KR20230130998A - 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치 및 진동시험 방법 - Google Patents

항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치 및 진동시험 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 유도탄을 모사한 시험체를 지면으로부터 이격된 상태로 지지하는 시험체 지지수단, 상기 시험체에 전달하기 위한 진동을 발생시키는 가진기 및 상기 가진기와 상기 시험체 간을 연결하여 상기 가진기에 의해 발생된 진동을 상기 시험체에 전달하는 스트링어를 포함하는 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치로서, 본 발명에 의하면, 항공기 유도탄 탑재비행을 보다 실환경에 맞게 모사하여 진동시험이 가능하게 한다.

Description

항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치 및 진동시험 방법{EXPERIMENTAL APPARATUS AND METHOD FOR CAPTIVE FLIGHT VIBRATION TEST}
본 발명은 항공기에 탑재된 유도탄을 모사하여 진동 영향력을 시험하는 장치 및 방법에 관한 것이다.
MIL-STD-810에 의거한 항공기 탑재비행 진동시험은 규모나 기술적인 면에서 구현이 어려워 국내에서는 인증은 물론 시험 가능한 시험소조차 드물다.
기존의 대규모 시스템의 진동시험은 공중에 매달려 free-free 상태가 아닌 지면(ground)에서 시험이 이루어졌다. 하지만 탑재진동 시험을 위해서는 시험체를 띄워놓기 위한 구조물이 필요하며, 또한 구조물 설계에 있어 여러 조건이 존재한다.
즉, 시험체를 안전하게 지지해야하며, 2점 가진이 되어야 하며, 시험체를 지지하는 구조지지대는 시험체의 1차 주파수의 2배 이상이 되어야 한다. 또한 시험체 및 구조지지대까지 모두 설치한 시험구조물 설치 시 구조물의 강체모드가 5~20 Hz 이내에 존재하며, 시험체의 1차 고유진동수의 반보다 작아야 한다. 기존에는 이러한 조건들을 충족시키는 시험장치가 존재하지 않았다. 이에 항공기 플랫폼의 유도탄 개발 시 탑재비행 진동시험을 수행하는데 어려움이 있으며, 해외시설 이용 시 개발비용이 급격하게 증가할 우려가 있다.
이상의 배경기술에 기재된 사항은 발명의 배경에 대한 이해를 돕기 위한 것으로서, 이 기술이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 이미 알려진 종래기술이 아닌 사항을 포함할 수 있다.
한국등록특허공보 제10-1837406호
본 발명은 상술한 문제점을 해결하고자 안출된 것으로서, 본 발명은 항공기 유도탄 탑재비행을 보다 실환경에 맞게 모사하여 진동시험이 가능하게 하는 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치 및 진동시험 방법을 제공하는 데 그 목적이 있다.
본 발명의 일 관점에 의한 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치는, 유도탄을 모사한 시험체를 지면으로부터 이격된 상태로 지지하는 시험체 지지수단, 상기 시험체에 전달하기 위한 진동을 발생시키는 가진기 및 상기 가진기와 상기 시험체 간을 연결하여 상기 가진기에 의해 발생된 진동을 상기 시험체에 전달하는 스트링어를 포함한다.
그리고, 상기 가진기는 상기 시험체의 하방향에 배치되며, 상기 스트링어의 일 단은 상기 시험체의 하단에 연결되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 가진기 및 상기 스트링어는 각각 한 쌍으로 구비되는 것을 특징으로 한다.
그리고, 상기 스트링어는 지면에 수직한 방향으로 배치되며, 상기 시험체의 하단에 서로 다른 지점에 연결되는 것을 특징으로 한다.
여기서, 상기 시험체 지지수단은, 한 쌍의 측면 프레임부 및 한 쌍의 상기 측면 프레임부의 상단 간을 연결하는 상부 프레임부를 포함하는 프레임 및 일 단부는 상기 상부 프레임부에 결합되고, 타 단부는 상기 시험체에 결합되는 구조 지지대를 포함한다.
나아가, 상기 구조 지지대는, 상기 시험체와 평행하게 배치되는 구조 지지체, 상기 상부 프레임부와 결합되는 프레임 결합부 및 상기 구조 지지체와 결합되는 지지체 결합부를 포함한다.
더 나아가, 상기 프레임 결합부는 상기 상부 프레임부의 길이 방향으로 슬라이딩 동작 가능하게 결합되고, 상기 지지체 결합부는 상기 구조 지지체의 길이 방향으로 슬라이딩 동작 가능하게 결합되는 것을 특징으로 한다.
그리고, 상기 프레임 결합부와 상기 시험체 결합부 간에는 수직 방향으로 탄성 변형 가능한 탄성부가 형성된 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 구조 지지대는, 상기 구조 지지체의 하단에 결합되며 상기 시험체의 상단에 형성된 한 쌍의 러그와 체결되는 한 쌍의 후크부를 더 포함할 수 있다.
그리고, 상기 구조 지지대는, 상기 구조 지지체의 하단으로부터 하방향으로 돌출된 한 쌍의 스웨이 브레이스(swaybrace)가 형성된 것을 특징으로 한다.
여기서, 상기 프레임 결합부, 상기 지지체 결합부 및 상기 탄성부는 복수 개인 것을 특징으로 한다.
한편, 상기 가진기는 상기 시험체의 측방향에 배치되며, 상기 스트링어의 일 단은 상기 시험체의 측면에 연결되는 것을 특징으로 한다.
여기서, 상기 가진기 및 상기 스트링어는 각각 한 쌍으로 구비되는 것을 특징으로 한다.
그리고, 상기 스트링어는 지면에 수직한 방향으로 배치되며, 상기 시험체의 하단에 서로 다른 지점에 연결되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 시험체 지지수단은, 한 쌍의 측면 프레임부 및 한 쌍의 상기 측면 프레임부의 상단 간을 연결하는 상부 프레임부를 포함하는 프레임 및 상기 상부 프레임부과 결합되는 프레임 결합부 및 상기 시험체와 결합되는 시험체 결합부를 포함하는 구조 지지대를 포함한다.
그리고, 상기 프레임 결합부는 상기 상부 프레임부의 길이 방향으로 슬라이딩 동작 가능하게 결합되고, 상기 지지체 결합부는 상기 구조 지지체의 길이 방향으로 슬라이딩 동작 가능하게 결합되는 것을 특징으로 한다.
다음으로, 본 발명의 일 관점에 의한 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 방법은, 상기의 가진기를 제어하여 특정 주파수의 진동을 발생시키는 단계 및 상기 시험체의 거동 변화를 센싱하는 단계를 포함한다.
나아가, 상기 진동을 발생시키는 단계 이전에, 상기 프레임 결합부 및 상기 지지체 결합부를 상기 시험체의 길이 방향으로 슬라이딩 동작시키는 단계를 더 포함할 수 있다.
본 발명은 국내 환경에서는 기존에 시험이 불가하며 개발 시 어려움이 존재하였던 MIL-STD-810 규격의 항공기의 외부장착물 탑재비행진동 시험을 가능하게 할 수 있다.
그러므로, 개발단계에서 탑재진동시험을 수행함으로써 향후 항공 플랫폼의 무장에 있어 보다 완성도 및 신뢰성 높은 무기체계를 개발할 수 있다.
특히 하나의 시험장치로 시험체의 횡방향(Y) 및 수직방향(Z)의 시험이 가능하다는 장점이 있다. 또한 국내에서 자체적으로 시험이 가능함으로써 개발비 절감에도 도움을 줄 것으로 예측된다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 의한 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치를 도시한 것이다.
도 2 및 도 3은 본 발명의 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치의 각 부분을 확대 도시한 것이다.
도 4는 본 발명의 응용 실시예에 의한 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치를 도시한 것이다.
본 발명과 본 발명의 동작상의 이점 및 본 발명의 실시에 의하여 달성되는 목적을 충분히 이해하기 위해서는 본 발명의 바람직한 실시 예를 예시하는 첨부 도면 및 첨부 도면에 기재된 내용을 참조하여야만 한다.
본 발명의 바람직한 실시 예를 설명함에 있어서, 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지의 기술이나 반복적인 설명은 그 설명을 줄이거나 생략하기로 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 의한 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치를 도시한 것이고, 도 2 및 도 3은 본 발명의 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치의 각 부분을 확대 도시한 것이다.
이하, 도 1 내지 도 3을 참조하여 본 발명의 일 실시예에 의한 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치를 설명하기로 한다.
본 발명은 항공기에 탑재된 유도탄을 실환경에 근접하여 모사하여 진동시험하기 위한 것이다.
즉, 도 1과 같이 유도탄을 모사한 시험체(10)가 지면으로부터 이격된 상태에서 진동을 가하여 시험함으로써, 진동시험의 요구 조건들을 충족시켜 MIL-STD-810에 의거한 시험이 가능하게 하기 위한 것이다.
시험체(10)는 일정 길이를 가지며, 상단부에 러그(12, Lug)가 형성되어, 후술할 구조 지지대(120)와 결합되어 공중에 수평하게 배치되게 한다.
이를 위해 진동시험 장치는 프레임(110), 구조 지지대(120), 가진기(130) 및 스트링어(140)를 포함한다. 즉, 프레임(110)과 구조 지지대(120)와 같은 시험체 지지수단을 이용하여 시험체(10)를 지면과 이격하여 지지하고, 가진기(130)를 통해 시험체(10)에 진동을 전달하여 시험체(10)의 진동에 대한 거동을 측정한다.
프레임(110)은 도시와 같이 A형 프레임일 수 있다. 즉 도시와 같이 A형의 한 쌍의 측면 프레임부의 상단 간에 연결되며 지면과 평행한 상부 프레임부(111)가 연결되고, 상부 프레임부(111)에 구조 지지대(120)가 결합된다.
구조 지지대(120)는 시험체(10)와 평행하게 배치되는 구조 지지체(121), 프레임 결합부(122), 지지체 결합부(123), 탄성부(124), 후크부(125), 스웨이 브레이스(126, swaybrace)를 포함한다.
구조 지지체(121)의 상단과 하단에는 각각 상단 플랜지(121-1), 하단 플랜지(121-2)가 형성되어, 구조 지지대(120)의 다른 구성들과 결합된다.
복수 개의 프레임 결합부(122)가 상부 프레임부(110)에 결합되고, 지지체 결합부(123)는 구조 지지체(121)와 결합된다.
프레임 결합부(122)와 지지체 결합부(123) 간에는 스프링 등으로 탄성 변형 가능한 탄성부(124)가 형성되어, 강성 조절이 가능하게 한다.
그리고, 프레임 결합부(122)와 지지체 결합부(123)는 레일과 같이 기능함으로써, 프레임 결합부(122)는 상부 프레임부(111)의 길이 방향을 따라 슬라이딩 동작 가능하게 결합되고, 지지체 결합부(123)는 구조 지지체(121)의 상단 플랜지(121-1)를 따라 슬라이딩 동작 가능하게 결합된다.
그래서, 이러한 위치 조절을 통해 시험체(10)의 지지 강성을 조절한다.
또한, 구조 지지체(122)의 하단 플랜지(122-2)에는 시험체(10) 상단에 형성된 한 쌍의 러그(12)와 체결되는 한 쌍의 후크부(125)가 형성된다.
그리고, 구조 지지체(122)의 하단 플랜지(122-2)로부터 하방향으로 돌출된 스웨이 브레이스(126, swaybrace)에 의해 시험체(10)가 좌우 고정이 된다. 이는 실제 항공기의 BRU(Boom Rack Unit)을 모사한 것으로 구조적으로 안정적인 고정이 가능하다는 것이 장점이다.
다음, 가진기(130)는 시험체(10)의 하방향에 배치되고, 진동을 발생시켜 가진기(130)와 시험체(10) 하단 간에 연결된 스트링어(140, stringer)를 통해 진동이 전달되게 한다.
가진기(130) 및 스트링어(140)는 한 쌍으로 마련되어, 시험체(10)의 두 지점에 진동시험이 가능하게 한다.
다음, 도 4는 본 발명의 응용 실시예로서, 도 4를 참조하여 본 발명의 응용 실시예에 의한 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치를 설명하되, 앞선 실시예와 동일한 구성 및 기능에 대해서는 설명을 생략하도록 한다.
앞선 실시예가 시험체(10)의 수직 진동에 대한 시험 장치라면, 도 4의 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치는 시험체(10)의 수평 진동에 대한 시험 장치이다.
이를 위해, 시험체(10)의 배치와 프레임(110) 및 구조 지지대(120) 구성은 앞선 실시예와 동일할 수 있으며, 가진기(230)가 시험체(10)의 하방향이 아닌 측방향에 배치되고, 스트링어(240)가 가진기(230)와 시험체(10)의 측면 간에 연결되어 수평하게 배치되게 한다.
이러한 스트링어(240)의 배치를 위해서는 스트링어(240)의 수평 유지를 위해 별도의 스트링어 지지수단이 더 구비될 수 있다.
본 발명의 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 방법은 이상에서 설명한 진동시험 장치를 이용하여 모사 환경을 배치하고, 시험체(10)의 위치를 조정하며, 가진기(130, 230)를 통해 정해진 주파수에 의한 진동을 시험체(10)에 전달하여, 해당 진동에 대한 시험체(10)의 거동 변화를 센싱하여 이를 분석한다.
이상과 같은 본 발명은 예시된 도면을 참조하여 설명되었지만, 기재된 실시 예에 한정되는 것이 아니고, 본 발명의 사상 및 범위를 벗어나지 않고 다양하게 수정 및 변형될 수 있음은 이 기술의 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 자명하다. 따라서 그러한 수정 예 또는 변형 예들은 본 발명의 특허청구범위에 속한다 하여야 할 것이며, 본 발명의 권리범위는 첨부된 특허청구범위에 기초하여 해석되어야 할 것이다.
10 : 시험체
12 : 러그
110 : 프레임
111 : 상부 프레임부
120 : 구조 지지대
121 : 구조 지지체
122 : 프레임 결합부
123 : 시험체 결합부
124 : 탄성부
125 : 후크부
126 : 스웨이 브레이스
130, 230 : 가진기
140, 240 : 스트링어

Claims (18)

  1. 유도탄을 모사한 시험체를 지면으로부터 이격된 상태로 지지하는 시험체 지지수단;
    상기 시험체에 전달하기 위한 진동을 발생시키는 가진기; 및
    상기 가진기와 상기 시험체 간을 연결하여 상기 가진기에 의해 발생된 진동을 상기 시험체에 전달하는 스트링어를 포함하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 가진기는 상기 시험체의 하방향에 배치되며, 상기 스트링어의 일 단은 상기 시험체의 하단에 연결되는 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  3. 청구항 2에 있어서,
    상기 가진기 및 상기 스트링어는 각각 한 쌍으로 구비되는 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  4. 청구항 3에 있어서,
    상기 스트링어는 지면에 수직한 방향으로 배치되며, 상기 시험체의 하단에 서로 다른 지점에 연결되는 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  5. 청구항 3에 있어서,
    상기 시험체 지지수단은,
    한 쌍의 측면 프레임부 및 한 쌍의 상기 측면 프레임부의 상단 간을 연결하는 상부 프레임부를 포함하는 프레임; 및
    일 단부는 상기 상부 프레임부에 결합되고, 타 단부는 상기 시험체에 결합되는 구조 지지대를 포함하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  6. 청구항 5에 있어서,
    상기 구조 지지대는,
    상기 시험체와 평행하게 배치되는 구조 지지체;
    상기 상부 프레임부와 결합되는 프레임 결합부; 및
    상기 구조 지지체와 결합되는 지지체 결합부를 포함하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  7. 청구항 6에 있어서,
    상기 프레임 결합부는 상기 상부 프레임부의 길이 방향으로 슬라이딩 동작 가능하게 결합되고,
    상기 지지체 결합부는 상기 구조 지지체의 길이 방향으로 슬라이딩 동작 가능하게 결합되는 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  8. 청구항 7에 있어서,
    상기 프레임 결합부와 상기 지지체 결합부 간에는 수직 방향으로 탄성 변형 가능한 탄성부가 형성된 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  9. 청구항 7에 있어서,
    상기 구조 지지대는, 상기 구조 지지체의 하단에 결합되며 상기 시험체의 상단에 형성된 한 쌍의 러그와 체결되는 한 쌍의 후크부를 더 포함하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  10. 청구항 9에 있어서,
    상기 구조 지지대는, 상기 구조 지지체의 하단으로부터 하방향으로 돌출된 한 쌍의 스웨이 브레이스(swaybrace)가 형성된 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  11. 청구항 7에 있어서,
    상기 프레임 결합부, 상기 지지체 결합부 및 상기 탄성부는 복수 개인 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  12. 청구항 1에 있어서,
    상기 가진기는 상기 시험체의 측방향에 배치되며, 상기 스트링어의 일 단은 상기 시험체의 측면에 연결되는 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  13. 청구항 12에 있어서,
    상기 가진기 및 상기 스트링어는 각각 한 쌍으로 구비되는 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  14. 청구항 13에 있어서,
    상기 스트링어는 지면에 수직한 방향으로 배치되며, 상기 시험체의 하단에 서로 다른 지점에 연결되는 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  15. 청구항 13에 있어서,
    상기 시험체 지지수단은,
    한 쌍의 측면 프레임부 및 한 쌍의 상기 측면 프레임부의 상단 간을 연결하는 상부 프레임부를 포함하는 프레임; 및
    상기 상부 프레임부과 결합되는 프레임 결합부 및 상기 시험체와 결합되는 시험체 결합부를 포함하는 구조 지지대를 포함하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  16. 청구항 15에 있어서,
    상기 프레임 결합부는 상기 상부 프레임부의 길이 방향으로 슬라이딩 동작 가능하게 결합되고,
    상기 지지체 결합부는 상기 구조 지지체의 길이 방향으로 슬라이딩 동작 가능하게 결합되는 것을 특징으로 하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치.
  17. 청구항 7 또는 청구항 16의 항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 장치의 상기 가진기를 제어하여 특정 주파수의 진동을 발생시키는 단계; 및
    상기 시험체의 거동 변화를 센싱하는 단계를 포함하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 방법.
  18. 청구항 17에 있어서,
    상기 진동을 발생시키는 단계 이전에, 상기 프레임 결합부 및 상기 지지체 결합부를 상기 시험체의 길이 방향으로 슬라이딩 동작시키는 단계를 더 포함하는,
    항공기 유도탄의 탑재비행 진동시험 방법.
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