KR20160057834A - 헬리데크 강도 실험 장치 - Google Patents

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KR20160057834A KR1020140158943A KR20140158943A KR20160057834A KR 20160057834 A KR20160057834 A KR 20160057834A KR 1020140158943 A KR1020140158943 A KR 1020140158943A KR 20140158943 A KR20140158943 A KR 20140158943A KR 20160057834 A KR20160057834 A KR 20160057834A
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Abstract

본 발명은 헬리데크 강도 실험 장치 및 실험 방법에 관한 것이다.
본 발명의 일 측면에 따르면, 헬리데크 모사체의 변형 정도를 측정하는 변형측정부; 상기 헬리데크 모사체에 하중을 가하고, 상기 하중을 측정하는 헬리콥터 모사체; 상기 헬리콥터 모사체를 이동시키는 구동부; 및 상기 헬리데크 모사체를 냉각시키는 냉각부를 포함하는 헬리데크 강도 실험 장치가 제공될 수 있다.

Description

헬리데크 강도 실험 장치{EXPERIMENTAL APPARATUS FOR MESURING STRENGTH OF HELIDECK}
본 발명은 헬리데크 강도 실험 장치에 관한 것이다.
일반적으로 드릴쉽(Drill ship)이나 FPSO(Floating, Production, Storage and Offloading) 등과 같은 해양 구조물(Offshore plant) 또는 해상에서 오랜 시간을 체류해야 하는 선박들은 인원 이동을 위해서 헬리콥터(Helicopter)를 운용해야 하고, 이로 인해 선수 또는 선미에 헬리데크(Helideck)의 설치를 필요로 한다.
헬리데크는 헬리콥터가 이착륙하는 데크 플로어(deck floor)를 형성하는 펜케익(pancake)부와 팬케익부를 지지하는 펜케익 지지부로 구성될 수 있다. 팬케익부는 헬리콥터를 지지할 수 있도록 다수 개의 플랭크(plank)가 서로 연결되어 형성될 수 있으며, 펜케익 지지부는 팬케익부를 지지할 수 있는 H형 빔(beam)들을 포함할 수 있다.
한편, 위와 같은 구성은 모두 헬리데크의 구조적 안정성을 위한 것인데, 헬리데크의 구조적 안정성을 평가할 수 있는 방법은 제안되고 있지 않다.
즉, 헬리데크가 어느 정도의 하중을 견딜 수 있는지에 대한 명확한 실험 방법이 정립되어 있지 않고, 이를 위한 실험 장치가 없기 때문에, 현재로서는 각 부재, 즉 플랭크, 알루미늄 H빔, 스틸 H빔 각각의 제원을 바탕으로 전체 헬리데크의 강도를 예상하거나, 시뮬레이션 방식으로 헬리데크의 구조 해석을 하고 있다. 그리고 더 나아가 헬리데크의 구조적 안정성을 파악할 때 헬리데크가 노출되는 환경적 요인이 고려되지 않는 문제점이 있다.
대한민국 공개특허공보 2013-0137741
본 발명의 실시예들은 헬리데크의 강도 및 구조적 안정성을 실험할 수 있는 헬리데크 강도 실험 장치를 제공하고자 한다.
본 발명의 일 측면에 따르면, 헬리데크 모사체의 변형 정도를 측정하는 변형측정부; 상기 헬리데크 모사체에 하중을 가하고, 상기 하중을 측정하는 헬리콥터 모사체; 상기 헬리콥터 모사체를 이동시키는 구동부; 및 상기 헬리데크 모사체를 냉각시키는 냉각부를 포함하는 헬리데크 강도 실험 장치가 제공될 수 있다.
또한, 상기 냉각부는, 상기 헬리데크 모사체를 수용할 수 있는 냉각 챔버; 및 상기 냉각 챔버로 냉각 물질을 공급할 수 있는 공급 노즐을 포함하는 헬리데크 강도 실험 장치가 제공될 수 있다.
또한, 상기 구동부는, 상기 헬리콥터 모사체의 자유낙하를 위하여 특정 높이로 상기 헬리콥터 모사체를 이동시키는 헬리데크 강도 실험 장치가 제공될 수 있다.
또한, 상기 헬리콥터 모사체는, 헬리콥터 본체를 모사하는 하중 부가부; 상기 구동부에 연결되고 상기 하중 부가부가 탑재되는 승강판; 상기 하중을 측정하는 하중 측정부; 및 상기 하중 측정부를 통해 상기 승강판에 연결되는 바퀴부를 포함하고, 상기 하중 측정부는, 상기 바퀴부의 하중을 측정하는 헬리데크 강도 실험 장치가 제공될 수 있다.
또한, 상기 바퀴부는, 상기 하중 측정부와 연결되는 브래킷; 상기 브래킷과 회전축에 의해 연결되는 타이어; 및 상기 타이어가 상기 회전축에 대해 회전이 방지되게 상기 타이어를 고정시키는 고정핀을 포함하는 헬리데크 강도 실험 장치가 제공될 수 있다.
본 발명의 실시예들은 헬리데크의 강도 및 구조적 안정성을 실험할 수 있는 헬리데크 강도 실험 장치를 제공할 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 헬리데크 강도 실험 장치를 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 2는 도 1의 실시예에 따른 헬리데크 강도 실험 장치의 헬리데크 모사체의 구조를 나타낸 도면이다.
도 3은 도 2의 헬리데크 모사체의 평면도이다.
도 4는 도 1의 A 부분을 확대해서 나타낸 도면이다.
도 5는 도 1의 헬리데크 강도 실험 장치에 냉각부가 제공된 모습을 나타낸 도면이다.
도 6은 도 1의 헬리데크 모사체에 헬리콥터 모사체가 낙하된 모습을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 7은 도 6의 헬리데크 모사체와 바퀴부를 자세히 보여주는 도면이다.
도 8은 본 발명의 일 측면에 따른 헬리데크 강도 실험 장치를 이용하여 헬리데크 강도 실험을 수행하는 순서도이다.
이하에서는 본 발명의 사상을 구현하기 위한 구체적인 실시예에 대하여 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하도록 한다.
아울러, 본 발명을 설명함에 있어서, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명을 생략한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 헬리데크 강도 실험 장치(10)를 개략적으로 나타낸 도면이고, 도 2는 도 1의 실시예에 따른 헬리데크 강도 실험 장치(10)의 헬리데크 모사체(100)의 구조를 나타낸 도면이고, 도 3은 도 2의 헬리데크 모사체(100)의 평면도이다.
도 1 내지 도 3을 참조하면, 본 발명의 일 측면에 따른 헬리데크 강도 실험 장치(10)는 헬리콥터가 헬리데크 상면에 착지할 때 헬리데크에 가해지는 하중에 따라 헬리데크의 변형 정도 및 헬리데크의 강도를 측정하는 실험을 하기 위한 장치로, 헬리데크 모사체(100) 및 헬리콥터 모사체(400)를 포함한다. 그리고 헬리콥터가 헬리데크에 착지하는 과정을 반복적으로 구현하기 위해 본 실시예에 따른 헬리데크 강도 실험 장치(10)는 헬리콥터 모사체(400)를 승강시킬 수 있는 승강 구동부(300)와 헬리데크 모사체(100)를 냉각시킬 수 있는 냉각부(600, 도 5)를 포함할 수 있다.
먼저, 헬리데크 모사체(100)는 도 2에서와 같이 팬케익부(110), 팬케익부(110) 아래에 배치되어 팬케익부(110)를 지지하는 제1 지지체(120), 제1 지지체(120) 아래에 배치되어 제1 지지체(120)를 지지하는 제2 지지체(130)를 포함할 수 있다.
팬케익부(110)는 헬리콥터 모사체(400)의 최 상측에 배치되는 부분으로, 헬리콥터 모사체(400) 하강 시의 충격이 직접적으로 전달될 수 있다. 팬케익부(110)는 일 방향(y 방향)으로 연장된 복수 개의 플랭크(111)를 포함할 수 있으며, 복수 개의 플랭크(111)는 길이 방향(y 방향)과 수직인 방향(x 방향)으로 서로 이웃하게 배치될 수 있다.
본 실시예에 따른 팬케익부(110)는 5개의 플랭크(111)가 서로 연속적으로 이웃하게 배치된 것을 일 예로 도시하였으나, 팬케익부(110)를 구성하는 플랭크(111)의 수량은 다양하게 변경될 수 있다. 그리고 플랭크(111)는 실제 헬리데크를 구성하는 플랭크(111)의 재료와 동일한 구조 및 재질로 제작될 수 있으며, 일 예로 알루미늄 재질로 제작될 수 있다.
팬케익부(110) 아래에는 제1 지지체(120) 및 제2 지지체(130)가 차례로 배치되어 팬케익부(110)에 상방향의 지지력을 제공할 수 있다. 구체적으로, 제1 지지체(120)는 플랭크(111)의 길이 방향(y 방향)과는 수직인 방향(x 방향)으로 연장되는 I 빔일 수 있다. 그리고 제2 지지체(130)는 플랭크(111)의 길이 방향(y 방향)과 동일한 방향으로 연장되는 I 빔일 수 있다.
이처럼 플랭크(111), 제1 지지체(120) 및 제2 지지체(130)는 서로 교차되게 배치될 수 있다. 그리고 제1 지지체(120)는 알루미늄 재질로, 제2 지지체(130)는 스틸 재질로 제작될 수 있다. 그러나, 플랭크(111), 제1 지지체(120), 제2 지지체(130)의 형태, 배치 구조, 재질 등은 구현하고자 하는 실제 헬리데크의 형태, 배치 구조, 재질에 따라 다양하게 변경될 수 있다.
그리고 실제 헬리데크의 제1 지지체(120) 및 제2 지지체(130) 주변의 경계 조건은 고정 조건이 아닌 단순지지 조건이므로, 이와 유사하게 본 실시예에 있어서도 하나의 제2 지지체(131) 부위를 고정단으로, 다른 하나의 제2 지지체(132) 부위를 자유단으로 모사할 수 있다.
구체적으로, 고정단을 모사하기 위해 제1 지지체(120)와 상기 하나의 제2 지지체(131) 사이에는 마찰패드(135)가 제공될 수 있으며, 자유단을 모사하기 위해 제1 지지체(120)와 상기 다른 하나의 제2 지지체(31) 사이에는 롤러(136)가 제공될 수 있다.
그리고 헬리데크 모사체(100)의 상면에는 헬리콥터 모사체(400)에 의해 가해지는 하중에 따른 헬리데크 모사체(100)의 변형 여부 및 변형 정도를 측정할 수 있는 변형 측정 장치(150)가 제공될 수 있다. 본 실시예에서는 변형 측정 장치(150)가 스트레인 게이지(strain gauge)인 것을 일 예로 설명한다. 스트레인 게이지는 전기식 및 기계식으로 분류 가능하고, 그 중 전기식 스트레인 게이지의 경우 구조체가 변형을 일으킬 때에 전기적 저항이 변화하여 이로부터 구조체의 변형 정도를 파악할 수 있는 것이고, 기계식 스트레인 게이지는 두 지점 사이의 미소한 거리 변화를 기계적으로 측정하여 구조체의 변형 정도를 파악하는 것이다.
변형 측정장치(150)는 복수 개가 플랭크(111) 표면 상에 서로 일정 거리 이격된 채로 설치될 수 있다. 이 경우 하중이 가해지는 지점으로부터의 거리에 따라 상이하게 발생되는 변형 정도가 측정될 수 있다.
도 4는 도 1의 A 부분을 확대해서 나타낸 도면이다.
도 1 및 도 4를 참조하면, 본 실시예에 따른 헬리데크 강도 실험 장치(10)는 승강 구동부(300)가 장착될 수 있는 메인 프레임(200) 및 헬리콥터 모사체(400)의 승강을 안내하는 가이드 프레임(210)을 포함할 수 있다. 메인 프레임(200)의 상측에는 승강 구동부(300)가 장착될 수 있으며, 메인 프레임(200)은 헬리콥터 모사체(400)의 승강이 안정적으로 이루어질 수 있도록 지지하는 기둥 역할을 할 수 있다. 그리고 메인 프레임(200)의 중심부에는 상하 방향으로 한 쌍의 가이드 프레임(210)이 연결될 수 있다.
가이드 프레임(210)은 후술되는 승강판(420)을 상하로 관통할 수 있으며, 가이드 프레임(210)에 의해 승강판(420)의 상하 이동이 안내될 수 있다. 또한, 도시된 것과 같이 가이드 프레임(210)은 메인 프레임(200)의 상단부부터 지면까지 연장될 수 있으며, 또는 메인 프레임(200)으로부터 헬리데크 모사체(100)에 도달하는 높이까지만 제공될 수도 있다.
헬리콥터 모사체(400)는 헬리콥터를 모사한 것으로, 헬리콥터 본체를 모사하는 하중 부가부(410), 헬리콥터 바퀴를 모사하는 바퀴부(430), 그리고 바퀴부(430)에 작용하는 하중을 측정할 수 있는 하중 측정부(440)를 포함할 수 있다.
하중 부가부(410)는 헬리콥터 본체의 하중을 모사할 수 있는 것으로, 헬리콥터의 실제 하중과 대응되는 중량을 갖는 중량물일 수 있으며, 또는 헬리콥터의 착지 시 헬리콥터에 작용하는 양력을 미리 고려하여 실제 헬리데크에 가해지는 산정된 하중을 갖는 중량물일 수 있다. 하중 부가부(410)는 밀도가 높은 금속 또는 헬리콥터 본체와 동일한 재질의 금속으로 제작될 수 있다.
하중 부가부(410)는 승강판(420)에 의해서 바퀴부(430) 및 하중 측정부(440)와 연결될 수 있다.
승강판(420)에는 하중 부가부(410)가 탑재될 수 있으며, 승강판(420)은 승강 구동부(300)의 와이어(310)와 연결되어 승강 구동부(300)에 의해 승강될 수 있다. 승강판(420) 상면에는 와이어(310)와 연결되기 위한 고리(422)가 장착될 수 있다.
승강판(420)의 양측에는 가이드 홀(미도시) 및 가이드 부재(421)가 장착될 수 있다. 가이드 홀 및 가이드 부재(421)에는 전술된 가이드 프레임(210)이 상하 방향으로 관통될 수 있다. 이에 따라 승강판(420)은 가이드 프레임(210)을 따라 상하 방향으로 승강될 수 있다.
가이드 홀에는 가이드 부재(421)가 장착될 수 있으며, 가이드 부재(421)는 마찰계수가 작은 재질로 제작되어 가이드 프레임(210)이 가이드 부재(421)를 통과할 때 가이드 프레임(210)의 이동에 최소한의 마찰 저항이 작용하게 할 수 있다.
그리고 승강판(420)의 하부에는 하중 측정부(440)가 연결될 수 있다. 하중 측정부(440)는 바퀴부(430)에 가해지는 하중을 측정하는 것으로, 바퀴부(430)가 헬리데크 모사체(100)와 충돌 할 때 바퀴부(430)에 가해지는 하중, 즉 충돌로 인한 반력을 측정할 수 있다. 하중 측정부(440)는 하중, 즉 힘의 크기를 감지 할 수 있는 힘 센서일 수 있으며, 일 예로 로드셀(load cell)일 수 있다.
바퀴부(430)는 헬리콥터의 바퀴를 모사한 것으로, 하중 측정부(440) 하부에 연결되는 브래킷(432), 브래킷(432)을 횡방향으로 관통하는 회전축(433), 회전축(433)에 장착되는 타이어(431)를 포함할 수 있다. 헬리콥터의 착지시에 타이어는 회전하지 않으므로, 본 실시예에 따른 타이어(431) 역시 브래킷(432)과 연결된 고정핀(435)에 의해서 회전이 방지될 수 있다.
브래킷(432), 회전축(433), 타이어(431) 및 고정핀(435)은 실제 헬리콥터 바퀴와 동일한 크기, 구조, 재질 등으로 제작될 수 있으며, 또는 실제 헬리콥터 바퀴일 수도 있다.
한편, 승강 구동부(300)는 헬리콥터 모사체(400)를 승강시키는 기능을 갖는 것으로, 일예로, 와이어(310)를 통해 승강판(420)과 연결되고 와이어(310)를 감거나 풀 수 있는 윈치일 수 있다. 승강 구동부(300)는 헬리콥터 모사체(400)의 승강 시에는 헬리콥터 모사체(400)에 상방향의 장력을 제공할 수 있으며, 헬리콥터 모사체(400)의 하강 시에는 헬리콥터 모사체(400)에 별도의 장력을 제공하지 않음으로써 헬리콥터 모사체(400)가 자유 낙하되게 할 수 있다.
즉, 헬리콥터 모사체(400)의 하강 시, 승강 구동부(300)는 구동하지 않고 정지된 상태일 수 있으며, 이에 따라 헬리콥터 모사체(400)는 헬리콥터 모사체(400) 자체의 자중에 의해서 자유 낙하할 수 있다.
도 5는 도 1의 헬리데크 강도 실험 장치에 냉각부가 제공된 모습을 나타낸 도면이다.
도 5를 참조하면, 냉각부(600)는 헬리데크 모사체(100)를 냉각시키는 기능을 갖는 것으로, 냉각 물질 저장탱크(610), 냉각 물질 공급관(630), 냉각 챔버(650)를 포함할 수 있다. 냉각 물질은 헬리데크 모사체(100)를 급속도로 냉각시킬 수 있는 물질일 수 있으며, 일 예로 액화 질소일 수 있다.
본 실시예에서, 냉각 물질로서 액화 질소가 사용된 것을 일 예로 설명하나 냉각 물질은 액화 질소 이외에도 냉각 기능을 갖는 다양한 종류의 액화 냉매가 사용될 수 있다. 또한 냉각 물질이 액화 냉매로 한정된 것은 아니며, 드라이 아이스와 같이 고체 상태에서 기체 상태로 승화됨에 따라 다른 물질을 냉각시킬 수 있는 물질이 사용될 수도 있다.
냉각 물질 저장 탱크(610)는 액화 질소를 액체 상태로 유지시키기 위해서 고압 상태가 유지될 수 있으며, 냉각 물질 저장 탱크(610)에 저장된 액화 질소는 공급 밸브(620)의 개방 시 선택적으로 냉각 물질 공급관(630) 및 공급 노즐(640)을 통해 냉각 챔버(650)로 공급될 수 있다.
냉각 챔버(650)는 헬리데크 모사체(100)를 수용할 수 있는 용기일 수 있으며, 보다 원활한 냉각을 위해서 외부 또는 내부가 절연 부재로 감싸질 수 있다. 그리고 도시되지는 않았으나 냉각 챔버(650)에는 냉각 챔버(650) 내부 온도 또는 냉각 챔버(650) 내부의 헬리데크 모사체(100)의 온도를 감지할 수 있는 온도 센서가 장착될 수 있으며, 온도 센서에 의해 감지된 온도에 따라 공급 밸브(620)의 개폐 여부가 제어될 수 있다.
이하에서는 본 발명의 일 측면에 따른 헬리데크 강도 실험 장치를 이용하여 헬리데크 강도를 실험하는 방법에 대해 도 6 내지 도 8을 참조하여 설명한다.
도 6은 도 1의 헬리데크 모사체(100)에 헬리콥터 모사체(400)가 낙하된 모습을 개략적으로 나타낸 도면이고, 도 7은 도 6의 헬리데크 모사체(100)와 바퀴부(430)를 자세히 보여주는 도면이고, 도 8은 본 발명의 일 측면에 따른 헬리데크 강도 실험 장치를 이용하여 헬리데크 강도 실험을 수행하는 순서도이다.
먼저, 실험하고자 하는 실제 헬리콥터의 자중과 실제 헬리콥터의 착지 운행 시 헬리콥터에 작용하는 양력을 고려하여 헬리데크에 가해지는 하중 범위를 미리 계산할 수 있다. 그리고, 실제 헬리데크가 제공되는 해양 환경의 온도 조건 역시 미리 검색 또는 계산될 수 있으며, 헬리데크 모사체(100)에 변형 측정장치(150)를 설치할 수 있다.
변형 측정장치(150)는 복수로 마련되어 플랭크(111)의 상면에 일정 간격을 가진 채 이격되도록 설치될 수 있고, 플랭크(111) 외의 다른 부위, 예를 들어, 제1 지지체(120)의 일측 및/또는 제2 지지체(130)의 일측에도 설치될 수 있다. 변형 측정 장치(150)에 의해 측정되는 측정 영역(40)은 일 예로 헬리데크 모사체(100)의 중심부로 선정될 수 있다.
그리고 헬리데크 모사체(100)는 냉각부(600)에 의해 기 설정된 온도 범위로 냉각(S10)될 수 있다. 구체적으로, 헬리데크 모사체(100)는 헬리콥터 모사체(400) 하측에 배치된 후에 냉각 챔버(650) 내부에 수용될 수 있다. 헬리데크 모사체(100)가 냉각 챔버(650) 내부에 수용되면, 공급 밸브(620)는 개방될 수 있으며, 이에 따라 액화 질소가 냉각 물질 공급 탱크(610)로부터 냉각 물질 공급관(630), 공급 노즐(640)을 통해 냉각 챔버(650)로 공급될 수 있다. 액화 질소가 상대적으로 저압 상태인 냉각 챔버(650) 내부로 진입하면서 액화 질소는 단시간 동안 급속도로 기화될 수 있다. 액화 질소가 기화하는 과정에서 액화 질소는 냉각 챔버(650) 내부 공기 및 헬리데크 모사체(100)를 저온으로 냉각시킬 수 있다.
일정 시간 경과 후, 온도 센서에 의해 감지된 냉각 챔버(650) 내부 공기 온도 또는 헬리데크 모사체(100)의 온도가 기 설정된 온도 범위에 도달할 경우, 공급 밸브(620)는 폐쇄될 수 있다. 그리고 냉각 챔버(650)는 다른 위치로 이동될 수 있으며 헬리데크 모사체(10)는 외부로 노출될 수 있다.
한편, 헬리콥터 모사체(400)가 하강되는 높이가 조절(S20)될 수 있다. 착지하는 헬리콥터 본체를 모사하는 하중 부가부(410)는 승강판(420)에 탑재될 수 있으며, 이 때 승강판(420)의 높이는 승강 구동부(300)가 와이어(310)를 상측으로 권양시킨 정도에 따라 변경될 수 있다. 승강판(420)의 높이가 변경됨에 따라 승강판(420)이 하강되는 거리 역시 변경될 수 있으며, 승간판(420)이 하강되는 거리가 변경됨에 따라 승강판(420)의 낙하 속도가 변경될 수 있다.
그 후, 헬리콥터 모사체(400)를 헬리데크 모사체(100)로 하강시키기 위해서, 승강 구동부(300)는 구동이 정지될 수 있다. 그리고 이에 따라 헬리콥터 모사체(300)와 승강 구동부(300)를 연결하는 와이어(310) 상에는 장력이 작용하지 않을 수 있으며, 헬리콥터 모사체(400)는 헬리데크 모사체(100) 상측으로 하강(S30), 즉 자유낙하 할 수 있다.
이때, 헬리콥터 모사체(400)는 도 7에 도시된 것과 같이 인접한 한 쌍의 플랭크(111)의 경계 부위로 낙하할 수 있으며, 상기 경계 부위에 하중을 가할 수 있다. 헬리데크는 플랭크(111) 간의 경계 부위의 강도가 가장 취약할 수 있으므로 헬리콥터 모사체(400)를 플랭크(111) 간의 경계 부위에 낙하시킬 경우 헬리데크 모사체(100)의 강도를 정확히 파악할 수 있으며, 이에 따라 실제 헬리데크 제작 시 헬리데크의 안정성을 확보할 수 있다.
그리고 이 때, 헬리콥터 모사체(400)가 헬리데크 모사체(100)로 낙하할 때, 타이어(431)는 고정핀(435)에 의해 회전이 방지된 상태이므로 타이어(431)는 회전하지 않고 정지된 상태일 수 있다. 즉, 고정핀(435)으로 타이어(431)의 회전을 방지함으로써 실제 헬리콥터 착지 운항이 실제와 유사하게 구현될 수 있다.
헬리콥터 모사체(400)가 헬리데크 모사체(100)와 충돌 시 헬리콥터 모사체(400)와 헬리데크 모사체(100)는 서로 에게 하중을 가할 수 있으며(작용), 헬리콥터 모사체(400)와 헬리데크 모사체(100) 각각은 그에 따른 반력(반작용)을 받을 수 있다. 이와 같은 힘의 작용 반작용 원리에 의해 헬리콥터 모사체(400)에 작용하는 하중과 헬리데크 모사체(100)에 작용하는 하중은 서로 같은 크기를 가질 수 있다.
헬리콥터 모사체(400)에 가해지는 하중은 하중 측정부(440)에 의해 측정(S40)될 수 있으며, 하중 측정부(400)에 의해서 측정된 하중은 헬리데크 모사체(100)에 가해지는 하중의 크기와 같다.
한편, 헬리데크 모사체(100)에 하중이 작용하면, 하중에 따른 헬리데크 모사체(100)의 변형 여부 및 변형 정도가 변형 측정 장치(150)에 의해 측정(S50)될 수 있다.
측정이 완료되면, 다시 승강 구동부(300)를 구동시켜 승강판(420)을 상측으로 승강시키고, 하중 부가부(410)의 중량을 변경하거나 헬리데크 모사체(100)의 온도를 변경시킨 후 다시 헬리콥터 모사체(400)를 하강시킴으로서 헬리데크 강도 실험을 반복적으로 수행할 수 있다.
따라서 본 실시예에 따른 헬리데크 강도 실험 장치(10)는 실제 헬리콥터가 실제 헬리데크에 착지하는 과정에서 헬리데크의 변형 여부를 확인 할 수 있으며, 이에 따라 헬리데크의 강도를 파악할 수 있다. 또한, 실제 헬리데크가 제공되는 환경 조건 또한 고려될 수 있으므로 보다 정확하게 헬리데크의 강도를 파악할 수 있으며, 승강 구동부(300)를 이용하여 실험을 반복적으로 실행할 수 있다.
이상에서 설명된 실시예는 본 발명의 일부 예를 설명한 것에 불과하고, 본 발명의 권리범위는 설명된 실시예에 한정되는 것은 아니며, 이 분야의 통상의 기술자에 의하여 본 발명의 기술적 사상과 특허청구범위 내에서의 다양한 변경, 변형 또는 치환이 가능할 것이고, 그와 같은 실시는 모두 본 발명의 범위에 속하는 것으로 보아야 한다.
100: 헬리데크 모사체 110: 플랭크부
120: 제1 지지체 130: 제2 지지체
200: 메인 프레임 210: 가이드 프레임
300: 승강 구동부 310: 와이어
400: 헬리콥터 모사체 410: 하중 부가부
420: 승강판 430: 바퀴부
431: 타이어 435: 고정핀
600: 냉각부

Claims (5)

  1. 헬리데크 모사체의 변형 정도를 측정하는 변형측정부;
    상기 헬리데크 모사체에 하중을 가하고, 상기 하중을 측정하는 헬리콥터 모사체;
    상기 헬리콥터 모사체를 이동시키는 구동부; 및
    상기 헬리데크 모사체를 냉각시키는 냉각부를 포함하는 헬리데크 강도 실험 장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 냉각부는,
    상기 헬리데크 모사체를 수용할 수 있는 냉각 챔버; 및
    상기 냉각 챔버로 냉각 물질을 공급할 수 있는 공급 노즐을 포함하는 헬리데크 강도 실험 장치.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 구동부는,
    상기 헬리콥터 모사체의 자유낙하를 위하여 특정 높이로 상기 헬리콥터 모사체를 이동시키는 헬리데크 강도 실험 장치.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 헬리콥터 모사체는,
    헬리콥터 본체를 모사하는 하중 부가부;
    상기 구동부에 연결되고 상기 하중 부가부가 탑재되는 승강판;
    상기 하중을 측정하는 하중 측정부; 및
    상기 하중 측정부를 통해 상기 승강판에 연결되는 바퀴부를 포함하고,
    상기 하중 측정부는,
    상기 바퀴부의 하중을 측정하는 헬리데크 강도 실험 장치.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 바퀴부는,
    상기 하중 측정부와 연결되는 브래킷;
    상기 브래킷과 회전축에 의해 연결되는 타이어; 및
    상기 타이어가 상기 회전축에 대해 회전이 방지되게 상기 타이어를 고정시키는 고정핀을 포함하는 헬리데크 강도 실험 장치.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108195539A (zh) * 2017-11-13 2018-06-22 南京航空航天大学 一种用于研究直升机桨叶扬起下坠的试验装置
KR20190111214A (ko) * 2018-03-22 2019-10-02 삼성중공업 주식회사 이동형 하중 측정 장치
KR20210025977A (ko) * 2019-08-28 2021-03-10 (주)제이.케이.에스 면진받침용 시편 시험장비의 최적화장치 및 최적화방법

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