KR101953820B1 - Smart landing gear with shock absorbing performance per aircraft weight - Google Patents

Abstract

The present invention relates to a smart landing gear with shock absorbing performance per an aircraft weight, and more specifically, to a smart landing gear with shock absorbing performance per an aircraft weight, which adjusts an electronic orifice mounted on a cylinder through a computer program and controls the same so as to correspond to an aircraft operation weight, thereby offering comfort to passengers while operating an aircraft on the ground through a variable metering effect.

Description

항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치{Smart landing gear with shock absorbing performance per aircraft weight}TECHNICAL FIELD [0001] The present invention relates to a smart landing gear with shock absorbing performance per aircraft weight,

본 발명은 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 실린더에 장착된 전자식 오리피스를 컴퓨터 프로그램으로 조정하여, 항공기 운용하중에 맞게 조절함으로써 가변 미터링 효과를 통해 항공기의 지상 운용중 탑승객의 안락감을 보장할 수 있는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치에 관한 것이다.The present invention relates to a smart landing apparatus having an impact absorbing performance according to the weight of an aircraft. More particularly, the present invention relates to a smart landing apparatus capable of adjusting an electronic orifice mounted on a cylinder by a computer program, To a smart landing device having shock absorbing performance for each aircraft weight that can guarantee the comfort of passengers during operation.

종래의 항공기 착륙장치는 항공기 착륙 시 발생하는 충격하중을 흡수하고 지상에서는 항공기를 지지하는 역할을 한다. 착륙장치는 사용 목적에 따라 스키용, 수사용, 육상용으로 나눌 수 있고, 바퀴수에 따라 단일식, 이중식, 보기식으로 또 장착 방식에 따라 고정형, 접개들이형으로 나눌 수 있으며, 조향장치의 위치에 따라 앞바퀴식, 뒷바퀴식으로 나눌 수 있다.Conventional aircraft landing gear absorbs the impact load generated when landing the aircraft and supports the aircraft on the ground. Depending on the purpose of use, the landing gear can be divided into ski, water use, and land use. Depending on the number of wheels, it can be divided into a single type, a double type, a view type, Can be divided into front wheel type and rear type.

현재 항공기는 앞바퀴식과 접개들이형을 가장 많이 사용하는데 그 이유는 조종사의 시계확보가 용이하고, 무게중심이 메인기어 앞에 있어 지상 전복의 위험이 적으며 동체를 유선형으로 제작이 가능하여 항력을 줄일 수 있기 때문이다. 항공기에 사용되는 착륙장치의 종류로는 평판스프링식, 고무완충식, 공기압축식, 올레오 완충장치가 있는데 현재 항공기는 대게 오리피스에 의한 작동유의 흐름을 제한하여 저항을 증가시켜 충격을 일차적으로 흡수하고 압축유체인 질소가 2차적으로 충격을 흡수하여 약 75~85%의 완충효율을 가지고 있는 올레오 완충장치를 사용한다. 기존의 올레오 완충장치는 크게 고정 미터링 핀을 가지거나, 고정 오리피스를 가진 두 가지 유형으로 나눌 수 있으며, 고정익 항공기에는 주로 고정된 미터링핀을 가지는 완충장치가 적용된다. Currently, the front-wheel type and the fold-type are used most frequently for the aircraft because the pilot's watch is easy to secure and the center of gravity is in front of the main gear so that the risk of overturning the ground is low and the fuselage can be made streamlined. It is because. The types of landing gear used in aircraft are flat spring type, rubber buffer type, air compression type, and oleo type shock absorber. Current aircraft usually limit the flow of hydraulic oil by orifice, And nitrogen, which is a compressed fluid, absorbs secondary shocks and has a buffering efficiency of about 75 to 85%. Conventional ALEO shock absorbers can be roughly divided into two types with fixed metering pins or with fixed orifices, and fixed-wing aircraft are mainly equipped with shock absorbers with fixed metering pins.

종래의 항공기 착륙장치에 적용되는 완충장치는 대한민국공개특허 제10-2017-0078595호를 참조하면, 도 1에 도시된 것과 같이, 중공된 구조의 피스톤 로드(21)의 삽입 구멍 내에 미터링 핀(31)이 삽입되어 있다. 미터링 핀(31)의 제1 단부는, 미터링 핀(31)보다도 실린더(2)의 바닥 부재 측에 설치된 베이스 밸브에 고정되어있고, 미터링 핀(31)의 제2 단부는 피스톤 로드(21)의 삽입 구멍 내에 삽입되어 있고, 삽입 구멍과 미터링 핀(31) 사이의 공간은, 피스톤 로드(21) 내에서 유액이 유동할 수 있는 로드 내통로(32)를 구성하고 있어, 상기 제1 조정부(171)의 유로 면적 및 상기 제2 조정부(172)의 유로 면적은 미터링 핀(31)에 의해 조정된다. 1, a shock absorber applied to a conventional aircraft landing gear is disclosed in Korean Patent Laid-Open No. 10-2017-0078595, wherein a metering pin 31 (see FIG. 1) is inserted into an insertion hole of a hollow piston rod 21 ) Is inserted. The first end of the metering pin 31 is fixed to the base valve provided on the bottom member side of the cylinder 2 rather than the metering pin 31. The second end of the metering pin 31 is fixed to the base end of the piston rod 21 And the space between the insertion hole and the metering pin 31 constitutes a rod inner passage 32 through which the fluid can flow in the piston rod 21 so that the first adjusting portion 171 And the flow passage area of the second adjustment portion 172 are adjusted by the metering pin 31. [

상기와 같은 고정된 미터링 이 사용되는 착륙장치는 항공기 최대 하중을 기준으로 설계되어 있고, 승객 또는 화물에 의해 변하는 항공기 운용하중에 따른 차이로 인해 충격흡수 과정의 탑승객 안락감은 제공되기 어렵다는 단점이 있다.The landing gear using the fixed metering is designed on the basis of the maximum load of the aircraft and it is difficult to provide the comfort of the passenger in the shock absorbing process due to the difference depending on the operating load of the aircraft which is changed by the passenger or the cargo.

대한민국공개특허 제10-2017-0078595호 (2017.07.07.)Korean Patent Publication No. 10-2017-0078595 (July 07, 2017).

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 화물의 무게 또는 탑승 인원에 따라 변하는 항공기의 하중에 따라서 착륙장치에 형성된 실린더에 구비되는 제어 오리피스를 제어함으로써, 최대 하중이 아닌 하중에도 탑승객에 안락감을 제공할 수 있는 항공기자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치를 제공하는 것을 목적으로 한다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been devised to solve the problems described above, and it is an object of the present invention to provide a control apparatus and a control method for controlling a control orifice provided in a cylinder formed in a landing gear in accordance with a load of an aircraft, And to provide a smart landing apparatus having shock absorbing performance for each aircraft weight that can provide comfort.

본 발명의 일실시예에 따르면, 항공기 착륙장치에 있어서, 공기가 채워지는 공기실과 오일에 채워지는 오일실 및 상기 공기실과 오일실을 분리하는 분리부를 포함하여 형성되는 제1 실린더부, 상기 분리부의 일측에 형성되고, 상기 공기실과 상기 오일실을 관통하여 형성되는 개방 오리피스부, 상기 분리부의 타측에 형성되고, 상기 공기실과 상기 오일실의 연결을 개폐하는 것이 제어되는 제어 오리피스부, 오일이 채워지며, 상기 제1 실린더부의 내부에서 왕복 운동하는 제2 실린더부, 상기 분리부의 하면에 고정되는 피스톤 로드부와 상기 피스톤 로드부의 길이방향을 왕복 운동하는 피스톤가 구비되고, 상기 피스톤 로드부에 대한 상기 피스톤의 절대 위치를 측정하는 변위 센서부, 항공기의 자중을 측정하는 중량 센서부, 상기 변위 센서부와 상기 중량 센서부의 측정 신호를 전달 받아 상기 제어오리피스부의 개폐를 제어하는 제어부를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치가 제공된다.According to an embodiment of the present invention, there is provided an aircraft landing gear comprising: a first cylinder portion formed with an air chamber filled with air, an oil chamber filled with oil, and a separation portion separating the air chamber and the oil chamber; A control orifice part formed at one side of the oil chamber and having an opening orifice formed through the air chamber and the oil chamber; a control orifice part formed at the other side of the separation part and controlled to open and close the connection between the air chamber and the oil chamber; A second cylinder portion reciprocating in the first cylinder portion, a piston rod portion fixed to a lower surface of the separating portion, and a piston reciprocating in a longitudinal direction of the piston rod portion, A displacement sensor section for measuring the absolute position, a weight sensor section for measuring the self weight of the aircraft, The smart aircraft landing gear having a weight per shock-absorbing performance, characterized in that comprises a control unit for controlling the opening and closing of said control orifice is provided by receiving the sensor unit measures the signal.

상기 개방 오리피스부는 상기 오일실의 오일이 상기 공기실로 상승하는 것을 방지하는 개폐 덮개를 더 포함하여 이루어질 수 있다.The open orifice portion may further include an open / close lid for preventing the oil in the oil chamber from rising to the air chamber.

상기 개방 오리피스부는 체크 밸브 또는 플랩 밸브 중 어느 하나로 이루어질 수 있다.The open orifice portion may be formed of either a check valve or a flap valve.

상기 제어 오리피스부는 전기적 신호를 전달받아 상기 오일실에서 상기 공기실로 이동하는 오일의 유량을 조절할 수 있는 유량 제어 밸브로 이루어질 수 있다.The control orifice portion may include a flow control valve capable of controlling an amount of oil flowing from the oil chamber to the air chamber by receiving an electrical signal.

상기 중량 센서부는 항공기의 함체에 의한 압력으로 상기 항공기의 자중을 측정하는 압력센서로 이루어질 수 있다.The weight sensor unit may be a pressure sensor for measuring the self weight of the aircraft with the pressure of the enclosure of the aircraft.

본 발명의 다른 실시예에 따르면, 항공기 착륙장치에 있어서 공기가 채워지는 공기실과 오일에 채워지는 오일실 및 상기 공기실과 오일실을 분리하는 분리부를 포함하여 형성되는 제1 실린더부, 상기 분리부의 일측에 형성되고, 상기 공기실과 상기 오일실을 관통하여 형성되는 개방 오리피스부, 상기 분리부의 타측에 형성되고, 상기 공기실과 상기 오일실의 연결을 개폐하는 것이 제어되는 제어 오리피스부, 오일이 채워지며, 상기 제1 실린더부의 내부에서 왕복 운동하는 제2 실린더부, 상기 분리부의 하면에 고정되는 미터링 핀, 상기 제1 실린더부와 상기 제2 실린더부에 설치되어 상기 제1 실린더부와 상기 제2 실린더부의 사이 간격에 따른 거리 변화를 감지하는 거리 센서부, 항공기의 자중을 측정하는 중량 센서부, 상기 거리 센서부와 상기 중량 센서부의 측정 신호를 전달 받아 상기 제어오리피스부의 개폐를 제어하는 제어부를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치가 제공될 수 있다.According to another embodiment of the present invention, there is provided an airplane landing gear comprising a first cylinder portion formed by including an air chamber filled with air, an oil chamber filled with oil, and a separation portion separating the air chamber and the oil chamber, A control orifice part formed on the other side of the separation part and controlled to open and close the connection between the air chamber and the oil chamber, A metering pin fixed to a lower surface of the separating portion, and a metering pin fixed to the first cylinder portion and the second cylinder portion, the metering pin fixed to the first cylinder portion and the second cylinder portion, A weight sensor unit for measuring the self weight of the aircraft, a distance sensor unit for measuring the distance between the distance sensor unit and the weight sensor, And a control unit for controlling opening and closing of the control orifice part by receiving a measurement signal of the western part. The smart landing apparatus having shock absorbing performance for each aircraft weight can be provided.

상기 거리 센서부는 상기 분리부의 하면에 설치되는 수신기 및 상기 제2 실린더부의 상면에 설치되는 송신기를 포함하여 이루어질 수 있다.The distance sensor unit may include a receiver installed on a lower surface of the separation unit and a transmitter installed on an upper surface of the second cylinder unit.

상기 개방 오리피스부는 상기 오일실의 오일이 상기 공기실로 상승하는 것을 방지하는 개폐 덮개를 더 포함하여 이루어질 수 있다.The open orifice portion may further include an open / close lid for preventing the oil in the oil chamber from rising to the air chamber.

상기 개방 오리피스부는 체크 밸브 또는 플랩 밸브 중 어느 하나로 이루어질 수 있다.The open orifice portion may be formed of either a check valve or a flap valve.

상기 제어 오리피스부는 전기적 신호를 전달받아 상기 오일실에서 상기 공기실로 이동하는 오일의 유량을 조절할 수 있는 유량 제어 밸브로 이루어질 수 있다.The control orifice portion may include a flow control valve capable of controlling an amount of oil flowing from the oil chamber to the air chamber by receiving an electrical signal.

상기 중량 센서부는 항공기의 함체에 의한 압력으로 상기 항공기의 자중을 측정하는 압력센서로 이루어질 수 있다.The weight sensor unit may be a pressure sensor for measuring the self weight of the aircraft with the pressure of the enclosure of the aircraft.

상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치는 항공기의 하중에 따라 제어 오리피스부를 조절함으로써, 가변 미터링 효과를 얻을 수 있고, 이를 통해 탑승객의 지상 운용중 안락감을 보장할 수 있으며, 기존의 항공기 안정성을 넘어 탑승객의 안람감 선호도를 향상시킬 수 있다.The smart landing gear having shock absorbing performance according to the weight of the aircraft according to the present invention can adjust the control orifice part according to the load of the aircraft, thereby achieving a variable metering effect, thereby ensuring comfort during ground handling of the passenger And can improve the passenger's preference for lightness over conventional aircraft stability.

또한, 기록된 데이터와 항공기의 자중을 측정하는 중량 센서부와 착륙 시 받는 충격량을 측정 할 수 있는 변위 센서부 또는 거리 센서부를 통해 얻는 실시간 데이터를 통해 신속하게 제어 오리피스를 통한 오일의 유량을 변화시킬 수 있다.In addition, it is possible to quickly change the flow rate of the oil through the control orifice through the weight sensor portion for measuring the recorded data and the weight of the aircraft, and the real-time data obtained through the displacement sensor portion or the distance sensor portion, .

도 1은 종래의 미터링 핀이 적용된 착륙장치 단면도
도 2는 본 발명의 설치 실시예
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 단면도
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 작동 흐름도
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 상승 단면도
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 하강 단면도
도 7은 본 발명의 다른 실시예에 따른 단면도
도 8은 본 발명의 다른 실시예에 따른 작동 흐름도
도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 상승 단면도
도 10은 본 발명의 다른 실시예에 따른 하강 단면도1 is a cross-sectional view of a conventional landing gear
Fig. 2 is a view showing an example
3 is a cross-sectional view according to an embodiment of the present invention.
Figure 4 is a flowchart of an operation according to an embodiment of the present invention.
Figure 5 is a cross-sectional view of an embodiment of the present invention,
Figure 6 is a cross-sectional elevation view, according to one embodiment of the present invention,
7 is a cross-sectional view according to another embodiment of the present invention
8 is a flowchart of an operation according to another embodiment of the present invention.
9 is a cross-sectional view
Figure 10 is a cross-sectional view

이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. Hereinafter, the technical idea of the present invention will be described more specifically with reference to the accompanying drawings. Prior to this, terms and words used in the present specification and claims should not be construed as limited to ordinary or dictionary terms, and the inventor should appropriately interpret the concepts of the terms appropriately It should be interpreted in accordance with the meaning and concept consistent with the technical idea of the present invention based on the principle that it can be defined.

따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.Therefore, the embodiments described in this specification and the configurations shown in the drawings are merely the most preferred embodiments of the present invention and do not represent all the technical ideas of the present invention. Therefore, It should be understood that variations can be made.

이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다. 첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.Hereinafter, the technical idea of the present invention will be described more specifically with reference to the accompanying drawings. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The accompanying drawings, which are included to provide a further understanding of the technical concept of the present invention, are incorporated in and constitute a part of the specification, and are not intended to limit the scope of the present invention.

도 2를 참조하면, 본 발명의 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치(100)는 항공기의 하부에 장착되어 바퀴와 연결될 수 있다. 상기 상공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치는 도2와 같이 바퀴에 직접 연결이 될수 있고, 종래에 항공기의 착륙바퀴와 충격흡수 장치가 결합하는 데에 필요한 구성들이 추가되어 장착될 수 있다.Referring to FIG. 2, the smart landing apparatus 100 having the impact absorbing performance of each aircraft according to the present invention may be mounted on a lower portion of an aircraft and connected to a wheel. The smart landing gear having the shock absorbing performance for each weight of the phase air can be directly connected to the wheel as shown in FIG. 2, and the structure necessary for coupling the landing wheel of the aircraft with the impact absorbing device can be additionally mounted.

도3 내지 6을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치(100)는 공기가 채워지는 공기실(210)과 오일에 채워지는 오일실(220) 및 상기 공기실(210)과 오일실(220)을 분리하는 분리부(201)를 포함하여 형성되는 제1 실린더부(200), 상기 분리부(201)의 일측에 관통되어 형성되는 개방 오리피스부(230), 상기 분리부(201)의 타측에 관통되어 형성되어 개폐가 제어되는 제어 오리피스부(240), 상기 제1 실린더부(200) 내부에 수납되고, 상기 제1 실린더부(200) 내부에서 왕복 운동하는 제2 실린더부(300), 상기 분리부(201)의 하면에 고정되는 피스톤 로드부(251)와 상기 피스톤 로드부(251)의 길이방향을 왕복 운동하는 피스톤(252)가 구비되고, 상기 피스톤 로드부(251)에 대한 상기 피스톤(252)의 절대 위치를 측정하는 변위 센서부(250), 항공기의 자중을 측정하는 중량 센서부(260), 상기 변위 센서부(250)와 상기 중량 센서부(260)의 측정 신호를 전달 받아 상기 제어 오리피스부(240)의 개폐를 제어하는 제어부(400)를 포함하여 구성된다.3 to 6, the smart landing apparatus 100 according to an embodiment of the present invention has an air chamber 210 filled with air, an oil chamber 220 filled with oil, And a separator 201 separating the air chamber 210 from the oil chamber 220. The separator 201 includes a first cylinder part 200 formed to penetrate through one side of the separator 201, A control orifice part 240 formed to penetrate the other side of the separator 201 and controlled to be opened and closed, and a control orifice part 240 housed in the first cylinder part 200, A piston rod portion 251 fixed to the lower surface of the separating portion 201 and a piston 252 reciprocating in the longitudinal direction of the piston rod portion 251 A displacement sensor unit 250 for measuring an absolute position of the piston 252 with respect to the piston rod unit 251, A control unit 400 for controlling opening and closing of the control orifice unit 240 by receiving a measurement signal from the displacement sensor unit 250 and the weight sensor unit 260, .

도 3을 참조하면, 상기 제1 실린더부(200)는 공기와 상기 제2 실린더부(300)에서 상기 제어 오리피스부(240)를 통해 올라오는 오일이 채워지는 상기 공기실(210)이 구비되어 있으며, 오일이 채워지는 상기 오일실(220)도 구비되어 있으며, 상기 공기실(210)과 상기 오일실(220)은 상기 분리부(201)에 의해 분리된다. 상기 분리부(201)의 일측에는 상기 공기실(210)과 상기 오일실(220)을 연결하는 상기 개방 오리피스부(230)가 관통되어 형성되고, 상기 분리부(201)의 타측에는 상기 공기실(210)과 상기 오일실(220)을 제어를 받아 개폐하고, 오일의 유량을 조절하는 제어 오리피스부(240)가 형성된다. Referring to FIG. 3, the first cylinder 200 includes air and the air chamber 210 filled with the oil flowing through the control orifice 240 in the second cylinder 300 The oil chamber 220 is also filled with oil. The air chamber 210 and the oil chamber 220 are separated by the separator 201. The opening portion of the separating portion 201 is formed with an opening orifice portion 230 that connects the air chamber 210 and the oil chamber 220. The other end of the separating portion 201 is connected to the air chamber 210. [ And a control orifice part 240 for controlling the flow rate of the oil by opening and closing the oil chamber 210 under the control of the oil chamber 220 is formed.

상기 개방 오리피스부(230)는 상기 오일실(220)의 오일이 상기 공기실(210)로 상승하는 것을 방지하고, 오일이 상기 공기실(210)에서 상기 오일실(220)로만 이동 할 수 있도록 개폐 덮개(231)를 더 포함하여 이루어질 수 있다. 상기 개폐 덮개(231)는 오일에 의해 상기 개방 오리피스부(230)를 개방하거나 폐쇄할 수 있으며, 일측이 상기 개방 오리피스부(230)에 힌지 결합되어 상기 개방 오리피스부(230)의 개폐가 가능한 것이 바람직하나, 상기 개폐 덮개(231)가 상기 개방 오리피스부(230)에 연결되어 상기 개방 오리피스부(230)의 개폐가 가능하도록 하는 연결 방법이면 어떠한 방법도 적용이 가능하다. 또한, 상기 개방 오리피스부(230)는 체크 밸브 또는 플랩 밸브 중 어느 하나로 이루어져 상기 오일실(220)의 오일이 상기 공기실(210)로 상승하는 것을 방지하고, 오일이 상기 공기실(210)에서 상기 오일실(220)로만 이동 할 수 있도록 조절 할 수 있다.The open orifice portion 230 prevents the oil in the oil chamber 220 from rising to the air chamber 210 and allows the oil to move only from the air chamber 210 to the oil chamber 220. [ And may further comprise an opening / closing cover 231. The opening / closing lid 231 can open or close the opening orifice portion 230 by oil, and one side can be hinged to the opening orifice portion 230 to open / close the opening orifice portion 230 Any method may be used as long as the opening / closing lid 231 is connected to the opening orifice portion 230 so that the opening orifice portion 230 can be opened and closed. The open orifice portion 230 may be a check valve or a flap valve to prevent the oil in the oil chamber 220 from rising to the air chamber 210, So that it can be moved only to the oil chamber 220.

상기 제어 오리피스부(240)는 전기적 신호를 전달받아 상기 오일실(220)에서 상기 공기실(210)로 이동하는 오일의 유량을 조절할 수 있는 유량 제어 밸브로 이루어질 수 있다. 상기 유량 제어 밸브는 서보 밸브와 같이 전기적 신호를 전달받아 구비되어 있는 관을 지나가는 유체의 양을 조절 할 수 있는 밸브이면 어떠한 밸브도 적용이 가능하다. The control orifice 240 may include a flow control valve that receives an electrical signal to control the flow rate of oil flowing from the oil chamber 220 to the air chamber 210. The flow control valve may be any valve capable of regulating the amount of fluid passing through a tube which is received by receiving an electrical signal such as a servo valve.

상기 제2 실린더부(300)는 오일이 채워지며, 상기 제1 실린더부(200)의 내부에서 왕복 운동하고, 상부의 외주면이 외부로 돌출되어, 상기 제1 실린더부(200)의 하부의 내주면에 의해 감싸지는 형상으로, 상기 제1 실린더부(200)에서 이탈되지 않고, 내부에 채워지는 오일이 제1 실린더부(200) 및 제2 실린더부(300)의 외부로 유출되지 않도록 밀폐시키는 구성으로 상기 제1 실린더부(200)와 결합되는 것이 바람직하다.The second cylinder part 300 is filled with oil and reciprocates in the first cylinder part 200. The outer circumferential surface of the second cylinder part 300 protrudes to the outside and the inner circumferential surface of the lower part of the first cylinder part 200 A configuration in which the oil which is not released from the first cylinder part 200 but is filled in the first cylinder part 200 and the second cylinder part 300 is sealed so as not to be leaked to the outside of the first cylinder part 200 and the second cylinder part 300 The first cylinder part 200 may be coupled to the first cylinder part 200.

도 4를 참조하면, 상기 변위 센서부(250)는 상기 제2 실린더부(300)의 일측 끝단의 내주면과 연결되어 상기 제2 실린더부(300)의 이동을 따라 상기 피스톤 로드부(251) 상에서 왕복 운동이 가능한 상기 피스톤(252)과 일단이 상기 분리부(201)에 고정되는 상기 피스톤 로드부(251)로 구성되어 있다. 상기 변위 센서부(250)는 항공기가 착륙할 시에 지면으로부터 받는 충격이 상기 제2 실린더부(300)로 전해질 때, 상기 제2 실린더부(300)가 움직이게 되면, 상기 피스톤(252)이 움직이며 상기 피스톤 로드부(251)에서의 상기 피스톤(252)의 위치를 상기 제어부(400)에 전달한다. 상기 변위 센서부(250)와 상기 제어부(400)는 무선으로 통신이 가능하도록 전기적 연결되는 것이 바람직하나, 상기 제2 실린더부(300)와 상기 피스톤(252)의 구동에 영향을 주지 않는 방법으로 유선으로 통신이 가능하도록 전기적 연결될 수 있다. 상기 변위 센서부(250)는 LVDT 또는 LDT와 같이 중심축을 두고 왕복 운동이 가능한 코어의 절대 위치를 측정 할 수 있는 변위 센서가 사용될 수 있으며, 이때에는 중심축이 상기 피스톤 로드부(251)가 되며, 코어가 상기 피스톤(252)이 될 수 있다. 4, the displacement sensor unit 250 is connected to the inner circumferential surface of one end of the second cylinder unit 300 and moves on the piston rod unit 251 along the movement of the second cylinder unit 300 The piston 252 capable of reciprocating motion and the piston rod portion 251 having one end fixed to the separating portion 201 are formed. When the second cylinder part 300 moves while the impact received from the ground at the time of landing of the aircraft is transmitted to the second cylinder part 300, the displacement sensor part 250 moves the piston 252 And transmits the position of the piston 252 in the piston rod section 251 to the control section 400. The displacement sensor unit 250 and the control unit 400 may be electrically connected to each other so as to communicate wirelessly. However, the displacement sensor unit 250 may be electrically connected to the second cylinder unit 300 and the piston 252 And can be electrically connected to enable wire communication. The displacement sensor unit 250 may be a displacement sensor capable of measuring an absolute position of a core capable of reciprocating motion with a central axis such as an LVDT or an LDT. At this time, the center axis is the piston rod unit 251 And the core may be the piston 252.

상기 중량 센서부(260)는 상기 제1 실린더부(200)의 상부에 위치될 수 있으며, 항공기의 자중을 측정하며, 상기 제어부(400)와 회로로 연결되어 상기 제1 실린더부(200)와 멀리 떨어진 거리에 형성될 수도 있다. 상기 중량 센서부(260)는 항공기의 함체에 의한 압력으로 상기 항공기의 자중을 측정하는 압력센서로 이루어질 수 있다. 항공기의 함체를 정확하게 측정하기 위해서 상기 중량 센서부(260)는 항공기의 함체 하부에 다수개가 장착되는 것이 바람직하며, 그 개수와 설치 위치 및 형태는 항공기의 크기와 형상에 따라 달라질 수 있다. 상기 중량 센서부(260)는 운행 중 항공기의 무게를 측정하고, 측정값을 상기 제어부(400)로 전달한다. 상기 중량 센서부(260)와 상기 제어부(400)는 무선으로 통신이 가능하도록 전기적 연결되는 것이 바람직하나, 상기 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치(100)의 구동에 영향을 주지 않는 방법으로 유선으로 통신이 가능하도록 전기적 연결될 수 있다.The weight sensor unit 260 may be positioned above the first cylinder 200 and may measure the weight of the aircraft and may be connected to the controller 400 through the first cylinder 200, Or may be formed at distant distances. The weight sensor 260 may be a pressure sensor for measuring the self weight of the airplane due to the pressure of the enclosure of the aircraft. In order to accurately measure the enclosure of the aircraft, it is preferable that the weight sensor unit 260 is mounted on the lower portion of the enclosure of the aircraft, and the number and location and shape of the weight sensor unit 260 may vary depending on the size and shape of the aircraft. The weight sensor 260 measures the weight of the aircraft during operation and transmits the measurement value to the controller 400. [ The weight sensor unit 260 and the control unit 400 are preferably electrically connected to each other so that they can communicate wirelessly. However, the method does not affect the operation of the smart landing gear 100 having the impact absorbing performance for each aircraft weight So that they can be electrically connected by wire.

상기 제어부(400)는 상기 변위 센서부(250)에서 전달된 위치 값으로 착륙장치의 절대 위치와 상기 중량 센서부(260)에서 전달된 항공기의 중량을 통해 항공기가 지면에 착륙할 때는 물론 지상 운용 중 받게 되는 충격량을 계산하고 이에 따른 상기 제어 오리피스부(240)의 개방 정도를 조절하게 된다. 상기 제어부(400)를 통해 상기 제어 오리피스부(240)의 개방 정도가 조절되어 항공기의 지상 운용 중에도 탑승객에게 안락감을 제공 할 수 있는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치(100)의 제공이 가능해진다. 상기 제어부(400)에는 항공기 제조사에서 제공하는 항공기의 자중 및 부속 장치의 무게가 미리 입력이 되어있으며, 기준 무게에서 상기 중량 센서부(260)에 의해 증가된 무게를 더하여 항공기가 지면에 착륙 할 때와 지상 운용 중 받게 되는 충격량을 계산할 수도 있다. The control unit 400 determines whether the aircraft is landed on the ground through the absolute position of the landing gear and the weight of the aircraft transmitted from the weight sensor unit 260 as the position value transmitted from the displacement sensor unit 250, And adjusts the opening degree of the control orifice part 240 according to the calculated amount of impact. The provision of the smart landing apparatus 100 having the impact absorbing performance by the weight of the aircraft which can control the degree of opening of the control orifice portion 240 through the control unit 400 and provide comfort to the passengers during ground operation of the aircraft It becomes possible. The weight of the aircraft provided by the aircraft manufacturer and the weight of the accessory device provided in advance are input to the controller 400. When the weight of the weight is increased by the weight sensor 260 at the reference weight and the aircraft lands on the ground And the amount of impact that will be received during ground operation.

도 5를 참조하면, 항공기가 지상에 착륙할 시, 상기 제2 실린더부(300)와 상기 제2 실린더부(300)의 일측 끝단의 내주면과 연결되어 상기 제2 실린더부(300)의 이동을 따라 상기 피스톤 로드부(251) 상에서 왕복 운동이 가능한 상기 피스톤(252)과 상기 제2 실린더부(300)가 상승하게 되고, 그에 의해 상기 제1 실린더부(200)와 상기 제2 실린더부(300)에 채워진 오일이 상승하게 된다. 이때에 상기 제어부(400)를 통해 항공기의 하중 값과 상기 피스톤(252)의 절대 위치 값에 따라 계산된 개방 정도를 상기 제어 오리피스부(240)로 전달되어, 충격흡수에 적합한 정도로 상기 제어 오리피스부(240)를 개방하고, 상기 제어 오리피스부(240)를 통해 상기 오일실(220) 에 있던 오일이 상기 공기실(210)로 이동하게 되어 오일 및 공기의 압박을 통해 충격을 흡수하게 된다.Referring to FIG. 5, when the airplane lands on the ground, the second cylinder part 300 and the inner circumferential surface of one end of the second cylinder part 300 are connected to move the second cylinder part 300 The piston 252 capable of reciprocating motion on the piston rod portion 251 and the second cylinder portion 300 are raised so that the first cylinder portion 200 and the second cylinder portion 300 ) Is filled with oil. At this time, the degree of opening calculated according to the load value of the aircraft and the absolute position value of the piston 252 is transmitted to the control orifice part 240 through the control part 400, and is transmitted to the control orifice part 240, The oil in the oil chamber 220 is moved to the air chamber 210 through the control orifice portion 240 to absorb the impact through compression of oil and air.

도 6을 참조하면, 상기 제어 오리피스부(240)에 의해 충격이 흡수되면, 상기 공기실(210)에 있던 고압의 오일은 상기 개방 오리피스부(230)를 통해 상기 오일실(220)로 이동하여 압축평형까지 늘어나게 되고, 이 때 상기 피스톤(252)과 상기 제2 실린더부(300)가 하강하고, 상기 변위 센서부(250)는 상기 제어부(400)로 상기 피스톤(252)의 절대 위치를 보내어 상기 제어부(400)는 상기 제어 오리피스부(240)의 개방 정도를 조절하며 상기 제어 오리피스부(240)를 폐쇄시킨다.6, when the impact is absorbed by the control orifice portion 240, the high-pressure oil in the air chamber 210 moves to the oil chamber 220 through the open orifice portion 230 The piston 252 and the second cylinder 300 descend and the displacement sensor unit 250 sends the absolute position of the piston 252 to the control unit 400 The controller 400 adjusts the opening degree of the control orifice part 240 and closes the control orifice part 240.

도7 내지 10을 참조하면, 본 발명의 다른 실시예에 따른 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치(100)는 공기가 채워지는 공기실(210)과 오일에 채워지는 오일실(220) 및 상기 공기실(210)과 오일실(220)을 분리하는 분리부(201)를 포함하여 형성되는 제1 실린더부(200), 상기 분리부(201)의 일측에 관통되어 형성되는 개방 오리피스부(230), 상기 분리부(201)의 타측에 형성되어 개폐가 제어되는 제어 오리피스부(240), 오일이 채워지며, 상기 제1 실린더부(200)의 내부에서 왕복 운동하는 제2 실린더부(300), 상기 분리부(201)의 하면에 고정되는 미터링 핀(270), 상기 제1 실린더부(200)와 상기 제2 실린더부(300)에 설치되어 상기 제1 실린더부(200)와 상기 제2 실린더부(300)의 사이 간격에 따른 거리 변화를 감지하는 거리 센서부(280), 항공기의 자중을 측정하는 중량 센서부(260), 상기 거리 센서부(280)와 상기 중량 센서부(260)의 측정 신호를 전달 받아 상기 제어오리피스부의 개폐를 제어하는 제어부(400)를 포함하여 구성된다.7 to 10, the smart landing apparatus 100 according to another embodiment of the present invention has an air chamber 210 filled with air, an oil chamber 220 filled with oil, And a separator 201 separating the air chamber 210 from the oil chamber 220. The separator 201 includes a first cylinder part 200 formed to penetrate through one side of the separator 201, A control orifice part 240 formed on the other side of the separation part 201 and controlled to be opened and closed, a second cylinder part 210 filled with oil and reciprocating in the first cylinder part 200 A metering pin 270 fixed to a lower surface of the separating unit 201 and a metering pin 270 installed on the first cylinder 200 and the second cylinder 300, A distance sensor unit 280 for detecting a distance change according to the distance between the first and second cylinder units 300, And a control unit 400 receiving the measurement signals from the distance sensor unit 280 and the weight sensor unit 260 and controlling the opening and closing of the control orifice unit.

도 7을 참조하면, 상기 제1 실린더부(200)는 공기와 상기 제2 실린더부(300)에서 상기 제어 오리피스부(240)를 통해 올라오는 오일이 채워지는 상기 공기실(210)이 구비되어 있으며, 오일이 채워지는 상기 오일실(220)도 구비되어 있으며, 상기 공기실(210)과 상기 오일실(220)은 상기 분리부(201)에 의해 분리된다. 상기 분리부(201)의 일측에는 상기 공기실(210)과 상기 오일실(220)을 연결하는 상기 개방 오리피스부(230)가 관통되어 형성되고, 상기 분리부(201)의 타측에는 상기 공기실(210)과 상기 오일실(220)을 제어를 받아 개폐하고, 오일의 유량을 조절하는 상기 제어 오리피스부(240)가 형성된다. Referring to FIG. 7, the first cylinder 200 includes air and the air chamber 210 filled with the oil flowing through the control orifice 240 in the second cylinder 300 The oil chamber 220 is also filled with oil. The air chamber 210 and the oil chamber 220 are separated by the separator 201. The opening portion of the separating portion 201 is formed with an opening orifice portion 230 that connects the air chamber 210 and the oil chamber 220. The other end of the separating portion 201 is connected to the air chamber 210. [ And the control orifice part 240 for controlling the flow rate of the oil by opening and closing the oil chamber 210 under the control of the oil chamber 220 is formed.

상기 개방 오리피스부(230)는 상기 오일실(220)의 오일이 상기 공기실(210)로 상승하는 것을 방지하고, 오일이 상기 공기실(210)에서 상기 오일실(220)로만 이동 할 수 있도록 개폐 덮개(231)를 더 포함하여 이루어질 수 있다. 상기 개폐 덮개(231)는 오일에 의해 상기 개방 오리피스부(230)를 개방하거나 폐쇄할 수 있으며, 일측이 상기 개방 오리피스부(230)에 힌지 결합되어 상기 개방 오리피스부(230)의 개폐가 가능한 것이 바람직하나, 상기 개폐 덮개(231)가 상기 개방 오리피스(230)에 연결되어 상기 개방 오리피스부(230)의 개폐가 가능하도록 하는 연결 방법이면 어떠한 방법도 적용이 가능하다. 또한, 상기 개방 오리피스부(230)는 체크 밸브 또는 플랩 밸브 중 어느 하나로 이루어져 상기 오일실(220)의 오일이 상기 공기실(210)로 상승하는 것을 방지하고, 오일이 상기 공기실(210)에서 상기 오일실(220)로만 이동 할 수 있도록 조절 할 수 있다.The open orifice portion 230 prevents the oil in the oil chamber 220 from rising to the air chamber 210 and allows the oil to move only from the air chamber 210 to the oil chamber 220. [ And may further comprise an opening / closing cover 231. The opening / closing lid 231 can open or close the opening orifice portion 230 by oil, and one side can be hinged to the opening orifice portion 230 to open / close the opening orifice portion 230 However, any method can be applied as long as the opening / closing lid 231 is connected to the opening orifice 230 so that the opening orifice 230 can be opened and closed. The open orifice portion 230 may be a check valve or a flap valve to prevent the oil in the oil chamber 220 from rising to the air chamber 210, So that it can be moved only to the oil chamber 220.

상기 제어 오리피스부(240)는 전기적 신호를 전달받아 상기 오일실(220)에서 상기 공기실(210)로 이동하는 오일의 유량을 조절할 수 있는 유량 제어 밸브로 이루어질 수 있다. 상기 유량 제어 밸브는 서보 밸브와 같이 전기적 신호를 전달받아 구비되어 있는 관을 지나가는 유체의 양을 조절 할 수 있는 밸브이면 어떠한 밸브도 적용이 가능하다. The control orifice 240 may include a flow control valve that receives an electrical signal to control the flow rate of oil flowing from the oil chamber 220 to the air chamber 210. The flow control valve may be any valve capable of regulating the amount of fluid passing through a tube which is received by receiving an electrical signal such as a servo valve.

상기 제2 실린더부(300)는 오일이 채워지며, 상기 제1 실린더부(200)의 내부에서 왕복 운동하고, 상부의 외주면이 외부로 돌출되어, 상기 제1 실린더부(200)의 하부의 내주면에 의해 감싸지는 형상으로, 상기 제1 실린더부(200)에서 이탈되지 않고, 내부에 채워지는 오일이 제1 실린더부(200) 및 제2 실린더부(300)의 외부로 유출되지 않도록 밀폐시키는 구성으로 상기 제1 실린더부(200)와 결합되는 것이 바람직하다.The second cylinder part 300 is filled with oil and reciprocates in the first cylinder part 200. The outer circumferential surface of the second cylinder part 300 protrudes to the outside and the inner circumferential surface of the lower part of the first cylinder part 200 A configuration in which the oil which is not released from the first cylinder part 200 but is filled in the first cylinder part 200 and the second cylinder part 300 is sealed so as not to be leaked to the outside of the first cylinder part 200 and the second cylinder part 300 The first cylinder part 200 may be coupled to the first cylinder part 200.

상기 미터링 핀(270)은 종래에 충격 흡수 장치에 사용되는 형상으로, 상기 분리부(201)의 하면에 고정된다.The metering pin 270 is conventionally used for a shock absorber and is fixed to a lower surface of the separating unit 201.

도 8을 참조하면, 상기 거리 센서부(280)는 상기 분리부(201)의 하면에 설치되는 수신기 및 상기 제2 실린더부(300)의 상면에 설치되는 송신기로 이루어질 수 있다. 상기 거리 센서부(280)는 초음파 또는 전파, 자력을 이용하여 상기 수신기로부터 상기 송신기까지의 거리를 측정 할 수 있다. 상기 거리 센서부(280)는 항공기가 착륙할 시에 지면으로부터 받는 충격이 상기 제2 실린더부(300)로 전해질 때, 상기 제2 실린더부(300)가 움직이게 되면, 상기 제1 실린더부(200)로부터 상기 제2 실린더부(300) 사이의 거리를 측정하여 상기 제2 실린더부(300)의 절대 위치를 측정하고 측정 값을를 상기 제어부(400)에 전달한다. 상기 거리 센서부(280)와 상기 제어부(400)는 무선으로 통신이 가능하도록 전기적 연결되는 것이 바람직하나, 상기 제2 실린더부(300)의 구동에 영향을 주지 않는 방법으로 유선으로 통신이 가능하도록 전기적 연결될 수 있다. Referring to FIG. 8, the distance sensor unit 280 may include a receiver installed on a lower surface of the separating unit 201 and a transmitter installed on the upper surface of the second cylinder unit 300. The distance sensor unit 280 may measure the distance from the receiver to the transmitter using ultrasonic waves, radio waves, or magnetic force. When the second cylinder part 300 moves while the impact received from the ground at the time of landing of the airplane is transmitted to the second cylinder part 300, And measures the absolute position of the second cylinder part 300 and transmits the measured value to the controller 400. The control part 400 measures the absolute position of the second cylinder part 300 by measuring the distance between the first cylinder part 300 and the second cylinder part 300. The distance sensor unit 280 and the control unit 400 may be electrically connected to each other so that they can communicate wirelessly. However, the distance sensor unit 280 and the controller 400 may be electrically connected to each other by a method that does not affect the driving of the second cylinder unit 300 Can be electrically connected.

상기 중량 센서부(260)는 상기 제1 실린더부(200)의 상부에 위치될 수 있으며, 항공기의 자중을 측정하며, 상기 중량 센서부(260)는 상기 제어부(400)와 회로로 연결되어 상기 제1 실린더부(200)와 멀리 떨어진 거리에 형성될 수도 있다. 상기 중량 센서부(260)는 항공기의 함체에 의한 압력으로 상기 항공기의 자중을 측정하는 압력센서로 이루어질 수 있다. 항공기의 함체를 정확하게 측정하기 위해서 상기 중량 센서부(260)는 항공기의 함체 하부에 다수개가 장착되는 것이 바람직하며, 그 개수와 설치 위치 및 형태는 항공기의 크기와 형상에 따라 달라질 수 있다. 상기 중량 센서부(260)는 운행 중 항공기의 무게를 측정하고, 측정값을 상기 제어부(400)로 전달한다. 상기 중량 센서부(260)와 상기 제어부(400)는 무선으로 통신이 가능하도록 전기적 연결되는 것이 바람직하나, 상기 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치(100)의 구동에 영향을 주지 않는 방법으로 유선으로 통신이 가능하도록 전기적 연결될 수 있다.The weight sensor unit 260 may be positioned above the first cylinder 200 and measure the weight of the aircraft. The weight sensor unit 260 may be connected to the controller 400 through a circuit, And may be formed at a distance far from the first cylinder 200. The weight sensor 260 may be a pressure sensor for measuring the self weight of the airplane due to the pressure of the enclosure of the aircraft. In order to accurately measure the enclosure of the aircraft, it is preferable that the weight sensor unit 260 is mounted on the lower portion of the enclosure of the aircraft, and the number and location and shape of the weight sensor unit 260 may vary depending on the size and shape of the aircraft. The weight sensor 260 measures the weight of the aircraft during operation and transmits the measurement value to the controller 400. [ The weight sensor unit 260 and the control unit 400 are preferably electrically connected to each other so that they can communicate wirelessly. However, the method does not affect the operation of the smart landing gear 100 having the impact absorbing performance for each aircraft weight So that they can be electrically connected by wire.

상기 제어부(400)는 상기 거리 센서부(280)에서 전달된 위치 값으로 착륙장치의 절대 위치와 상기 중량 센서부(260)에서 전달된 항공기의 중량을 통해 항공기가 지면에 착륙할 때는 물론 지상 운용 중 받게 되는 충격량을 계산하고 이에 따른 상기 제어 오리피스부(240)의 개방 정도를 조절하게 된다. 상기 제어부(400)를 통해 상기 제어 오리피스부(240)의 개방 정도가 조절되어 항공기의 지상 운용 중에도 탑승객에게 안락감을 제공 할 수 있는 상기 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치(100)의 제공이 가능해진다. 상기 제어부(400)에는 항공기 제조사에서 제공하는 항공기의 자중 및 부속 장치의 무게가 미리 입력이 되어있으며, 기준 무게에서 상기 중량 센서부(260)에 의해 증가된 무게를 더하여 항공기가 지면에 착륙 할 때와 지상 운용 중 받게 되는 충격량을 계산할 수도 있다. The control unit 400 determines whether the aircraft is landed on the ground through the absolute position of the landing gear and the weight of the aircraft delivered from the weight sensor unit 260 as a position value transmitted from the distance sensor unit 280, And adjusts the opening degree of the control orifice part 240 according to the calculated amount of impact. The smart landing apparatus 100 having the impact absorbing performance by its own weight capable of providing comfort to the passenger while the ground is being operated by adjusting the degree of opening of the control orifice portion 240 through the control unit 400 Lt; / RTI > The weight of the aircraft provided by the aircraft manufacturer and the weight of the accessory device provided in advance are input to the controller 400. When the weight of the weight is increased by the weight sensor 260 at the reference weight and the aircraft lands on the ground And the amount of impact that will be received during ground operation.

도 9를 참조하면, 항공기가 지상에 착륙할 시, 상기 제2 실린더부(300)는 상승하게 되고, 그에 의해 상기 제1 실린더부(200)와 상기 제2 실린더부(300)에 채워진 오일이 상승하게 된다. 이때에 상기 제어부(400)를 통해 항공기의 하중 값과 상기 피스톤(252)의 절대 위치 값에 따라 계산된 개방 정도를 상기 제어 오리피스부(240)로 전달되어, 충격흡수에 적합한 정도로 상기 제어 오리피스부(240)를 개방하고, 상기 제어 오리피스부(240)를 통해 상기 오일실(220) 에 있던 오일이 상기 공기실(210)로 이동하게 되어 오일 및 공기의 압박을 통해 충격을 흡수하게 된다.Referring to FIG. 9, when the aircraft lands on the ground, the second cylinder part 300 is lifted so that the oil filled in the first cylinder part 200 and the second cylinder part 300 . At this time, the degree of opening calculated according to the load value of the aircraft and the absolute position value of the piston 252 is transmitted to the control orifice part 240 through the control part 400, and is transmitted to the control orifice part 240, The oil in the oil chamber 220 is moved to the air chamber 210 through the control orifice portion 240 to absorb the impact through compression of oil and air.

도 10을 참조하면, 상기 제어 오리피스부(240)에 의해 충격이 흡수되면, 상기 공기실(210)에 있던 고압의 오일은 상기 개방 오리피스부(230)를 통해 상기 오일실(220)로 이동하여 압축평형까지 늘어나게 되고, 이 때 상기 제2 실린더부(300)가 하강하고, 상기 거리 센서부(280)는 상기 제어부(400)로 상기 제1 실린더부(200)와 상기 제2 실린더부(300)의 사이 거리를 통해 상기 제2 실린더부(300)의 절대 위치를 보내고, 상기 제어부(400)는 상기 제어 오리피스부(240)의 개방 정도를 조절하며 상기 제어 오리피스부(240)를 폐쇄시킨다.10, when the impact is absorbed by the control orifice part 240, the high-pressure oil in the air chamber 210 moves to the oil chamber 220 through the open orifice part 230 The distance between the first cylinder part 200 and the second cylinder part 300 is controlled by the controller 400 so that the distance between the first cylinder part 200 and the second cylinder part 300 The control unit 400 adjusts the opening degree of the control orifice part 240 and closes the control orifice part 240. In this case,

본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.It will be understood by those skilled in the art that various changes in form and details may be made therein without departing from the spirit and scope of the invention as defined by the appended claims.

100 : 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치
200 : 제1 실린더부 201 : 분리부
210 : 공기실 220 : 오일실
230 : 개방 오리피스부 231 : 개폐 덮개
240 : 제어 오리피스부 250 : 변위 센서부
251 : 피스톤 로드부 252 : 피스톤
260 : 중량 센서부 270 : 미터링 핀
280 : 거리 센서부 281 : 수신부
282 : 송신부
300 : 제2 실린더부
400 : 제어부100: Smart landing gear with shock absorbing performance per aircraft weight
200: first cylinder part 201: separating part
210: air chamber 220: oil chamber
230: opening orifice portion 231: opening / closing cover
240: Control orifice part 250: Displacement sensor part
251: piston rod portion 252: piston
260: weight sensor unit 270: metering pin
280: distance sensor unit 281:
282:
300: second cylinder part
400:

Claims (11)

항공기 착륙장치에 있어서,
공기가 채워지는 공기실과 오일에 채워지는 오일실 및 상기 공기실과 오일실을 분리하는 분리부를 포함하여 형성되는 제1 실린더부;
상기 분리부의 일측에 형성되고, 상기 공기실과 상기 오일실을 관통하여 형성되는 개방 오리피스부;
상기 분리부의 타측에 형성되고, 상기 공기실과 상기 오일실의 연결을 개폐하는 것이 제어되는 제어 오리피스부;
오일이 채워지며, 상기 제1 실린더부의 내부에서 왕복 운동하는 제2 실린더부;
상기 분리부의 하면에 고정되는 피스톤 로드부와 상기 피스톤 로드부의 길이방향을 왕복 운동하는 피스톤가 구비되고, 상기 피스톤 로드부에 대한 상기 피스톤의 절대 위치를 측정하는 변위 센서부;
항공기의 자중을 측정하는 중량 센서부;
상기 변위 센서부와 상기 중량 센서부의 측정 신호를 전달 받아 상기 제어오리피스부의 개폐를 제어하는 제어부;
를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.In an aircraft landing gear,
A first cylinder part including an air chamber filled with air, an oil chamber filled with oil, and a separation part separating the air chamber and the oil chamber;
An opening orifice formed at one side of the separator and passing through the air chamber and the oil chamber;
A control orifice formed on the other side of the separator and controlled to open and close the connection between the air chamber and the oil chamber;
A second cylinder part filled with oil and reciprocating within the first cylinder part;
A displacement sensor unit having a piston rod portion fixed to a lower surface of the separating portion and a piston reciprocating in a longitudinal direction of the piston rod portion and measuring an absolute position of the piston with respect to the piston rod portion;
A weight sensor unit for measuring the self weight of the aircraft;
A control unit that receives the measurement signals of the displacement sensor unit and the weight sensor unit and controls opening / closing of the control orifice unit;
Wherein the smart landing device has an impact absorbing performance for each weight of the aircraft. 제 1항에 있어서 상기 개방 오리피스부는,
상기 오일실의 오일이 상기 공기실로 상승하는 것을 방지하는 개폐 덮개;
를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.The apparatus of claim 1, wherein the open orifice portion comprises:
An opening / closing cover for preventing the oil in the oil chamber from rising to the air chamber;
Wherein the smart landing device has an impact absorbing performance for each aircraft weight. 제 1항에 있어서 상기 개방 오리피스부는,
체크 밸브 또는 플랩 밸브 중 어느 하나로 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.The apparatus of claim 1, wherein the open orifice portion comprises:
And a check valve or a flap valve. 제 1항에 있어서 상기 제어 오리피스부는,
전기적 신호를 전달받아 상기 오일실에서 상기 공기실로 이동하는 오일의 유량을 조절할 수 있는 유량 제어 밸브;
로 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.2. The apparatus of claim 1, wherein the control orifice portion comprises:
A flow control valve capable of controlling an amount of oil flowing from the oil chamber to the air chamber by receiving an electrical signal;
Wherein the smart landing device has shock absorbing performance for each weight of the aircraft. 제 1항에 있어서 상기 중량 센서부는,
항공기의 함체에 의한 압력으로 상기 항공기의 자중을 측정하는 압력센서로 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.The apparatus as claimed in claim 1,
And a pressure sensor for measuring the self weight of the aircraft by the pressure of the enclosure of the airplane. 항공기 착륙장치에 있어서,
공기가 채워지는 공기실과 오일에 채워지는 오일실 및 상기 공기실과 오일실을 분리하는 분리부를 포함하여 형성되는 제1 실린더부;
상기 분리부의 일측에 형성되고, 상기 공기실과 상기 오일실을 관통하여 형성되는 개방 오리피스부;
상기 분리부의 타측에 형성되고, 상기 공기실과 상기 오일실의 연결을 개폐하는 것이 제어되는 제어 오리피스부;
오일이 채워지며, 상기 제1 실린더부의 내부에서 왕복 운동하는 제2 실린더부;
상기 분리부의 하면에 고정되는 미터링 핀;
상기 제1 실린더부와 상기 제2 실린더부에 설치되어 상기 제1 실린더부와 상기 제2 실린더부의 사이 간격에 따른 거리 변화를 감지하는 거리 센서부;
항공기의 자중을 측정하는 중량 센서부;
상기 거리 센서부와 상기 중량 센서부의 측정 신호를 전달 받아 상기 제어오리피스부의 개폐를 제어하는 제어부;
를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.In an aircraft landing gear,
A first cylinder part including an air chamber filled with air, an oil chamber filled with oil, and a separation part separating the air chamber and the oil chamber;
An opening orifice formed at one side of the separator and passing through the air chamber and the oil chamber;
A control orifice formed on the other side of the separator and controlled to open and close the connection between the air chamber and the oil chamber;
A second cylinder part filled with oil and reciprocating within the first cylinder part;
A metering pin fixed to a lower surface of the separating unit;
A distance sensor installed in the first cylinder and the second cylinder to sense a change in distance according to an interval between the first cylinder and the second cylinder;
A weight sensor unit for measuring the self weight of the aircraft;
A control unit which receives the measurement signals of the distance sensor unit and the weight sensor unit and controls opening / closing of the control orifice unit;
Wherein the smart landing device has an impact absorbing performance for each weight of the aircraft. 제 6항에 있어서 상기 거리 센서부는,
상기 분리부의 하면에 설치되는 수신기; 및
상기 제2 실린더부의 상면에 설치되는 송신기;
를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.The apparatus as claimed in claim 6,
A receiver installed on a lower surface of the separator; And
A transmitter installed on an upper surface of the second cylinder;
Wherein the smart landing device has an impact absorbing performance for each weight of the aircraft. 제 6항에 있어서 상기 개방 오리피스부는,
상기 오일실의 오일이 상기 공기실로 상승하는 것을 방지하는 개폐 덮개;
를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.The apparatus of claim 6, wherein the open orifice portion comprises:
An opening / closing cover for preventing the oil in the oil chamber from rising to the air chamber;
Wherein the smart landing device has an impact absorbing performance for each aircraft weight. 제 6항에 있어서 상기 개방 오리피스부는,
체크 밸브 또는 플랩 밸브 중 어느 하나로 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.The apparatus of claim 6, wherein the open orifice portion comprises:
And a check valve or a flap valve. 제 6항에 있어서 상기 제어 오리피스부는,
전기적 신호를 전달받아 상기 오일실에서 상기 공기실로 이동하는 오일의 유량을 조절할 수 있는 유량 제어 밸브;
로 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.7. The apparatus of claim 6, wherein the control orifice portion comprises:
A flow control valve capable of controlling an amount of oil flowing from the oil chamber to the air chamber by receiving an electrical signal;
Wherein the smart landing device has shock absorbing performance for each weight of the aircraft. 제 6항에 있어서 상기 중량 센서부는,
항공기의 함체에 의한 압력으로 상기 항공기의 자중을 측정하는 압력센서로 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 자중별 충격흡수성능을 가진 스마트 착륙장치.7. The apparatus of claim 6,
And a pressure sensor for measuring the self weight of the aircraft by the pressure of the enclosure of the airplane.

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