KR20030034668A

KR20030034668A - 항공기 수직축의 무게중심 측정방법

Info

Publication number: KR20030034668A
Application number: KR1020010066339A
Authority: KR
Inventors: 박진우
Original assignee: 한국항공우주산업 주식회사
Priority date: 2001-10-26
Filing date: 2001-10-26
Publication date: 2003-05-09

Abstract

본 발명은 항공기 수직축 방향의 무게중심을 측정하는 방법에 관한 것으로, 항공기의 3곳에 유압실린더와 로드셀로 구성된 지지대를 설치하여 각각의 로드셀에 부가되는 하중을 측정하고, 전방측 또는 후방측 유압실린더로 항공기를 소정 각도로 기울어지게 한 다음 3곳의 로드셀에 부가되는 하중을 재측정하고, 측정된 각 로드셀의 2회 하중값을 일정한 공식에 대입하여 항공기 수직축에 대한 무게중심을 정확히 계산한다.

본 발명에 따르면, 항공기가 지상에서 터닝(turning)할 때에 활주로와의 간섭여부를 보다 정확하게 예상할 수 있고 항공기가 지상에 착륙할 때에 지상과의 간섭여부를 보다 정확하게 예상할 수 있다. 따라서, 항공기의 안정성 확보에 만전을 기할 수 있다는 이점이 있다.

Description

항공기 수직축의 무게중심 측정방법{METHOD FOR DETERMINING CENTER OF GRAVITY ON VERTICAL AXIS OF AN AIRCRAFT}

본 발명은 항공기 수직축 방향의 무게중심의 위치를 측정하는 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 유압실린더와 로드셀로 구성된 지지대를 이용하여 항공기의 수직축 방향의 무게중심의 위치를 정확히 측정하는 항공기 수직축의 무게중심 측정방법에 관한 것이다.

일반적으로 항공기의 무게 중심은 도 5에 도시된 바와 같이 횡축(가로축)과 종축(세로축) 및 수직축에서 각각 구할 수 있다.

특히, 항공기 수직축 방향의 무게중심은 지면에서 터닝(turning)시 활주로와의 간섭여부, 착륙시 지상과의 간섭여부 및 기타 항공기의 안정성 확인을 위한 기본 데이터로서 중요하다.

그러나, 종래에는 항공기의 종축방향의 긴 형상 특성으로 인해 3곳의 지지대의 로드셀에서 측정된 하중으로 기본적인 항공기 중량 및 종축(가로축)과 횡축(세로축)의 무게중심을 계산할 수 있었지만 수직축 방향의 무게중심은 계산할 수 없었다.

이에 본 발명은 상술한 문제점을 해소하기 위한 것으로, 유압실린더와 로드셀로 구성된 지지대를 이용하여 항공기 수직축에 대한 무게중심을 정확히 계산하는 항공기 수직축의 무게중심 측정방법을 제공하는 데 그 목적이 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기 수직축 무게중심 측정방법에 있어서, 종축 방향의 1차 무게중심을 구하는 방법을 설명하기 위한 측면도,

도 2는 본 발명의 실시예에 따른 항공기 수직축 무게중심 측정방법에 있어서, 종축 방향의 2차 무게중심을 구하는 방법을 설명하기 위한 측면도,

도 3은 본 발명의 실시예에 따른 항공기 수직축 무게중심 측정방법을 설명하기 위한 개략적인 배면도,

도 4는 본 발명의 실시예에 따른 항공기 수직축 무게중심 측정방법의 원리를 설명하기 위한 도면,

도 5는 종래의 항공기 축을 설명하기 위한 사시도.

<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명>

10 ... 항공기32 ... 전방지지대

34, 36 ... 후방지지대C ... 무게중심

A-A1 ... 종축

상술한 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 항공기 수직축의 무게중심 측정방법은, 항공기에 유압실린더와 로드셀로 구성된 지지대로 항공기 3곳을 지지하여 1차 종축 방향의 무게중심을 측정하고, 전방 또는 후방 지지대의 유압실린더를 조정하여 항공기에 경사각을 주고 2차 종축 방향의 무게중심을 측정하며, 상기 1차 및 2차 종축 방향의 무게중심의 측정값을 통해 항공기 수직축 방향의 무게중심을 산출하는 것을 특징으로 한다.

이와 같이, 본 발명에 따르면, 항공기 수직축의 무게중심의 위치를 정확하게 결정함으로써 항공기 운항 중에 발생할 수 있는 잠재적 사고 원인으로부터 승객과 승무원 및 항공기의 안전에 크게 기여할 수 있다.

이하, 본 발명의 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기 수직축 무게중심 측정방법에 있어서, 종축 방향의 1차 무게중심을 구하는 방법을 설명하기 위한 측면도이고, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 항공기 수직축 무게중심 측정방법에 있어서, 종축 방향의 2차 무게중심을 구하는 방법을 설명하기 위한 측면도이며, 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 항공기 수직축 무게중심 측정방법을 설명하기 위한 개략적인 배면도이며, 도 4는 본 발명의 실시예에 따른 항공기 수직축 무게중심 측정방법의 원리를 설명하기 위한 도면이다.

도 1 및 도 3에서와 같이, 항공기의 종축 방향을 따라 유압실린더와 로드셀로 구성된 지지대를 항공기 종축의 전방 한 곳에 설치하고 항공기 후방의 두 곳 즉, 항공기 종축과 직교하는 항공기 후방 선상의 두 곳에 동일한 거리로 설치하여 각 지지대의 로드셀에 걸리는 항공기의 하중을 측정한다. 그런 다음, 아래의 수학식 1에 각 측정값을 대입하여 항공기 종축에 대한 1차 무게중심을 구한다. 즉, 후방 지지대에서부터 종축 방향의 무게중심까지의 거리 X1을 측정한다.

(식에서, X1은 항공기 후방 지지대에서 종축 방향의 무게중심까지의 거리이고, W1은 항공기 전방 지지대의 하중값이고, W2는 항공기 후방 지지대 2곳의 하중값의 합이며, L은 전방 지지대와 후방 지지대 사이의 거리를 나타낸다)

그런 다음, 도 2 및 도 3에서와 같이 항공기를 일정한 각도로 경사지게 하기 위해 항공기 전방 지지대의 유압실린더를 조정하여 항공기의 전방 높이를 높여 항공기를 소정 각도로 기울인다. 그리고, 항공기 경사각(α)과 각 로드셀의 하중과 지지대 사이의 거리를 측정하고 아래의 수학식 2를 통해 경사각(α)을 가진 항공기의 후방지지대로부터 종축 방향의 무게중심까지의 거리 X2를 산출한다.

(식에서, X2는 경사각(α)을 가진 항공기 후방 지지대에서 종축 방향의 무게중심까지의 거리이고, W'1은 경사각을 가진 항공기 전방 지지대의 하중값이며, W'2는 경사각을 가진 항공기 후방 지지대 2곳의 하중값의 합이며, L^'은 경사각을 가진 항공기의 전방 지지대와 후방 지지대 사이의 거리를 나타낸다)

다음으로, 도 4에서와 같이 앞서 측정한 X1, X2, α를 아래의 수학식 3에 대입하여 항공기의 A-A1 종축의 무게중심에서 수직축방향의 무게중심까지의 거리(y)를 계산한다.

(식에서, y는 항공기의 종축선상에서 수직축 방향의 무게중심까지의 최단거리이고, X1은 항공기 후방 지지대에서 종축 방향의 무게중심까지의 거리이며, X2는 경사각을 가진 항공기 후방 지지대에서 종축 방향의 무게중심까지의 거리이며, α는 항공기의 수직축 방향의 경사각을 나타낸다)

다시 말해서, 항공기 수직축의 무게중심의 위치를 결정하기 위해, 항공기의 전방 1곳과 후방 2곳에 유압실린더와 로드셀로 구성된 지지대를 설치하고, 항공기를 일정 높이로 들어 올린 후 각각의 로드셀에 부가되는 하중을 1차 측정하고 그 측정값을 위의 수학식 1에 대입하여 종축방향의 1차 무게중심을 산출한다. 그런 다음, 항공기를 지지하는 3개의 지지대중 전방 지지대의 유압실린더를 조절하여 항공기를 일정의 각도로 기울어지게 하고, 3곳의 유압실린더 지지대에 부착된 로드셀에 부가되는 하중을 재측정한 후 그 측정값을 위의 수학식 2에 대입하여 종축방향의 2차 무게중심을 산출한다. 그런 다음, 위에서 측정한 1차 및 2차의 각 종축방향의 무게중심을 위의 수학식 3에 대입하여 항공기의 수직축 방향의 무게중심을 산출한다.

한편, 상술한 실시예에서는 항공기를 소정 각도로 기울어지게 하기 위해 전방 지지대를 소정 높이만큼 높였다. 하지만 본 발명은 그러한 구성으로 한정되지 않는다. 즉, 후방 지지대를 소정 높이만큼 낮추어 항공기를 소정 각도록 기울어지게 할 수도 있다. 이러한 경우, 2곳의 후방 지지대는 동일한 높이만큼 낮추어진다.

이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 의하면, 항공기 수직축에 대한 무게중심을 정확히 계산함으로써, 항공기가 지상에서 터닝(turning)할 때 항공기와 활주로와의 간섭여부를 보다 정확하게 예상할 수 있고, 항공기가 지상에 착륙할 때 항공기와 지상과의 간섭여부를 보다 정확하게 예상할 수 있다. 따라서, 항공기의 안정성 확보에 크게 기여할 수 있다는 이점이 있다.

Claims

항공기(10)에 유압실린더와 로드셀로 구성된 3개의 지지대(32, 34, 36)로 항공기(10)의 전방과 후방의 3곳을 지지하여 1차 종축 방향의 무게중심을 측정하고,

전방 지지대(32) 또는 후방 지지대(34, 36)의 유압실린더를 조정하여 항공기에 경사각을 주고 2차 종축 방향의 무게중심을 측정하며,

상기 1차 및 2차 종축방향의 무게중심의 측정값을 통해 항공기 수직축 방향의 무게중심을 측정하는 것을 특징으로 하는 항공기 수직축 무게중심 측정방법.
제 1항에 있어서,

상기 1차 종축 방향의 무게중심은 하기의 수학식 4에 의해 산출하고,

상기 2차 종축 방향의 무게중심은 하기의 수학식 5에 의해 산출하며,

상기 항공기 수직축 방향의 무게중심은 하기의 수학식 6에 의해 산출하는 것을 특징으로 하는 항공기 수직축 무게중심 측정방법:

(식에서, X1은 항공기 후방 지지대에서 무게중심까지의 거리이고, W1은 항공기 전방 지지대의 하중값이고, W2는 항공기 후방 지지대 2곳의 하중값의 합이며, L은 전방 지지대와 후방 지지대 사이의 거리를 나타낸다)

(식에서, X2는 경사각(α)을 가진 항공기 후방 지지대에서 무게중심까지의 거리이고, W'1은 경사각을 가진 항공기 전방 지지대의 하중값이며, W'2는 경사각을 가진 항공기 후방 지지대 2곳의 하중값의 합이며, L′은 경사각을 가진 항공기의 전방 지지대와 후방 지지대 사이의 거리를 나타낸다)

(식에서, y는 항공기의 종축에서부터 수직축 방향의 무게중심까지의 거리이고, X1은 항공기 후방 지지대에서 무게중심까지의 거리이며, X2는 경사각을 가진 항공기 후방 지지대에서 무게중심까지의 거리이며, α는 항공기의 수직축 방향의 경사각을 나타낸다)