KR101519955B1 - 축소 헬기를 위한 비행테스트장비 및 그 제어방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 축소헬기구조체의 로터 블레이드상에 밸런스시스템부의 로드셀을 설치하고 축소헬기구조체를 고정한 상태에서 엔진을 구동하여 비행시험을 준비하는 비행시험 셋팅과정과; 상기 비행시험 셋팅과정중에 시험모드가 설정될 경우 그 설정된 축소헬기구조체에 대한 비행시험모드를 실행하는 비행시험 실행과정과; 상기 비행시험 실행과정후에 축소헬기구조체에 대한 비행시험결과를 그래픽형상이 포함된 종합결과데이터로 변환하여 출력시키는 데이터산출과정을 포함하는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비 및 그 제어방법을 제공한다.
상기와 같은 본 발명은 축소헬기의 로터 시험과 각 계통 점검 등을 하나의 테스트장비에서 전반적으로 측정하여 축소헬기에 대한 각종 성능이나 구조적인 특징들을 데이터로 출력하므로써, 헬기개발에 필요한 각종 정보들을 용이하게 파악할 수 있게 되므로 그에 따라 헬기개발정보의 활용성을 극대화시키는 효과가 있다.

Description

축소 헬기를 위한 비행테스트장비 및 그 제어방법{Flight Chassis Dynamometer System for the Scaled Helicopter and Controlling Method for the Same}
본 발명은 축소 헬기를 위한 비행테스트장비 및 그 제어방법에 관한 것으로, 특히 축소헬기의 로터 시험과 각 계통 점검 등을 하나의 테스트장비에서 전반적으로 측정하여 축소헬기에 대한 각종 성능이나 구조적인 특징들을 데이터로 출력하므로써 헬기개발정보의 활용성을 극대화시키는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비 및 그 제어방법에 관한 것이다.
일반적으로 헬리콥터는 양력을 발생시키는 로터 블레이드(rotor blade)라고 불리는 회전 날개를 기관으로 돌려서 생기는 양력과 추진력으로 나는 항공기이며, 수직이착륙과 공중 정지가 가능하고, 회전 날개가 각도를 조정하여 전진, 후진, 횡진을 할 수 있다. 그리고 상기와 같은 헬리콥터에 구비되는 로터 블레이드의 설계는 비행성능, 공력하중 및 소음과 같은 공기역학적인 특성뿐만 아니라 진동, 동력학적 안정성 및 비행특성(handling qualities) 등 블레이드가 직접적인 영향을 미치는 다양한 설계분야에 대한 종합적인 검토를 필요로 한다. 특히 상기와 같은 헬리콥터의 개발에는 통상 헬리콥터를 일정비율로 축소한후 각종성능을 시험하는 축소헬기가 사용되고 있다. 여기서, 상기와 같은 축소헬기의 축소 로터를 시험할 수 있는 축소헬기 비행테스트장치를 개발하고, 이러한 장치를 통해 이의 작동특성 및 성능에 대한 검증을 수행한다.
그러면, 상기와 같은 종래 축소헬기의 비행테스트장치를 도 1을 참고로 살펴보면, 개발된 무인 축소헬기(70)의 로터(71)를 4개의 지점에 고정한후 상기 헬기(70)의 하중을 측정하는 복수개의 로드셀(72)과;
상기 축소 헬기(70)를 지상에 고정한 상태에서 회전속도와 진동레벨을 측정하는 검출센서부(73)와;
상기 축소 헬기(70)의 기체의 요(Yaw)방향 위치를 측정하는 엔코더(74)로 이루어진다.
한편, 상기와 같은 종래 축소헬기의 비행테스트장치의 측정동작은 먼저, 기체의 구동토오크를 측정하기위해서 축소헬기(70)의 테일 로터 블레이드(71)를 분해하여 테일의 반발력을 제거한 상태에서 로드셀(72)을 로터(71)의 4개 지점에 고정한후 하중을 측정한다. 또한, 상기와 같은 구동토오크 측정후에 요방향 운동을 측정하려면 축소헬기(70)로부터 로드셀(72)을 제거하고 축소헬기(70)에 엔코더(74)를 부착한후 그 부착된 엔코더(74)를 통해 축소헬기(70)의 요방향 운동을 관찰하여 테일 로터 블레이드(71)의 장상작동 여부를 확인하게된다. 더 나아가, 상기 축소 헬기(70)를 지상에 고정한 상태에서 검출센서부(73)를 통해 회전속도와 진동레벨을 측정하여 차후 헬기 개발정보로 활용할 수 있다.
그러나, 상기와 같은 종래 축소헬기의 비행테스트장치는 축소헬기의 로터 시험과 각 계통 점검 등을 각각 별개로 측정하는 방식이기 때문에 축소헬기에 대한 각종 성능이나 구조적인 특징들을 종합적으로 판단할 수가 없어 그에 따라 헬기개발에 필요한 각종 정보들을 용이하게 파악할 수가 없었으며, 또한 상기 축소헬기의 하중측정 예컨대, Thrust와 Moment를 측정하기위해 4개의 로드셀을 이용하기 때문에 3개의 로드셀이외에 다른 하나의 로드셀에 가해지는 불필요한 응력을 피할 수 없기때문에 축소헬기의 개발안정성을 상당히 저하시킨다는 문제점이 있었다.
이에 본 발명은 상기와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기위해 발명된 것으로, 축소헬기의 로터 시험과 각 계통 점검 등을 하나의 테스트장비에서 전반적으로 측정하여 축소헬기에 대한 각종 성능이나 구조적인 특징들을 데이터로 출력하므로써, 헬기개발에 필요한 각종 정보들을 용이하게 파악할 수 있는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비 및 그 제어방법을 제공함에 그 목적이 있다.
본 발명의 또 다른 목적은 축소헬기의 Thrust와 Moment를 측정하기위해 3개의 로드셀만을 이용하기 때문에 4개 이상의 로드셀에 가해지는 불필요한 응력을 피할 수 있으므로 그에 따라 축소헬기개발의 안정화를 구축할 수 있는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비 및 그 제어방법을 제공하는데 있다.
상기와 같은 목적을 달성하기위한 본 발명은 일정스케일로 축소된 헬리콥터외형의 로터 블레이드 허브를 가진 축소헬기구조체와;
상기 축소헬기구조체의 로터 블레이드상에 복수개의 로드셀을 장착하고 추력을 측정하여 각각의 측정된 값으로부터 모멘트와 기체의 무게중심(C.G) 데이터를 검출하는 밸런스시스템부와;
상기 축소헬기구조체에 구비된 엔진을 냉각시키는 쿨링시스템부와;
상기 축소헬기구조체에 구비된 엔진의 배기가스를 강제배출시키는 배기시스템부와;
상기 축소헬기구조체에 구비된 로터 블레이드의 팁 컬러의 경로를 고속카메라를 이용하여 일정 회전수에 대해 추적하여 RTB(Rotor Tracking & Balance) 데이터를 출력시키는 RTB부와;
상기 축소헬기구조체를 지상에 고정한 상태에서 상기 각 시스템부의 기능을 제어하여 축소헬기구조체의 추진 및 제어계통의 정상여부를 포함하는 비행테스트과정을 제어하고 그 테스트결과데이터를 출력장치부를 통해 산출시키는 제어모듈부를 포함하는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비를 제공한다.
본 발명의 다른 특징은 축소헬기구조체의 로터 블레이드상에 밸런스시스템부의 로드셀을 설치하고 축소헬기구조체를 고정한 상태에서 엔진을 구동하여 비행시험을 준비하는 비행시험 셋팅과정과;
상기 비행시험 셋팅과정중에 시험모드가 설정될 경우 그 설정된 축소헬기구조체에 대한 비행시험모드를 실행하는 비행시험 실행과정과;
상기 비행시험 실행과정후에 축소헬기구조체에 대한 비행시험결과를 그래픽형상이 포함된 종합결과데이터로 변환하여 출력시키는 데이터산출과정을 포함하는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비의 제어방법을 제공한다.
상기와 같은 본 발명에 의하면, 축소헬기의 로터 시험과 각 계통 점검 등을 하나의 테스트장비에서 전반적으로 측정하여 축소헬기에 대한 각종 성능이나 구조적인 특징들을 데이터로 출력하므로써, 헬기개발에 필요한 각종 정보들을 용이하게 파악할 수 있게 되므로 그에 따라 헬기개발정보의 활용성을 극대화시키는 효과가 있다.
상기와 같은 본 발명은 축소헬기의 Thrust와 Moment를 측정하기위해 3개의 로드셀만을 이용하므로 4개 이상의 로드셀에 가해지는 불필요한 응력을 피할 수 있기때문에 로드셀을 이용한 추력, 토크, 모멘트 및 무게중심에 대한 계산을 정밀하게 수행할 수가 있으므로 그에 따라 축소헬기개발의 안정화를 구축할 수 있는 효과도 있다.
도 1은 종래 축소헬기의 비행테스트장치의 일례를 설명하는 설명도.
도 2는 본 발명에 따른 축소 헬기를 위한 비행테스트장비의 일례를 설명하는 설명도.
도 3은 본 발명에 따른 비행테스트장비를 이용하여 비행테스트를 하는 개념도.
도 4는 본 발명의 밸런스시스템부의 사용례를 설명하는 설명도.
도 5는 본 발명에 따른 밸런스시스템부의 로드셀의 설치상태를 설명하는 설명도.
도 6은 본 발명의 플로우차트.
이하, 본 발명에 따른 축소 헬기를 위한 비행테스트장비의 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 설명한다.
그러나 본 발명은 여기서 설명되어지는 본 발명에 따른 축소 헬기를 위한 비행테스트장비의 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것이다. 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급되지 않는 한 복수형도 포함된다. 명세서에서 사용되는 "포함한다(comprises)." 및/또는 "포함하는(comprising)"은 언급된 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자가 하나 이상의 다른 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다.
실시예
도 2는 본 발명에 따른 축소 헬기를 위한 비행테스트장비의 일실시예를 개략적으로 설명하는 설명도이고, 도 3은 본 발명에 따른 비행테스트장비를 이용하여 비행테스트를 하는 개념도이며, 도 4는 본 발명의 밸런스시스템부의 사용례를 설명하는 설명도이고, 도 5는 본 발명에 따른 밸런스시스템부의 로드셀의 설치상태를 설명하는 설명도이며, 도 6은 본 발명의 플로우차트이다.
도 2 내지 도 3을 참조하면, 본 발명의 일실시예에 따른 축소 헬기를 위한 비행테스트장비는,
일정스케일로 축소된 헬리콥터외형의 로터 블레이드(1) 예컨대, 4-블레이드 허브를 가진 축소헬기구조체(2)와;
상기 축소헬기구조체(2)의 로터 블레이드상에 설치되고 복수개의 로드셀(3) 예컨대, 3개의 로드셀(3)을 이용하여 추력을 측정하여 각각의 측정된 값으로부터 모멘트와 기체의 무게중심(C.G) 데이터를 검출하는 밸런스시스템부(4)와;
상기 축소헬기구조체(2)에 구비된 엔진(5)을 냉각시키는 쿨링시스템부(7)와;
상기 축소헬기구조체(2)에 구비된 엔진(5)의 배기가스를 강제배출시키는 배기시스템부(6)와;
상기 축소헬기구조체(2)에 구비된 로터 블레이드(1)의 팁 컬러의 경로를 고속카메라(8)를 이용하여 일정 회전수에 대해 추적하여 RTB(Rotor Tracking & Balance) 데이터를 출력시키는 RTB부(9)와;
상기 축소헬기구조체(2)를 지상에 고정한 상태에서 상기 각 시스템부(1~9)의 기능을 제어하여 축소헬기구조체(2)의 추진 및 제어계통의 정상여부를 포함하는 비행테스트과정을 제어하고 그 테스트결과데이터를 출력장치부(10)를 통해 산출시키는 제어모듈부(11)를 포함한다.
여기서 상기 밸런스시스템부(4)는 4개 이상의 로드셀의 사용으로 인해 한 개의 로드셀에 응력이 가해지는 것을 피하도록 도 4과 도 5에 도시된 바와같이 일정각도를 갖는 3개의 로드셀(3)만을 로터(1)의 하부에 설치하여 축소헬기의 Thrust와 Moment를 측정하도록 설계되었고, 토크 측정을 위해 2개의 로드셀이 로터 회전축(12)에 대하여 설치되었으며, 로터 성능시험 전에 정확한 하중 측정을 위해 분동(도시안됨)을 사용하여 로드셀(3)을 교정한다. 이때 상기 로드셀(3)의 위치에 대한 측정된 값에 대하여 수학식 1과 같은 관계식이 설정된다.
(수학식 1)
Figure 112013011173933-pat00001
여기서, 상기 x,y,h는 축좌표와 높이이고, Thrust, Torque, Moment 및 CG는 각각 로터 블레이드의 Thrust, Torque, Moment 및 CG 값을 의미한다.
이에 더하여 상기 밸런스시스템부(4)는 개별적으로 제어가 가능하도록 NI LabVIEW를 이용하여 GUI를 구성할 수 있어, 지상시험에 따른 엔진 온도, 로터 회전수, 기체 진동 특성 및 C.G 변화를 실시간 확인이 가능하다.
이에 더하여, 상기 쿨링시스템부(7)는 축소헬기구조체(2)가 예컨대, 30마력의 수냉식 엔진을 사용하기 때문에 최소 30min이상의 비행시간 확보와 안정적인 비행시험을 위하여 엔진(5)과 냉각수의 라디에이터 입/출구에 대하여 총 3개의 온도센서(13)를 장착하고, 엔진 출력에 따라 냉각 효율을 계측한다. 여기서, 상기 쿨링시스템부(7)의 라디에이터는 이중코어 사용으로 냉각핀 단면적과 냉각수 용량을 증가시켜 냉각성능이 향상된다.
더 나아가, 상기 배기시스템부(6)는 축소 로터의 성능시험이 밀폐된 실험실 내에서 수행함에 따라 원활한 배기가스 배출을 위하여 기체 머플러에 근접하게 덕트(도시안됨)를 설치하고, 실외 배출구 끝단에 High Pressure Sirocco Fan(도시안됨)(220V, 60W, 230㎥/h)을 설치하여 강제 배출시켜 로터 후류의 recirculation을 차단한다.
다음에는 상기와 같은 구성으로 된 본 발명의 제어방법을 설명한다.
본 발명의 방법은 도 6에 도시된 바와같이 초기상태(S1)에서 축소헬기구조체의 로터 블레이드상에 밸런스시스템부의 로드셀을 설치하고 축소헬기구조체를 고정한 상태에서 엔진을 구동하여 비행시험을 준비하는 비행시험 셋팅과정(S2)과;
상기 비행시험 셋팅과정(S2)중에 시험모드가 설정될 경우 그 설정된 축소헬기구조체에 대한 비행시험모드를 실행하는 비행시험 실행과정(S3)과;
상기 비행시험 실행과정(S3)후에 축소헬기구조체에 대한 비행시험결과를 그래픽형상이 포함된 종합결과데이터로 변환하여 출력시키는 데이터산출과정(S4)을 포함하여 구성된다.
여기서, 상기 비행시험 실행과정(S3)은 하중시험이 설정될 경우 제어모듈부가 밸런스시스템부를 통해 축소헬기의 Thrust와 Moment를 측정하여 축소헬기구조체의 하중을 측정하는 하중측정시험단계를 더 포함한다.
그리고, 상기 비행시험 실행과정(S3)은 RTB시험이 설정될 경우 제어모듈부가 RTB부를 통해 축소헬기구조체에 구비된 로터 블레이드의 팁 컬러의 경로를 고속카메라를 이용하여 일정 회전수에 대해 추적하여 RTB(Rotor Tracking & Balance) 데이터를 출력시키는 RTB시험단계를 더 포함한다.
또한, 상기 비행시험 실행과정(S3)은 성능시험이 설정될 경우 제어모듈부가 밸런스시스템부를 통해 일정높이에서 축소헬기구조체가 제자리 비행을 수행하게 하여 제자리비행성능을 검출하는 성능시험단계를 더 포함한다.
더 나아가, 상기 비행시험 실행과정(S3)은 기동토오크시험이 설정될 경우 제어모듈부가 구동되어 있는 축소헬기구조체의 출력과 추력의 관계에 대한 시험을 수행하고 축소헬기구조체의 throttle과 pitch가 연동되어 변화함에 따라 발생되는 지상시험 전 상관관계를 확인하는 기동토오크시험단계를 더 포함한다.
환언하면, 본 발명의 축소 헬기를 위한 비행테스트장비를 사용하여 축소헬기구조체(2)를 비행테스트하려면, 먼저, 키입력부(도시안됨)를 통해 비행시험모드를 설정해주면 된다. 예컨대, 상기 과정에서 축소헬기구조체(2)의 하중시험이 설정될 경우 제어모듈부(11)는 밸런스시스템부(4)를 통해 축소헬기의 Thrust와 Moment를 측정하여 축소헬기구조체(2)의 하중을 측정하게된다.
이때 상기와 같은 하중시험을 좀 더 구체적으로 설명하면, 상기 제어모듈부(11)는 밸런스시스템부(4)를 통해 4개 이상의 로드셀(3)의 사용으로 인해 한 개의 로드셀에 응력이 가해지는 것을 피하도록 도 4과 도 5에 도시된 바와같이 일정각도를 갖는 3개의 로드셀(3)만을 로터(1)의 하부에 설치하여 축소헬기구조체(2)의 Thrust와 Moment를 측정하므로 로터성능시험 전에 하중시험을 실행한다. 그리고 상기와 같은 로터 성능시험 전에 정확한 하중 측정을 위해 분동을 사용하여 로드셀(3)을 교정한다. 여기서, 상기 밸런스시스템부(4)는 지상시험에 따른 엔진 온도, 로터 회전수, 기체 진동 특성 및 C.G 변화를 실시간 확인하게 된다.
한편, 상기와 같은 축소헬기구조체(2)의 하중시험후에 RTB시험이 설정될 경우 제어모듈부(11)는 RTB부(9)를 통해 축소헬기구조체(2)에 구비된 각 블레이드의 중량 및 C.G를 동일하게 조정한 후 로터의 일정 회전수에 따라 블레이드 팁이 동일한 회전경로를 갖도록 고속카메라를 녹화하여 비교하게 된다. 이때 상기 제어모듈부(11)는 녹화된 영상의 각 블레이드 팁 컬러에 따른 회전경로를 비교하고 피치로드 길이를 변경하면서 RTB를 수행한다. 또한, 상기 시험과정중에 성능시험이 설정될 경우 제어모듈부(11)는 밸런스시스템부(4)를 통해 일정높이에서 축소헬기구조체(2)가 제자리 비행을 수행하게 하여 제자리비행성능을 검출한다. 더 나아가, 상기 비행시험 실행과정중에 기동토오크시험이 설정될 경우 제어모듈부(11)는 구동되어 있는 축소헬기구조체의 출력과 추력의 관계에 대한 시험을 수행하고 축소헬기구조체의 throttle과 pitch가 연동되어 변화함에 따라 발생되는 지상시험 전 상관관계를 확인할 수 있다.
이를 좀 더 구체적으로 살펴보면, 상기 제어모듈부(11)는 축소헬기구조체(2)의 비행시험전에 적절한 rpm 유지와 기동 마진을 점검 하기 위해서, 출력과 추력의 관계를 파악하여야 하는데, 이때, 축소헬기구조체(2)의 throttle과 pitch가 연동되어 변화함에 따라 지상시험 전 상관관계를 확인하게된다. 여기서, 상기 시험중에는 지면에 부딪혀 성능 결과를 왜곡시키는 로터에서 발생하는 downwash가 발생하게되는데, 이러한 지면효과를 제거하기 위해서는 지상으로부터 1 diameter 이상의 높이에서 축소헬기구조체(2)의 시험을 하게된다. 한편 상기와 같은 과정을 거쳐 축소헬기구조체(2)를 지상에 고정한 상태에서 모든 비행테스트를 수행한 후에 제어모듈부(11)는 그 테스트결과데이터를 출력장치부(10)를 통해 출력시킨다.
1 : 로터 블레이드 2 : 축소헬기구조체
3 : 로드셀 4 : 밸런스시스템부
5 : 엔진 6 : 배기시스템부
7 : 쿨링시스템부 8 : 고속카메라
9 : RTB부 10: 출력장치부
11: 제어모듈부 12: 로터 회전축
13: 온도센서

Claims (10)

  1. 일정스케일로 축소된 헬리콥터 외형의 로터 블레이드 허브를 가진 축소헬기구조체와;
    상기 축소헬기구조체의 로터 블레이드상에 3개의 로드셀을 장착하여 추력을 측정하고 각각의 측정된 값으로부터 모멘트와 기체의 무게중심(C.G) 데이터를 검출하는 밸런스시스템부와;
    상기 축소헬기구조체에 구비된 엔진을 냉각시키는 쿨링시스템부와;
    상기 축소헬기구조체에 구비된 엔진의 배기가스를 강제로 배출시키는 배기시스템부와;
    상기 축소헬기구조체에 구비된 로터 블레이드의 팁 컬러의 경로를 고속카메라를 이용하여 일정 회전수에 대해 추적하고 RTB(Rotor Tracking & Balance) 데이터를 출력시키는 RTB부와;
    상기 축소헬기구조체를 지상에 고정한 상태에서 상기 각 시스템부의 기능을 제어하여 축소헬기구조체의 추진 및 제어계통의 정상여부를 포함하는 비행테스트과정을 제어하고 비행테스트 결과데이터를 출력장치부를 통해 산출시키는 제어모듈부를 포함하여 구성하되;
    상기 배기시스템부는 기체 머플러의 일측에 덕트를 설치하고, 실외 배출구 끝단에 High Pressure Sirocco Fan을 설치하는 것을 특징으로 하는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서,
    상기 밸런스시스템부는 하중 측정을 위해 분동을 사용하여 로드셀을 교정시키는 것을 특징으로 하는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 로드셀의 위치에 대한 측정된 값은 수학식 1과 같은 관계식에 의해 설정되는 것을 특징으로 하는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비.
    (수학식 1)
    Figure 112014113783967-pat00002

    여기서, 상기 x,y,h는 축좌표와 높이이고, Thrust, Torque, Moment 및 CG는 각각 로터 블레이드의 Thrust, Torque, Moment 및 CG 값을 의미한다.
  5. 삭제
  6. 축소헬기구조체의 로터 블레이드상에 밸런스시스템부의 로드셀을 설치하고 축소헬기구조체를 고정한 상태에서 엔진을 구동하여 비행시험을 준비하는 비행시험 셋팅과정과;
    상기 비행시험 셋팅과정중에 시험모드가 설정될 경우 축소헬기구조체에 대한 비행시험모드를 실행하는 비행시험 실행과정과;
    상기 비행시험 실행과정후에 축소헬기구조체에 대한 비행시험결과를 그래픽형상이 포함된 종합결과데이터로 변환하여 출력시키는 데이터산출과정을 포함하여 구성하되;
    상기 비행시험 실행과정은 하중시험이 설정될 경우 제어모듈부가 밸런스시스템부를 통해 축소헬기의 Thrust와 Moment를 측정하여 축소헬기구조체의 하중을 측정하는 하중측정시험단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비의 제어방법.
  7. 삭제
  8. 제6항에 있어서,
    상기 비행시험 실행과정은 RTB시험이 설정될 경우 제어모듈부가 RTB부를 통해 축소헬기구조체에 구비된 로터 블레이드의 팁 컬러의 경로를 고속카메라를 이용하여 일정 회전수에 대해 추적하여 RTB(Rotor Tracking & Balance) 데이터를 출력시키는 RTB시험단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비의 제어방법.
  9. 제6항에 있어서,
    상기 비행시험 실행과정은 성능시험이 설정될 경우 제어모듈부가 밸런스시스템부를 통해 일정높이에서 축소헬기구조체가 제자리 비행을 수행하게 하여 제자리비행성능을 검출하는 성능시험단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비의 제어방법.
  10. 제6항에 있어서,
    상기 비행시험 실행과정은 기동토오크시험이 설정될 경우 제어모듈부가 구동되어 있는 축소헬기구조체의 출력과 추력의 관계에 대한 시험을 수행하고 축소헬기구조체의 throttle과 pitch가 연동되어 변화함에 따라 발생되는 지상시험 전 상관관계를 확인하는 기동토오크시험단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 축소 헬기를 위한 비행테스트장비의 제어방법.
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