KR20200051358A - 비행체의 날개 유연성 모사 장치 및 이를 이용한 날개의 유연성 시험 방법 - Google Patents

비행체의 날개 유연성 모사 장치 및 이를 이용한 날개의 유연성 시험 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 비행체의 날개 유연성 모사 장치 및 이를 이용한 날개의 유연성 시험 방법에 관한 것으로 날개의 공진 1차 모드와 동일한 공진 1차 모드로 작동하는 날개 유연성 모사용 플레이트부재, 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 타측 단부가 떠 있도록 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 일 측 단부를 지지하는 플레이트 지지부재, 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 장착되는 관성 측정기를 포함하여 차량에 장착되어 지상에서 날개 유연성 시험을 수행함으로써 날개 유연성 시험에 대한 작업 인원 및 비용, 시간을 절감하고 비행체의 설계 및 개발 기간을 단축한다.

Description

비행체의 날개 유연성 모사 장치 및 이를 이용한 날개의 유연성 시험 방법{PLIABILITY TEST APPARTUS FOR WING OF PROJECTILE AND PLIABILITY TEST METHOD FOR WING USING THE SAME}
본 발명은 비행체의 날개 유연성 모사 장치 및 이를 이용한 날개의 유연성 시험 방법에 관한 것으로 더 상세하게는 날개의 공진 주파수와 유사한 공진 주파수를 발생시켜 차량에 설치하여 차량 시험을 통해 날개의 진동 특성을 분석할 수 있는 비행체의 날개 유연성 모사 장치 및 이를 이용한 날개의 유연성 시험 방법에 관한 발명이다.
비행체의 날개는 동체(Body)와 일체가 아니므로, 항공기의 모션에 따라 주파수와 변위를 가지고 진동하게 된다.
또한, 비행체의 날개는 장착물의 무게나 비행체의 속도에 따라 그 변화되는 진동의 크기나 주파수가 바뀌면서 움직임이 발생하게 된다.
이러한 특성은 비행체에 장착하여 확인가능하며, 일반적으로 진동의 주파수와 변위를 일반화하여 시간이나 궤적에 따른 변화 없이 시뮬레이션으로 확인해야 했다.
즉, 항공무기체계 개발 시 날개의 진동특성을 고려하여 전달정렬 알고리즘을 설계하는 것은 매우 중요한 일이다.
그러나, 이러한 알고리즘 개발하고 시험평가하기 위해서는 실제 비행체에 날개를 장착하여 여러 번 시험평가(CFT)하는 과정이 반드시 필요하다.
뿐만 아니라 날개가 적용되는 비행체가 달라지면 날개의 물리적 제원이 달라져 다시 비행시험평가를 수행해야 한다.
이러한 시험평가는 비행기, 조종사 및 정비사 등과 같은 시험인력과 많은 분석인원이 필요로 하고, 많은 비용이 드는 단점이 있다.
0001)한국특허등록 제1607083호 '군용 항공기의 진동 데이터를 획득하기 위한 외장형 탑재 계측 장비 및 이의 제어 방법'(2016.03.23.등록)
본 발명의 목적은 지상에서 날개 유연성 시험을 수행하도록 하여 날개 유연성 시험에 대한 작업 인원 및 비용, 시간을 절감하고 비행체의 설계 및 개발 기간을 단축하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치 및 이를 이용한 날개의 유연성 시험 방법을 제공하는 데 있다.
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예는 자유롭게 휘어질 수 있어 날개의 공진 1차 모드와 동일한 공진 1차 모드로 작동하는 날개 유연성 모사용 플레이트부재, 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 타측 단부가 떠 있도록 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 일 측 단부를 지지하는 플레이트 지지부재, 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 장착되는 관성 측정기를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예는 상기 관성 측정기로부터 3차원 각속도 및 가속도를 전달받아 진동 특성을 분석하는 진동 특성 분석부를 더 포함할 수 있다.
본 발명에서 상기 플레이트 지지부재에는 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재가 관통되어 길이 방향으로 이동 가능하게 위치되는 플레이트 길이조절부가 위치될 수 있다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예는 상기 제1플레이트 이동통로 내에 이동 가능하게 위치되는 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 위치를 고정하는 플레이트 위치 고정부재를 더 포함하며, 상기 플레이트 위치 고정부재는 상기 플레이트 길이조절부를 관통하여 체결되어 상기 제1플레이트 이동통로 내에 위치된 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재를 가압하는 제1플레이트 가압 고정볼트부재일 수 있다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예는 상부에 상기 관성 측정기가 위치되고 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이방향을 따라 이동되는 관성 측정기용 이동부재 및 상기 관성 측정기용 이동부재의 위치를 고정하는 관성 측정기 위치 고정구를 더 포함할 수 있다.
본 발명에서 상기 플레이트 지지부재에는 상기 플레이트 길이조절부를 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이 방향과 수직으로 위치되는 제1회전축을 중심으로 회전가능하게 지지하는 회전 지지부가 위치되고, 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예는 상기 제1회전축을 중심으로 회전되는 상기 플레이트 길이조절부의 회전된 각도를 고정하는 각도 고정부재를 더 포함할 수 있다.
본 발명에서 상기 회전 지지부는 상기 플레이트 길이조절부의 양측에 각각 위치되어 상기 플레이트 길이조절부의 측면에 연결되는 상기 제1회전축을 지지하는 측면 지지 브라켓트를 포함하며, 상기 플레이트 길이조절부의 측면에는 각도 고정용 볼트 체결홈이 위치되고, 상기 측면 지지 브라켓트에는 플레이트 길이조절부의 회전반경에 대응되게 형성되어 상기 각도 고정용 볼트 체결홈을 노출시키는 원호형상의 원호 개방부가 위치되며, 상기 각도 고정부재는 상기 원호 개방부를 통과해 상기 각도 고정용 볼트 체결홈에 체결되어 상기 측면 지지 브라켓트를 가압해서 고정하는 각도 고정 볼트부재일 수 있다.
본 발명에서 상기 측면 지지 브라켓트의 외측면에는 상기 원호 개방부를 따라 다수의 제1걸림치가 이격되게 위치된 회전방지용 원호 라인부가 위치되고, 상기 각도 고정볼트부재의 머리부에는 상기 원호 라인부의 제1걸림치에 맞물려 걸리는 제2걸림치가 위치될 수 있다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예는 상기 플레이트 길이조절부를 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이 방향으로 위치되는 제2회전축을 중심으로 회전시키는 제1회전모터를 더 포함할 수 있다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예는 상기 플레이트 길이조절부를 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이 방향으로 위치되는 제2회전축을 중심으로 회전시키는 제1회전모터를 더 포함하며, 상기 회전 지지부는 베이스 지지부 상에 상기 제2회전축을 중심으로 회전 가능하게 위치되고, 상기 제1회전모터는 상기 회전 지지부를 상기 제2회전축을 중심으로 제1회전모터로 회전시킬 수 있다.
본 발명에서 상기 플레이트 지지부재에는 상기 플레이트 길이조절부를 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이 방향과 수직으로 위치되는 제1회전축을 중심으로 회전가능하게 지지하는 회전 지지부가 위치되고, 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예는 상기 플레이트 길이조절부를 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이 방향으로 위치되는 제2회전축을 중심으로 회전시키는 제1회전모터 및 상기 회전 지지부에 장착되어 상기 제1회전축을 중심으로 플레이트 길이조절부를 회전시키는 제2회전 모터를 더 포함하며, 상기 회전 지지부는 베이스 지지부 상에 상기 제2회전축을 중심으로 회전 가능하게 위치될 수 있다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 시험 방법의 일 실시예는 자유롭게 휘어질 수 있어 날개의 공진 1차 모드와 동일한 공진 1차 모드로 작동하는 날개 유연성 모사용 플레이트부재, 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 타측 단부가 떠 있도록 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 일 측 단부를 지지하는 플레이트 지지부재, 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 장착되는 관성 측정기를 포함하는 비행체의 날개 유연성 시험 장치를 이용한 비행체의 날개 유연성 시험 방법이며, 시험 차량의 루프에 상기 플레이트 지지부재를 장착하는 시험 치구 장착단계, 시험 차량을 주행하면서 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 진동 특성 변화를 상기 관성 측정기로 실시간으로 측정하는 진동 특성 변화 측정단계, 상기 진동 특성 변화 측정단계에서 실시간으로 측정되는 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 진동 특성 변화를 진동 특성 분석부로 전달하여 진동 특성을 분석하는 진동 특성 분석단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 시험 방법의 일 실시예는 상기 시험 치구 장착단계와 상기 진동 특성 변화 측정단계의 사이에서 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 공진 1차 모드를 시험 대상 날개의 공진 1차 모드와 일치되도록 조절하는 공진 모드 조절단계를 더 포함할 수 있다.
본 발명에서 상기 공진 모드 조절단계는 시험차량의 주행 중 시험 차량에 발생되는 진동을 측정하는 기준 진동센서(referense sensor)를 시험 차량에 장착하고, 시험차량의 주행 중 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 진동을 측정하는 진동응답센서(response senor)를 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 장착하는 센서 장착 과정, 상기 센서 장착 과정 후 시험차량을 주행하면서 기준 진동센서(referense sensor)에서 발생되는 차량의 진동을 기준으로 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 발생되는 진동을 확인하는 과정 및 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 발생되는 진동이 시험 대상 날개의 진동과 일치되지 않는 경우 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재를 다른 날개 유연성 모사용 플레이트부재로 교체하거나 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이를 조절하여 시험 대상 날개의 진동 특성에 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 진동 특성을 일치시키는 과정을 포함할 수 있다.
본 발명은 지상에서 날개 유연성 시험을 수행하도록 하여 날개 유연성 시험에 대한 작업 인원 및 비용, 시간을 절감하고 비행체의 설계 및 개발 기간을 단축하는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예를 도시한 사시도.
도 2는 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예를 도시한 단면도.
도 3은 본 발명에 비행체의 날개 유연성 시험 장치에 대한 사용 예를 도시한 사시도.
도 4는 본 발명에 비행체의 날개 유연성 시험 방법의 일 실시예를 도시한 공정도.
도 5는 본 발명에 비행체의 날개 유연성 시험 방법에서 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 진동 특성을 분석한 그래프를 예시한 도면.
도 6은 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 다른 실시예를 도시한 사시도.
도 7은 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 다른 실시예를 도시한 요부 확대도.
도 8은 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 또 다른 실시예를 도시한 사시도.
본 발명을 더욱 상세히 설명한다.
본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면에 의하여 상세히 설명하면 다음과 같다. 본 발명의 상세한 설명에 앞서, 이하에서 설명되는 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니된다. 따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
도 1은 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예를 도시한 사시도이고, 도 2는 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 일 실시예를 도시한 단면도이다.
도 1 및 도 2를 참고하면 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치는 자유롭게 휘어질 수 있어 시험 차량(1)의 주행 중 진동에 의한 공진 주파수를 발생시키는 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)를 포함한다.
날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)는 자유롭게 휘어질 수 있어 날개의 공진 1차 모드와 동일한 공진 1차 모드로 작동하여 진동에 의한 공진 주파수를 발생시킨다.
날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)는 상부면과 하부면이 각각 날개와 같이 양력을 받을 수 있는 곡면으로 형성될 수 있다.
날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)는 길이 방향의 일측 단부 측이 플레이트 지지부재(200)에 의해 지지되어 기설정된 높이로 위치되고, 타단부 측이 공중에 떠 있도록 위치된다.
플레이트 지지부재(200)는 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 일 단부 측을 지지하여 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)가 지지된 부분을 제외한 나머지 부분이 공중에 떠 있도록 한다.
날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)는 공중에 떠서 시험 차량(1)의 주행 중 모사 대상인 날개와 유사한 공진 주파수를 가지는 즉, 날개의 공진 주파수와 동일하거나 유사 범위 내의 공진 주파수를 가진다.
날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)에는 관성 측정기(300)(IMU)가 장착되며, 관성 측정기(300)가 장착된 상태에서 공중에 떠서 시험 차량(1)의 주행 중 날개의 공진 1차 모드와 동일한 공진 1차 모드로 작동하여 모사 대상인 날개와 유사한 공진 주파수를 가지는 즉, 날개의 공진 주파수와 동일하거나 유사 범위 내의 공진 주파수를 가진다.
관성 측정기(300)는 실시간으로 3차원 각속도 및 가속도를 계측하는 공지의 관성 측정 장치(Inertial Measurement Unit)로 더 상세한 설명은 생략함을 밝혀둔다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치는 관성 측정기(300)로부터 3차원 각속도 및 가속도를 전달받아 진동 특성을 분석하는 진동 특성 분석부를 더 포함할 수 있다.
날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)는 시험 차량(1)에 설치된 후 시험 차량(1)의 주행 중 시험 차량(1)의 방위각, 고도, 노면의 변화로 진동 특성 즉, 진폭이 실시간으로 변화하게 되고, 이러한 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)에서 발생되는 진동 특성의 변화에 대한 결과를 관성 측정 장치로부터 진동 특성 분석부로 전달한다.
진동 특성 분석부는 관성 측정기(300)에서 전달된 진동 특성을 분석하여 메인 주파수를 확인하고, 진동에 의해 변화되는 진폭의 크기를 확인하기 위해 각속도를 적분하여 각도를 환산함으로써 각도 변위를 확인한다.
진동 특성 분석부는 날개를 비행체에 장착한 상태에서 날개에 장착된 관성 측정 장치로부터 정보를 전달받아 날개의 진동 특성을 분석하는 공지의 구성으로 더 상세한 설명은 생략함을 밝혀둔다.
플레이트 지지부재(200)에는 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)가 관통되어 길이 방향으로 이동 가능하게 위치되는 플레이트 길이조절부(210)가 위치된다.
플레이트 길이조절부(210)는 플레이트 지지부재(200)의 상부 측에 위치되고 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)가 통과되는 제1플레이트 이동통로(211)가 구비된다.
날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)는 제1플레이트 이동통로(211)를 통과해서 플레이트 지지부재(200)의 일 측으로 위치되는 길이를 조절함으로써 진동 특성을 조절할 수 있다.
즉, 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)는 제1플레이트 이동통로(211)를 통과해서 플레이트 지지부재(200)의 일 측으로 위치되는 길이를 조절함으로써 모사하려는 날개의 진동 특성에 맞는 진동 특성을 가질 수 있다.
그리고, 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치는 제1플레이트 이동통로(211) 내에 이동 가능하게 위치되는 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 위치를 고정하는 플레이트 위치 고정부재(400)를 더 포함할 수 있다.
플레이트 위치 고정부재(400)는 플레이트 길이조절부(210)를 관통하여 체결되어 제1플레이트 이동통로(211) 내에 위치된 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)를 가압하는 제1플레이트 가압 고정볼트부재(410)인 것을 일 예로 한다.
플레이트 길이조절부(210)의 상부면에는 제1플레이트 이동통로(211) 내로 관통되고 제1플레이트 가압 고정볼트부재(410)가 체결되는 복수의 제1볼트 체결공(212)이 위치된다.
제1플레이트 가압 고정볼트부재(410)는 플레이트 길이조절부(210)의 상부면에 위치된 복수의 제1볼트 체결공(212)에 각각 체결되어 제1플레이트 이동통로(211)를 통과하여 위치된 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)를 가압하여 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 위치를 안정적으로 고정시킨다.
또한, 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치는 상부에 관성 측정기(300)가 위치되고 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 길이방향을 따라 이동되는 관성 측정기용 이동부재(500), 관성 측정기용 이동부재(500)의 위치를 고정하는 관성 측정기 위치 고정구(600)를 더 포함할 수 있다.
관성 측정기용 이동부재(500)는 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)가 통과되는 제2플레이트 이동통로(500a)가 구비된다.
관성 측정기용 이동부재(500)는 제2플레이트 이동통로(500a)를 관통하여 위치되는 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 길이방향을 따라 이동하여 관성 측정기(300)의 위치를 조절할 수 있다.
또한, 관성 측정기 위치 고정구(600)는 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 길이방향을 따라 이동된 관성 측정기용 이동부재(500)의 위치를 고정하여 관성 측정기(300)의 위치를 고정한다.
관성 측정기용 위치 고정구는 관성 측정기용 이동부재(500)를 관통하여 체결되어 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)를 가압하여 관성 측정기용 이동부재(500)의 위치를 고정하는 제2플레이트 가압 고정볼트부재(610)인 것을 일 예로 한다.
관성 측정기용 이동부재(500)에는 제2플레이트 이동통로(500a) 내로 관통되고 제2플레이트 가압 고정볼트부재(610)가 체결되는 복수의 제2볼트 체결공(500b)이 위치된다.
제2플레이트 가압 고정볼트부재(610)는 관성 측정기용 이동부재(500)에 위치된 복수의 제2볼트 체결공(500b)에 각각 체결되어 제2플레이트 이동통로(500a)를 통과하여 위치된 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)를 가압하여 관성 측정기용 이동부재(500)의 위치를 안정적으로 고정시킨다.
관성 측정기용 이동부재(500)는 관성 측정기(300)의 위치를 조절함으로써 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 진동 특성을 조절할 수 있다.
즉, 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)는 제1플레이트 이동통로(211)를 통과해서 플레이트 지지부재(200)의 일측으로 위치되는 길이를 조절함과 아울러 플레이트 지지부재(200)의 일측으로 위치된 부분에서 관성 측정기(300)의 위치를 관성 측정기용 이동부재(500)를 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 길이 방향을 따라 이동하여 조절함으로써 모사하려는 날개의 진동 특성에 맞는 진동 특성을 가질 수 있다.
도 3은 본 발명에 비행체의 날개 유연성 시험 장치에 대한 사용 예를 도시한 사시도이고, 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 시험 장치는 시험 차량(1)의 지붕에 설치된다.
즉, 플레이트 지지부재(200)는 시험 차량(1)의 지붕에 설치되고, 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)는 시험 차량(1)의 주행 방향과 수직 방향으로 위치된다.
플레이트 지지부재(200)는 하부측에 시험 차량(1)의 지붕에 볼트 체결로 장착될 수 있는 루프 장착 플레이트부재가 위치되는 것을 일 예로 한다.
루프 장착 플레이트부재는 루프 장착 볼트부재로 시험 차량(1)의 지붕에 볼트 체결로 장착되는 것을 일 예로 한다.
그리고, 도 4는 본 발명에 비행체의 날개 유연성 시험 방법의 일 실시예를 도시한 공정도이고, 도 1, 도 3, 도 4를 참고하면 본 발명에 비행체의 날개 유연성 시험 방법은 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 시험 장치를 시험 차량(1)의 루프에 장착하는 시험 치구 장착단계(S100), 시험 차량(1)을 주행하면서 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 진동 특성 변화를 관성 측정기(300)로 실시간으로 측정하는 진동 특성 변화 측정단계(S300), 진동 특성 변화 측정단계(S300)에서 실시간으로 측정되는 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 진동 특성 변화를 진동 특성 분석부로 전달하여 진동 특성을 분석하는 진동 특성 분석단계(S300)를 포함한다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 시험 장치의 실시예는 상기와 하기에서 언급하는 바와 동일하게 실시될 수 있어 중복되는 기재로 기재하지 않는 것임을 밝혀둔다.
본 발명에 비행체의 날개 유연성 시험 방법은 시험 치구 장착단계와 진동 특성 변화 측정단계의 사이에서 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 공진 1차 모드를 시험 대상 날개의 공진 1차 모드와 일치되도록 조절하는 공진 모드 조절단계(S200)를 더 포함할 수 있다.
공진 모드 조절단계(S200)는 시험차량의 주행 중 시험 차량(1)에 발생되는 진동을 측정하는 기준 진동센서(referense sensor)를 시험 차량(1)에 장착하고, 시험차량의 주행 중 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 진동을 측정하는 진동응답센서(response senor)를 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)에 장착하는 센서 장착 과정, 센서 장착 과정 후 시험차량을 주행하면서 기준 진동센서(referense sensor)에서 발생되는 차량의 진동을 기준으로 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)에 발생되는 진동을 확인하는 과정, 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)에 발생되는 진동이 시험 대상 날개의 진동과 일치되지 않는 경우 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)를 다른 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)로 교체하거나 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 길이를 조절하여 시험 대상 날개의 진동 특성에 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 진동 특성을 일치시키는 과정을 포함한다.
진동 특성을 일치시키는 과정은 해당 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)를 교체하거나 플레이트 지지부재(200)의 일 측으로 위치되는 즉, 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)에서 차량의 주행 중 진동이 발생되는 부분에 대한 길이를 조절하여 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 진동 특성을 시험 대상인 날개의 진동 특성 대비 유사 범위 내로 조절한다.
또한, 진동 특성을 일치시키는 과정은 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100) 상에 위치되는 관성 측정기(300)의 위치를 조절함으로써 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 진동 특성을 시험 대상인 날개의 진동 특성 대비 유사 범위 내로 조절할 수 있다.
진동 특성 변화 측정단계(S300)는 시험 차량(1)의 주행 중 시험 차량(1)의 방위각, 고도, 노면의 변화로 진동 특성 즉, 진폭이 실시간으로 변화하게 되고, 이러한 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)에서 발생되는 진동 특성의 변화에 대한 결과를 관성 측정 장치로부터 측정한다.
그리고, 진동 특성 변화 측정단계(S300)는 관성 측정 장치로부터 전달받는 진동 특성 변화를 진동 특성 분석부로 전달한다.
진동 특성 분석단계(S400)는 진동 특성 분석부로 관성 측정기(300)에서 전달된 진동 특성을 분석하여 메인 주파수를 확인하고, 진동에 의해 변화되는 진폭의 크기를 확인하기 위해 각속도를 적분하여 각도를 환산함으로써 각도 변위를 확인한다.
진동 특성 분석부는 날개를 비행체에 장착한 상태에서 날개에 장착된 관성 측정 장치로부터 정보를 전달받아 날개의 진동 특성을 분석하는 공지의 구성으로 더 상세한 설명은 생략함을 밝혀둔다.
일 예로 도 5는 본 발명에 비행체의 날개 유연성 시험 방법에서 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 진동 특성을 분석한 그래프를 예시한 도면이고, 도 5를 참고하면 주파수(FFT) 분석결과 3~20Hz의 메인주파수를 갖는 것을 확인할 수 있다.
또한 진동에 의해 변화되는 진폭의 크기를 관찰하기 위해 각속도를 적분하여 각도를 환산하게 되면 약 3.5도의 변위가 됨을 확인할 수 있다.
즉, 진동 특성 분석 단계는 날개를 비행체에 장착한 상태에서 날개에 장착된 관성 측정 장치로부터 정보를 전달받아 날개의 진동 특성을 분석하는 공지의 방법으로 다양하게 변형되어 실시될 수 있는 바 더 상세한 설명은 생략함을 밝혀둔다.
도 6은 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 다른 실시예를 도시한 사시도이고, 도 7은 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 다른 실시예를 도시한 요부 확대도이다.
도 6 및 도 7을 참고하면 플레이트 지지부재(200)에는 플레이트 길이조절부(210)를 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 길이 방향과 수직으로 위치되는 제1회전축(220a)을 중심으로 회전가능하게 지지하는 회전 지지부(220)가 위치될 수 있다.
또한, 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치는 제1회전축(220a)을 중심으로 회전되는 플레이트 길이조절부(210)의 회전된 각도를 고정하는 각도 고정부재(700)를 더 포함할 수 있다.
날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)는 제1회전축(220a)을 중심으로 길이방향의 타단부 측이 상, 하로 이동되도록 회전되고 각도 고정부재(700)로 회전된 각도에서 고정될 수 있다.
회전 지지부(220)는 플레이트 길이조절부(210)의 양측에 각각 위치되어 플레이트 길이조절부(210)의 측면에 연결되는 제1회전축(220a)을 지지하는 측면 지지 브라켓트(221)를 포함한다.
그리고, 플레이트 길이조절부(210)의 측면에는 각도 고정용 볼트 체결홈(213)이 위치되고, 측면 지지 브라켓트(221)에는 플레이트 길이조절부(210)의 회전반경에 대응되게 형성되어 각도 고정용 볼트 체결홈(213)을 노출시키는 원호형상의 원호 개방부(221a)가 위치된다.
각도 고정부재(700)는 원호 개방부(221a)를 통과해 각도 고정용 볼트 체결홈(213)에 체결되어 측면 지지 브라켓트(221)를 가압해서 고정하는 각도 고정 볼트부재인 것을 일 예로 한다.
측면 지지 브라켓트(221)의 외측면에는 원호 개방부(221a)를 따라 다수의 제1걸림치가 이격되게 위치된 회전방지용 원호 라인부(221b)가 위치되고, 각도 고정볼트부재(710)의 머리부(711)에는 원호 라인부의 제1걸림치에 맞물려 걸리는 제2걸림치(712)가 위치된다.
제2걸림치(712)는 머리부(711)의 안쪽면에 원주방향으로 이격되게 위치되어 각도 고정볼트부재(710)가 각도 고정용 볼트 체결홈(213)에 체결될 때 제1걸림치에 맞물려 각도 고정 볼트부재의 풀림을 방지한다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치는 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 길이 방향 각도를 조절한 후 해당 각도에서의 진동 특성을 시험할 수 있다.
또한, 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치는 플레이트 길이조절부(210)를 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 길이 방향으로 위치되는 제2회전축(810)을 중심으로 회전시키는 제1회전모터(800)를 더 포함할 수 있다.
회전 지지부(220)는 베이스 지지부(230) 상에 제2회전축(810)을 중심으로 회전 가능하게 위치되고, 제1회전모터(800)는 회전 지지부(220)를 제2회전축(810)을 중심으로 제1회전모터(800)로 회전시켜 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 폭방향 단부를 상, 하 방향으로 회전시킨다.
더 상세하게 회전 지지부(220)는 측면 지지 브라켓트(221)의 하부를 연결하는 받침 브라켓트(222), 받침 브라켓트(222)에 위치되며 제2회전축(810)으로 베이스 지지부(230)와 회전 가능하게 연결되는 힌지몸체(223)를 더 포함한다.
제1회전 모터는 차량의 주행 중 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 폭방향 단부를 상, 하 방향으로 회전시켜 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 진동 특성을 더 다양한 조건, 즉 날개가 작동되는 구동 범위에 대응되는 조건에서 시험할 수 있도록 한다.
도 8은 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치의 다른 실시예를 도시한 사시도이다.
도 8을 참고하면, 본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치는 회전 지지부(220)에 장착되어 제1회전축(220a)을 중심으로 플레이트 길이조절부(210)를 회전시키는 제2회전 모터(900)를 더 포함할 수 있다.
제2회전 모터(900)는 측면 지지 브라켓트(221)의 외측면에 장착되어 플레이트 길이조절부(210) 즉, 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)를 길이 방향 단부를 상, 하 방향으로 회전시키게 된다.
본 발명에 따른 비행체의 날개 유연성 모사 장치는 차량의 주행 중 제1회전모터(800)와 제2회전모터를 통해 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 폭방향 단부를 상, 하 회전시킬 수 있고, 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)를 길이 방향 단부를 상, 하 회전시킬 수 있어 날개 유연성 모사용 플레이트부재(100)의 진동 특성을 더 다양한 조건, 즉 날개가 작동되는 구동 범위에 대응되는 조건에서 시험할 수 있다.
본 발명은 지상에서 날개 유연성 시험을 수행하도록 하여 날개 유연성 시험에 대한 작업 인원 및 비용, 시간을 절감하고 비행체의 설계 및 개발 기간을 단축하는 효과가 있다.
본 발명은 상기한 실시 예에 한정되는 것이 아니라, 본 발명의 요지에 벗어나지 않는 범위에서 다양하게 변경하여 실시할 수 있으며 이는 본 발명의 구성에 포함됨을 밝혀둔다.
100 : 날개 유연성 모사용 플레이트부재 200 : 플레이트 지지부재
210 : 플레이트 길이조절부 211 : 제1플레이트 이동통로
212 : 제1볼트 체결공 213 : 각도 고정용 볼트 체결홈
220 : 회전 지지부 220a : 제1회전축
221 : 측면 지지 브라켓트 221a : 원호 개방부
221b : 회전방지용 원호 라인부 222 : 받침 브라켓트
223 : 힌지몸체 230 : 베이스 지지부
300 : 관성 측정기 400 : 플레이트 위치 고정부재
410 : 제1플레이트 가압 고정볼트부재 500 : 관성 측정기용 이동부재
500a : 제2플레이트 이동통로 500b : 제2볼트 체결공
600 : 관성 측정기 위치 고정구
610 : 제2플레이트 가압 고정볼트부재
700 : 각도 고정부재 710 : 각도 고정볼트부재
711 : 머리부 712 : 제2걸림치
800 : 제1회전모터 810 : 제2회전축
900 : 제2회전 모터

Claims (14)

  1. 자유롭게 휘어질 수 있어 날개의 공진 1차 모드와 동일한 공진 1차 모드로 작동하는 날개 유연성 모사용 플레이트부재;
    상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 타측 단부가 떠 있도록 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 일 측 단부를 지지하는 플레이트 지지부재; 및
    상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 장착되는 관성 측정기를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 관성 측정기로부터 3차원 각속도 및 가속도를 전달받아 진동 특성을 분석하는 진동 특성 분석부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 플레이트 지지부재에는 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재가 관통되어 길이 방향으로 이동 가능하게 위치되는 플레이트 길이조절부가 위치되는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  4. 청구항 3에 있어서,
    상기 제1플레이트 이동통로 내에 이동 가능하게 위치되는 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 위치를 고정하는 플레이트 위치 고정부재를 더 포함하며,
    상기 플레이트 위치 고정부재는,
    상기 플레이트 길이조절부를 관통하여 체결되어 상기 제1플레이트 이동통로 내에 위치된 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재를 가압하는 제1플레이트 가압 고정볼트부재인 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  5. 청구항 1에 있어서,
    상부에 상기 관성 측정기가 위치되고 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이방향을 따라 이동되는 관성 측정기용 이동부재; 및
    상기 관성 측정기용 이동부재의 위치를 고정하는 관성 측정기 위치 고정구를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  6. 청구항 3에 있어서,
    상기 플레이트 지지부재에는 상기 플레이트 길이조절부를 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이 방향과 수직으로 위치되는 제1회전축을 중심으로 회전가능하게 지지하는 회전 지지부가 위치되고,
    상기 제1회전축을 중심으로 회전되는 상기 플레이트 길이조절부의 회전된 각도를 고정하는 각도 고정부재를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  7. 청구항 6에 있어서,
    상기 회전 지지부는 상기 플레이트 길이조절부의 양측에 각각 위치되어 상기 플레이트 길이조절부의 측면에 연결되는 상기 제1회전축을 지지하는 측면 지지 브라켓트를 포함하며,
    상기 플레이트 길이조절부의 측면에는 각도 고정용 볼트 체결홈이 위치되고, 상기 측면 지지 브라켓트에는 플레이트 길이조절부의 회전반경에 대응되게 형성되어 상기 각도 고정용 볼트 체결홈을 노출시키는 원호형상의 원호 개방부가 위치되며,
    상기 각도 고정부재는 상기 원호 개방부를 통과해 상기 각도 고정용 볼트 체결홈에 체결되어 상기 측면 지지 브라켓트를 가압해서 고정하는 각도 고정 볼트부재인 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  8. 청구항 7에 있어서,
    상기 측면 지지 브라켓트의 외측면에는 상기 원호 개방부를 따라 다수의 제1걸림치가 이격되게 위치된 회전방지용 원호 라인부가 위치되고, 상기 각도 고정볼트부재의 머리부에는 상기 원호 라인부의 제1걸림치에 맞물려 걸리는 제2걸림치가 위치되는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  9. 청구항 6에 있어서,
    상기 플레이트 길이조절부를 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이 방향으로 위치되는 제2회전축을 중심으로 회전시키는 제1회전모터를 더 포함하며,
    상기 회전 지지부는 베이스 지지부 상에 상기 제2회전축을 중심으로 회전 가능하게 위치되고,
    상기 제1회전모터는 상기 회전 지지부를 상기 제2회전축을 중심으로 제1회전모터로 회전시키는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  10. 청구항 3에 있어서,
    상기 플레이트 길이조절부를 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이 방향으로 위치되는 제2회전축을 중심으로 회전시키는 제1회전모터를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  11. 청구항 3에 있어서,
    상기 플레이트 지지부재에는 상기 플레이트 길이조절부를 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이 방향과 수직으로 위치되는 제1회전축을 중심으로 회전가능하게 지지하는 회전 지지부가 위치되고,
    상기 플레이트 길이조절부를 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이 방향으로 위치되는 제2회전축을 중심으로 회전시키는 제1회전모터; 및
    상기 회전 지지부에 장착되어 상기 제1회전축을 중심으로 플레이트 길이조절부를 회전시키는 제2회전 모터를 더 포함하며,
    상기 회전 지지부는 베이스 지지부 상에 상기 제2회전축을 중심으로 회전 가능하게 위치되는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 모사 장치.
  12. 자유롭게 휘어질 수 있어 날개의 공진 1차 모드와 동일한 공진 1차 모드로 작동하는 날개 유연성 모사용 플레이트부재;
    상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 타측 단부가 떠 있도록 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 일 측 단부를 지지하는 플레이트 지지부재; 및
    상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 장착되는 관성 측정기를 포함하는 비행체의 날개 유연성 시험 장치를 이용한 비행체의 날개 유연성 시험 방법이며,
    시험 차량의 루프에 상기 플레이트 지지부재를 장착하는 시험 치구 장착단계;
    시험 차량을 주행하면서 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 진동 특성 변화를 상기 관성 측정기로 실시간으로 측정하는 진동 특성 변화 측정단계; 및
    상기 진동 특성 변화 측정단계에서 실시간으로 측정되는 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 진동 특성 변화를 진동 특성 분석부로 전달하여 진동 특성을 분석하는 진동 특성 분석단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 시험 방법.
  13. 청구항 12에 있어서,
    상기 시험 치구 장착단계와 상기 진동 특성 변화 측정단계의 사이에서 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 공진 1차 모드를 시험 대상 날개의 공진 1차 모드와 일치되도록 조절하는 공진 모드 조절단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 시험 방법.
  14. 청구항 13에 있어서,
    상기 공진 모드 조절단계는,
    시험차량의 주행 중 시험 차량에 발생되는 진동을 측정하는 기준 진동센서(referense sensor)를 시험 차량에 장착하고, 시험차량의 주행 중 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 진동을 측정하는 진동응답센서(response senor)를 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 장착하는 센서 장착 과정;
    상기 센서 장착 과정 후 시험차량을 주행하면서 기준 진동센서(referense sensor)에서 발생되는 차량의 진동을 기준으로 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 발생되는 진동을 확인하는 과정; 및
    상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재에 발생되는 진동이 시험 대상 날개의 진동과 일치되지 않는 경우 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재를 다른 날개 유연성 모사용 플레이트부재로 교체하거나 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 길이를 조절하여 시험 대상 날개의 진동 특성에 상기 날개 유연성 모사용 플레이트부재의 진동 특성을 일치시키는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 날개 유연성 시험 방법.
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20080008103A (ko) * 2006-07-19 2008-01-23 현대모비스 주식회사 차량용 가속도 센서 장착구조
JP2013061224A (ja) * 2011-09-13 2013-04-04 Toshiba Corp 翼振動計測装置
KR101607083B1 (ko) 2015-08-17 2016-03-29 국방과학연구소 군용 항공기의 진동 데이터를 획득하기 위한 외장형 탑재 계측 장비 및 이의 제어 방법
CN206892684U (zh) * 2017-06-16 2018-01-16 华南理工大学 基于高速相机的柔性机翼振动检测与控制装置

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20080008103A (ko) * 2006-07-19 2008-01-23 현대모비스 주식회사 차량용 가속도 센서 장착구조
JP2013061224A (ja) * 2011-09-13 2013-04-04 Toshiba Corp 翼振動計測装置
KR101607083B1 (ko) 2015-08-17 2016-03-29 국방과학연구소 군용 항공기의 진동 데이터를 획득하기 위한 외장형 탑재 계측 장비 및 이의 제어 방법
CN206892684U (zh) * 2017-06-16 2018-01-16 华南理工大学 基于高速相机的柔性机翼振动检测与控制装置

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