의 항공기 착륙장치의 시험 장치
  5. 제 1 항에 있어서
    상기의 중앙프레임(7)에 있어서, 중앙플레이트(22)를 골격으로 가이드 봉(1)과 연결되는 4개소의 베어링(23)이 설치되고 후크시스템(8)과 연결되는 베어링 봉(24)을 가지며, 착륙장치가 조립되는 장착 플레이트(25)를 가지는 항공기 착륙장치의 시험장치
  6. 제 1 항에 있어서
    상기의 유압시스템은 주 유압실린더(9)와 후크유압실린더(8) 및 구동을 위한 유압유니트(12), 유압 배전반(11)으로 구성되어 중앙프레임(7)의 상하운동 및 자유 낙하를 수행할 수 있는 항공기 착륙장치의 시험장치
  7. 제 1 항에 있어서
    상기의 유압시스템과 중앙프레임(7)을 연결하는 나사부(26)와 중앙프레임 베어링봉(24)과 연결하는 후크 및 후크유압실린더(8)로 구성되어 있어 중앙프레임(7)의 상하 운동의 연결을 하도록 하는 도 5의 후크시스템을 가지는 항공기 착륙장치의 시험장치
  8. 제 1 항에 있어서
    착륙장치 낙하시험의 데이터를 획득하기 위하여 착륙장치 변위센서(13), 지상반력 측정 하중센서(14), 타이어 변위센서(16) 및 착륙장치 내부 압력변화 측정을 위한 압력센서(15)로 구성된 착륙장치 낙하 시험장치의 측정시스템을 가지는 항공기 착륙장치의 시험장치
  9. 제 2 항에 있어서
    정적시험(31)을 통하여 내부의 오일량과 가스압력을 결정 및 검증하기 위한 항공기 착륙장치의 시험방법
  10. 제 7 항에 있어서
    정적시험(31) 전 항공기 착륙장치의 정적시험 결과와 비교하기 위한 설계데 이터 및 항공기 착륙장치 내부 조건을 확인하기 위한 정적가스하중 계산을 가지는 항공기 착륙장치의 시험방법
  11. 제 2 항에 있어서
    낙하시험(32)를 통하여 얻어진 결과에서 수학식 3을 이용하여 내부 댐핑하중과 관계되는 오리피스 크기의 결정과 동적 가스압력의 분포의 확인(35)을 위한 항공기 착륙장치의 시험방법
  12. 제 9 항에 있어서
    낙하시험(32)을 통하여 얻어진 결과를 이용하여 항공기 착륙장치의 효율을 계산(34)으로 최종적인 조건을 결정하는 절차를 가지는 항공기 착륙장치의 시험방법
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