KR20140102512A - Structural spring landing gears for aircraft with wheels, determination method of shape thereof, and program storage media - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체에 관한 것으로, 좀 더 구체적으로는, 종래 기술인 링 구조와 빔 구조의 단점을 극복할 수 있고, 기하적인 제한 사항이 없이, 충격하중 및 반동하중을 크게 줄일 수 있으며, 고정부에서 형상 변화가 타원 구조의 곡률을 따라 완만하게 변하기 때문에 응력집중이 발생하지 않는 장점을 갖는, 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체에 관한 것이다.
The present invention relates to an aircraft landing apparatus for slides, a method for determining the shape of an aircraft landing apparatus for slides, and a program recording medium, and more particularly, to a method and apparatus for overcoming the disadvantages of the prior art ring structure and beam structure, It is possible to greatly reduce the impact load and the reaction load without restrictions, and it is advantageous that the stress concentration is not generated because the shape change gradually changes according to the curvature of the elliptical structure at the fixing portion. A method of determining the shape of an aircraft landing gear, and a program recording medium.
도 1은 고정형 양다리 형태의 착륙장치를 도시한 것이다. 도 1에 도시된 바와 같이, 고정형 양다리 형태의 착륙장치는 접이 들이 방식에 비해 매우 간단하고 무게 또한 가볍기 때문에 경항공기나 헬리콥터에 많이 적용되고 있다. 그러나 충격 흡수에 취약하기 때문에 2인승 이상의 항공기급에 적용할 경우 충격 흡수와 구조 파손을 방지하기 위해 따로 스프링 댐퍼와 같은 장치를 부착하고 있다. Figure 1 shows a landing gear in the form of a fixed, two-legged. As shown in FIG. 1, landing gears of a fixed type are often applied to light aircraft or helicopters because the folds are very simple and light in weight compared to the system. However, since it is vulnerable to shock absorption, a device such as a spring damper is attached separately to prevent shock absorption and structural damage when applied to aircraft class of two or more passengers.
고정형 착륙장치는 항공기의 하중 특성에 따라 작은 하중을 받는 경우 빔이나 곡률을 갖는 링구조로 되어 있다. 빔구조는 링구조에 비해 간단하고, 변형 또한 더 많이 발생하여 에너지 흡수능력은 더 좋으나, 마찰력에 의한 에너지 손실이 적어 반동에너지에 의한 출렁거리는 현상이 발생하게 된다. 이에 반해, 링구조는 빔구조에 비해 변형이 작게 발생하여 충격하중에 취약하나 마찰에 의한 에너지 손실이 크기 때문에 착륙후 바로 안정화되는 장점이 있다. Fixed type landing gears have a ring structure with a beam or curvature under a small load depending on the load characteristics of the aircraft. The beam structure is simpler than the ring structure and more deformed than the ring structure, so that the energy absorbing ability is better, but the energy loss due to the frictional force is small and the recoil phenomenon occurs due to the recoil energy. On the other hand, the ring structure is less deformed than the beam structure and is vulnerable to the impact load, but has a merit of stabilizing immediately after the landing since the energy loss due to the friction is large.
한편, 대한민국 등록특허 제602708호(2006.07.11)는, 수직 이착륙 비행 장치의 초경량 착륙장치에 관한 것으로, 무게를 최소화하면서도 안정적인 착륙이 가능하고 생산과 조립이 용이한 착륙장치를 제공하기 위하여, 수직 이착륙 비행 장치의 착륙장치에 있어서, 수직 이착륙 비행 장치의 본체와 결합 고정되는 중앙부를 기준으로 2개 이상의 궁(弓)형 몸체가 교차하도록 결합되고, 궁형 몸체는 대칭되는 수직 이착륙 비행 장치의 본체가 안착되는 안착부, 소정 각도로 하향 절곡된 절곡부 및 지면과 접촉하는 착륙부로 구성되는 것을 특징으로 하고 있다. 하지만, 이 특허에서도 형상에 대한 정확한 정의를 제대로 내리지 못한 상태이다.
Korean Patent Registration No. 602708 (2006.07.11) relates to an ultra light landing device for a vertical take-off and landing device. In order to provide a landing device capable of stable landing while minimizing weight and easy to produce and assemble, In a landing gear of a take-off and landing device, two or more arch-shaped bodies are coupled to intersect with a central portion coupled to and fixed to the main body of the vertical take-off and landing device, and the main body of the vertical take- A seat portion that is seated, a bent portion that is bent downward at a predetermined angle, and a landing portion that is in contact with the ground. However, this patent does not properly define the shape correctly.
본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로, 본 발명은 종래 기술인 링 구조와 빔 구조의 단점을 극복할 수 있고, 기하적인 제한 사항이 없이, 충격하중 및 반동하중을 크게 줄일 수 있으며, 고정부에서 형상 변화가 타원 구조의 곡률을 따라 완만하게 변하기 때문에 응력집중이 발생하지 않는 장점을 갖는, 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체를 제공하는 것을 목적으로 한다. The present invention has been made in order to solve the above problems, and it is an object of the present invention to overcome the disadvantages of the ring structure and the beam structure of the prior art and to greatly reduce the impact load and the recoil load without geometric limitation, A method of determining a shape of an aircraft landing gear for a slide, a method of determining a shape of the landing gear for a slide, and a program recording medium having the advantage that stress concentration does not occur because the shape change gradually changes along the curvature of the elliptical structure The purpose.
또한, 본 발명은 형상 정의가 명료하여 쉽게 반복 생산하는 것이 가능한, 해로운 형상 구조를 갖는, 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체를 제공하는 것을 또다른 목적으로 한다.
It is another object of the present invention to provide a slippery aircraft landing apparatus, a method of determining a shape of a slippery aircraft landing apparatus, and a program recording medium having a harmful shape structure, .
상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시예에 따르면, 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치에 있어서, 상기 착륙장치는, 복수 개의 착륙 부재를 포함하되 좌우로 대칭을 이루며, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형이 결합된 형태로 이루어진, 활주용 항공기 착륙장치를 제공한다. According to an aspect of the present invention, there is provided an aircraft landing apparatus for a slide, wherein an upper portion of the landing gear is fixed to a lower portion of an aircraft and a slide wheel is mounted to a lower portion thereof, Wherein one of the landing members of the symmetrical landing device has a shape in which a plurality of quadrangles in which the centers of respective circles are opposite to each other with respect to the landing member are combined, Thereby providing an aircraft landing apparatus for sliding use.
여기서, 상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재 중 최상단의 착륙 부재는 A 타입의 사분 원형인 것이 바람직하다. Here, when the center of the circle of the quadrant is the ground side is referred to as A type quadrant and the case where the center of the quadrant circle is in the direction opposite to the ground is B type quadrant, It is preferable that the landing member at the uppermost one of the landing members of the symmetrical landing apparatus is of the A type quadrant.
또한, 상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는 상기 A 타입의 사분 원형과 상기 B 타입의 사분 원형이 교대로 반복되는 형태로 결합되는 것이 바람직하다. When the center of the circle of the quadrant is the ground side is referred to as an A type quadrant and the case where the center of the quadrant circle is in the direction opposite to the ground is a B type quadrant, The one landing member of the symmetrical landing device is preferably coupled in a form such that the A-type quadrant and the B-type quadrant are alternately repeated.
이 경우, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 위쪽부터 아래쪽 방향으로, 제 1 사분 원형, 제 2 사분 원형 및 제 3 사분 원형 총 3개의 사분 원형의 착륙 부재가 결합된 형태일 수 있다. In this case, one landing member of the symmetrical landing gear may be a combination of landing members of three quadrants of a first quadrant, a second quadrant and a third quadrant, from top to bottom, have.
또한, 상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우, 상기 제 1 사분 원형과 상기 제 3 사분 원형은, 상기 A 타입의 사분 원형이며, 상기 제 2 사분 원형은 상기 B 타입의 사분 원형인 것이 바람직하다. When the center of the circle of the quadrant is the ground side is referred to as an A type quadrant and the case where the center of the quadrant circle is in the direction opposite to the ground is a B type quadrant, It is preferable that the first quadrant and the third quadrant are the A type quadrant, and the second quadrant is the B type quadrant.
여기서, 상기 제 1 사분 원형은 타원 형태인 것이 바람직하다. Here, the first quadrant is preferably elliptical.
또한, 상기 제 1 사분 원형, 상기 제 2 사분 원형 및 상기 제 3 사분 원형의 반경이 각각 R1, R2 및 R3인 경우, R2는 (R1 + R3)의 1.25배 이하인 것이 바람직하다. When the radiuses of the first quadrant, the second quadrant and the third quadrant are R1, R2, and R3, R2 is preferably 1.25 times or less of (R1 + R3).
또한, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b라고 할 경우, b/a가 작아질 수록 R2의 반경이 작아지도록 선택하는 것이 바람직하다. If the width and height of one landing member of the symmetric landing gear are a and b, respectively, it is preferable that the radius of R2 becomes smaller as b / a becomes smaller.
또한, R3:R1의 비는, 3:2 또는 1:1인 것이 바람직하다. The ratio of R3: R1 is preferably 3: 2 or 1: 1.
또한, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b라고 할 경우, b/a는 최소 3/5 이상인 것이 바람직하다. Further, when the width and height of one landing member of the symmetrical landing device are a and b, b / a is preferably at least 3/5 or more.
한편, 본 발명의 다른 실시예에 따르면, 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법에 있어서, 상기 착륙장치를 구성하는, 좌우가 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재를, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형을 결합하여 형성하는 단계를 포함하는, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법을 제공한다. According to another embodiment of the present invention, there is provided a method of determining the shape of an aircraft landing gear for slides, wherein the upper portion is fixed to one side of the lower portion of the aircraft and the sliding wheels are mounted on the lower portion thereof, Comprising the step of forming one landing member of a symmetrical landing gear unit by combining a plurality of quadrangles whose center of each circle is opposite to each other with respect to the landing member as a reference, And provides a determination method.
또한, 본 발명의 또다른 실시예에 따르면, 상술한 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법을 컴퓨터로 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 것을 특징으로 하는 프로그램 기록매체을 제공한다.
According to still another embodiment of the present invention, there is provided a program recording medium characterized by recording a program for causing a computer to execute the above-described method for determining a shape of an aircraft landing gear for slides.
본 발명에 따른 활주용 항공기 착륙장치, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법, 및 프로그램 기록매체에 의하면,According to the sliding aircraft landing apparatus, the method of determining the shape of the sliding aircraft landing apparatus, and the program recording medium according to the present invention,
첫째, 종래 기술인 링 구조와 빔 구조의 단점을 극복할 수 있고, 기하적인 제한 사항이 없이, 충격하중 및 반동하중을 크게 줄일 수 있는, 최적의 활주용 항공기 착륙장치를 제공하는 것이 가능하다. First, it is possible to provide an optimal sliding aircraft landing apparatus capable of overcoming the disadvantages of the prior art ring structure and beam structure, and greatly reducing the impact load and the recoil load without geometric limitations.
둘째, 고정부에서 형상 변화가 타원 구조의 곡률을 따라 완만하게 변하기 때문에 응력집중이 발생하지 않는 장점을 갖는, 활주용 항공기 착륙장치를 제공하는 것이 가능하다. Second, it is possible to provide an aircraft landing apparatus for sliding, which has the advantage that stress concentration does not occur because the shape change gradually changes along the curvature of the elliptical structure in the fixed portion.
셋째, 본 발명은 형상 정의가 명료하여, 당업자가 쉽게 반복 생산하는 것이 가능하다. Thirdly, the shape definition is clear in the present invention, and it is possible for a person skilled in the art to easily produce it repeatedly.
넷째, 손쉬운 반복 생산이 가능하여, 경제적인 효과도 더불어 기대된다.
Fourth, easy repetitive production is possible, and economical effect is also expected.
도 1은 고정형 양다리 형태의 착륙장치를 도시한 것이다.
도 2는 ΔE를 없는 조건에서 에너지 방정식을 이용하여 구한 착륙장치에 작용하는 하중을 나타낸 것이다.
도 3은 빔구조와 링구조 변위 관계를 마찰계수 μ=0.55일 때를 기준으로 나타낸 도면이다.
도 4는 링 A 타입, 링 B 타입, 빔 타입을 도시한 도면이다.
도 5는 굽힘 모멘트 관계를 도시한 도면이다.
도 6은 도 4에 도시한 강성 구조인 A 타입과 연성 구조인 B 타입의 특성을 갖도록 다중 링 구조를 갖는 새로운 형상의 착륙장치를 도식적으로 나타낸 도면이다.
도 7은 도 6에 도시된 다중 링 구조에 대해 변위를 분석하여 나타낸 도면이다.
도 8은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것이다.
도 9는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것으로, R1영역이 타원 형태라는 것으로 나타낸 도면이다.
도 10은 본 발명에 따른 기하학적인 특성에 따른 활주용 탄성체 착륙장치에 대한 3중 링 구조의 최적 분할비를 나타낸 도면이다.
도 11은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치(b/a≥0.8)의 착륙하중비를 빔구조와 대비한 것이다.
도 12는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치(b/a≤0.8)의 착륙하중비를 단일 링구조를 대비한 것이다.
도 14는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 바깥쪽에서 안쪽으로 작용할 경우(μ = +0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이다.
도 15는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 안쪽에서 바깥쪽으로 작용할 경우(μ = -0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이다.
도 16은 본 발명에 따라 설계하는 경우의 설계 단면비를 나타낸 도면이다. Figure 1 shows a landing gear in the form of a fixed, two-legged.
Fig. 2 shows the load acting on the landing gear obtained by using the energy equation in the absence of? E.
3 is a view showing a relationship between a beam structure and a ring structure displacement with reference to a friction coefficient μ = 0.55.
Fig. 4 is a view showing ring A type, ring B type, and beam type.
5 is a view showing a bending moment relationship.
Fig. 6 is a diagram schematically showing a landing gear of a new shape having a multi-ring structure so as to have the characteristics of A type as a rigid structure and B type as a flexible structure shown in Fig.
Fig. 7 is a diagram showing displacement analysis for the multiple ring structure shown in Fig. 6. Fig.
FIG. 8 illustrates one shape of the main landing gear for a sliding elastic body according to the present invention.
FIG. 9 is a view showing one shape of a main landing gear for a sliding elastic body according to the present invention, in which the R1 region is an elliptical shape.
10 is a view showing an optimal split ratio of a triple ring structure for a sliding elastic landing apparatus according to the geometrical characteristics according to the present invention.
FIG. 11 is a diagram illustrating a comparison of the landing load ratio of the sliding elastic body landing device (b / a? 0.8) according to the present invention with the beam structure.
Fig. 12 is a diagram showing a landing load ratio of a sliding elastic body landing device (b / a? 0.8) according to the present invention compared with a single ring structure.
Fig. 14 is a diagram showing the bending moments of the beam structure and the single ring structure in contrast to the case where the frictional force acts from the outside to the inside (mu = +0.55) in the shape shown in Fig.
FIG. 15 is a view showing the bending moments of the beam structure and the single ring structure in contrast to the case where the frictional force acts from the inside to the outside (μ = -0.55) in the shape shown in FIG.
16 is a view showing a design cross-sectional ratio in the case of designing according to the present invention.
이하 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다. 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, preferred embodiments of the present invention will be described in detail 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 The present invention should be construed in accordance with the meaning and concept consistent with the technical idea of the present invention.
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 균등물과 변형예들이 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 is to be understood that equivalents and modifications are possible.
도 2는 ΔE를 없는 조건에서 에너지 방정식을 이용하여 구한 착륙장치에 작용하는 하중을 나타낸 것이고, 도 3은 빔구조와 링구조 변위 관계를 마찰계수 μ=0.55일 때를 기준으로 나타낸 도면이고, 도 4는 링 A 타입, 링 B 타입, 빔 타입을 도시한 도면이고, 도 5는 굽힘 모멘트 관계를 도시한 도면이고, 도 6은 도 4에 도시한 강성 구조인 A 타입과 연성 구조인 B 타입의 특성을 갖도록 다중 링 구조를 갖는 새로운 형상의 착륙장치를 도식적으로 나타낸 도면이고, 도 7은 도 6에 도시된 다중 링 구조에 대해 변위를 분석하여 나타낸 도면이고, 도 8은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것이고, 도 9는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것으로, R1영역이 타원 형태라는 것으로 나타낸 도면이고, 도 10은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치 중 3중 링 구조의 최적 분할비를 나타낸 도면이고, 도 11은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치(b/a≥0.8)의 착륙하중비를 빔구조와 대비한 것이고, 도 12는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치(b/a≤0.8)의 착륙하중비를 단일 링구조를 대비한 것이고, 도 14는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 바깥쪽에서 안쪽으로 작용할 경우(μ = +0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이고, 도 15는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 안쪽에서 바깥쪽으로 작용할 경우(μ = -0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이고, 도 16은 본 발명에 따라 설계하는 경우의 설계 단면비를 나타낸 도면이다.
Fig. 2 shows the load acting on the landing gear obtained using the energy equation under the absence of DELTA E, Fig. 3 is a diagram showing the relationship between the beam structure and the ring structure displacement with reference to the friction coefficient mu = 0.55, 4 is a view showing a ring A type, a ring B type, and a beam type, Fig. 5 is a view showing a bending moment relationship, Fig. 6 is a view showing the relationship between the rigid A type shown in Fig. 4 and the B type FIG. 7 is a view showing an analysis of displacement with respect to the multiple ring structure shown in FIG. 6, and FIG. 8 is a view showing a landing gear having a multi- FIG. 9 shows one shape of the main landing gear for a sliding elastic body according to the present invention, in which the R1 region is an elliptical shape, and FIG. 11 shows the landing load ratio of the slidable elastic body landing device (b / a? 0.8) according to the present invention to the beam structure and the contrast ratio Fig. 12 is a view showing a landing load ratio of a sliding elastic body landing device (b / a ≤ 0.8) according to the present invention in contrast to a single ring structure. Fig. FIG. 15 is a graph showing the bending moments of the beam structure and the single ring structure in the case of acting inward (μ = +0.55) = -0.55). Fig. 16 is a diagram showing a design cross-sectional ratio in the case of designing according to the present invention. In Fig.
종래 항공기의 착륙장치는 충격을 흡수하여 자체적으로 에너지를 방출하는 설계기술이 매우 중요하기 때문에 큰 하중을 받는 항공기의 경우 대부분 Oleo 형태를 갖는다. Conventional airplane landing gear absorbs impacts and design technology that emits its own energy is very important, so most of the aircraft that are subjected to large load have Oleo form.
댐퍼는 에너지를 방출하여 착륙 이후 반발력을 제거하는 역할을 하기 때문에 큰 하중을 받는 항공기에서는 꼭 필요한 것이나, 비교적 작은 하중을 받는 2인승 이하의 경량급 항공기는 에너지를 방출하는 댐퍼가 없는 양다리 또는 스키드 형태의 착륙장치를 취하고 있다. Since the damper discharges energy and removes the repulsive force after landing, it is necessary for aircraft subjected to large load, but a lightweight aircraft of less than two persons under a relatively small load has a damper or skid form I am taking landing gear.
이러한 구조에서 에너지는 E ∝ Fδ로 동일한 에너지에 대해 변형량(δ)이 크면 클수록 기체에 작용하는 하중(F)은 작아진다. 여기서 E는 에너지를, F는 기체에 작용하는 하중을, δ는 변형량을 의미한다.In this structure, the larger the amount of deformation (δ) is for energy equal to E α F δ, the smaller the load acting on the gas (F). Where E is the energy, F is the load acting on the gas, and δ is the deformation.
착륙에 의한 에너지는 낙하속도의 자승에 비례하기 때문에 가능한 낮은 속도로 착륙하는 것이 바람직하나, 착륙장치는 최소 8 ~ 10 ft/sec의 낙하속도 이상에서 견디어야 함을 규정에 명시하고 있다. It is stated in the regulations that landing gear should withstand at least 8 to 10 ft / sec drop rate, although it is desirable to land at as low a speed as landing energy is proportional to the square of the drop rate.
도 2는 ΔE를 없는 조건에서 에너지 방정식을 이용하여 구한 착륙장치에 작용하는 하중을 나타낸 것이다. Fig. 2 shows the load acting on the landing gear obtained by using the energy equation in the absence of? E.
여기서, vs는 낙하속도, L은 양력, δv와 δh는 착륙장치의 수직변위와 수평변위, δt는 타이어의 변위, Keff는 착륙장치의 강성,ηt는 타이어의 비선형계수, Kt는 타이어의 탄성계수, ΔE는 손실 에너지, m은 기체의 질량, g는 중력 가속도를 말한다.Where V s is the drop rate, L is lift, δ v and δ h are the vertical displacement and horizontal displacement of the landing gear, δ t is the displacement of the tire, K eff is the stiffness of the landing gear, η t is the non- K t is the elastic modulus of the tire, ΔE is the loss energy, m is the mass of the gas, and g is the gravitational acceleration.
도 2에 도시된 바와 같이, 동일한 낙하속도에서 착륙장치의 변위가 커야 착륙하중이 줄어들게 된다. 착륙장치의 변형은 마찰력과 연관되기 때문에 마찰력에 의한 변형 또한 고려하여야 한다. 마찰력은 에너지를 흡수하기 때문에 탄성체 착륙장치의 약점인 반동에너지를 감소시키나, 탄성체 착륙장치의 변형을 억제하기 때문에 충격하중이 커질 수 있다. As shown in Fig. 2, at the same dropping rate, the displacement of the landing gear is large, so that the landing load is reduced. Since the deformation of the landing gear is related to the frictional force, deformation due to frictional force should also be considered. The frictional force absorbs the energy, which reduces the recoil energy, which is a weak point of the elastomeric landing gear, but it can increase the impact load because it suppresses the deformation of the elastic landing gear.
따라서, 탄성체 착륙장치는 마찰력에 의한 변위의 조절을 통하여 충격하중을 완화하고, 에너지 손실을 유발하여 반동에너지를 줄여야 한다. Therefore, it is necessary to reduce the impact load by controlling the displacement by the frictional force, and reduce the recoil energy by inducing energy loss.
착륙장치의 설계 규정에서 권고하는 마찰계수(μ)는 착륙시 μ=0.55이며, 지상 운용시는 노면의 상태에 따라 최대 μ=0.8까지 적용하도록 되어 있기 때문에, μ=0.55를 적용하였다.The coefficient of friction (μ) recommended in the design rules for the landing gear is μ = 0.55 at landing, and μ = 0.55 is applied for ground operation at maximum μ = 0.8 depending on the condition of the road surface.
수직하중과 마찰력과의 관계를 살펴보기 위하여 현재 적용되고 있는 빔구조와 링구조의 변위 특성을 분석하여 도 3에 나타내었다. In order to investigate the relation between the vertical load and the friction force, the displacement characteristics of the beam structure and the ring structure applied at present are analyzed and shown in FIG.
빔구조의 경우, 너비 대 높이 비(b/a)에 관계없이 거의 일정한 변위(마찰력이 포함한 것)가 발생한다. 마찰력 성분에 의한 변위는 b/a가 커질수록 증가하나, b/a>0.9에서 마찰력이 없는 경우의 0.5배 이상이 된다. 즉 마찰력에 의한 에너지 손실이 b/a>0.9일 때 50% 이상이라는 것을 의미한다. In the case of the beam structure, a substantially constant displacement (including frictional force) is generated irrespective of the width-to-height ratio (b / a). The displacement due to the frictional force component increases with the increase of b / a, but it is more than 0.5 times that of the case without friction at b / a> 0.9. That is, it means that the energy loss due to the frictional force is 50% or more when b / a> 0.9.
반면에 링구조는 마찰력에 의한 변위 성분이 크기 때문에 변형이 작게 발생하며, b/a>0.57에서 마찰력이 없는 경우의 0.5배 이상이 되지만 빔구조에 비해 강성 성질을 보이고 있다.On the other hand, the ring structure has a small deformation due to the large displacement component due to the frictional force, and has a stiffness property compared with the beam structure although it is 0.5 times or more as compared with the case without friction at b / a> 0.57.
탄성체 착륙장치는 b/a>0.9인 형상에서 빔구조는 링구조에 비해 충격하중을 크게 완화할 수 있고 또한 반동에너지 역시 50% 이상의 손실을 갖는다. b/a<0.9에서는 충격하중은 줄일 수 있지만, 50% 이상의 반동에너지가 발생하여 진동에 취약할 수 있기 때문에 에너지를 흡수할 수 있는 댐퍼(damper)의 부착이 요구된다고 할 수 있다.In the shape with b / a> 0.9, the beam structure can mitigate the impact load much more than the ring structure, and the recoil energy also has a loss of more than 50%. At b / a < 0.9, the impact load can be reduced. However, since the rebound energy of 50% or more is generated and may be vulnerable to vibration, it may be said that attachment of a damper capable of absorbing energy is required.
링구조는 b/a=0.6 근방에서 효과적인 구조로 판단되나, 0.6 < b/a < 0.9 인 경우에는 빔구조나 링구조 모두 충격하중과 반동에너지의 조건을 만족하기가 쉽지 않기 때문에 세심한 주의가 요구된다. The ring structure is considered to be effective in the vicinity of b / a = 0.6. However, when 0.6 <b / a <0.9, it is not easy to meet the conditions of impact load and reaction energy in both beam structure and ring structure. do.
빔구조와 링구조의 장단점을 파악하기 위하여 도 4와 같은 링구조과 빔구조에 대해 변위특성을 분석하였다. A 타입과 B 타입의 작용하중에 의한 변위 δ= c1(PR3)/EI와 마찰력에 의한 변위 δ= c2(HR3)/EI의 관계식을 가지며, 아래의 표 1과 같다. 여기서 c1과 c2는 특정 상수이고, P는 수직하중이며, H는 수평하중이고, R은 반경이며, EI는 굽힘 강성이다.In order to understand the advantages and disadvantages of the beam structure and the ring structure, the displacement characteristics are analyzed for the ring structure and the beam structure as shown in FIG. The relationship between the displacement δ = c 1 (PR 3 ) / EI and the displacement δ = c 2 (HR 3 ) / EI due to frictional force is shown in Table 1 below. Where c 1 and c 2 are specific constants, P is the vertical load, H is the horizontal load, R is the radius, and EI is the flexural stiffness.
A 타입은 B 타입에 비해 수직방향으로 변형이 작고, 마찰력에 의한 변형이 크게 작용함으로 하중지지구조로는 매우 효과적이나, 충격흡수 구조 형태로는 부적합하다. 3개의 구조형태에 대해 마찰력(μ=0.55)이 작용할 때의 도 5의 굽힘모멘트 선도를 보면 보다 명백하게 알 수 있다. B 타입은 에너지 흡수구조로는 우수하나, root에 작용하는 모멘트보다 크게 작용하는 단면이 상당 부분 존재하여 구조적인 보강으로 요구된다. 빔구조의 형태가 충격완화구조로는 적절한 것으로 보이나, 도 3에서 보는 것처럼 기하학적인 특성에 따라 반동에너지가 크게 손실되지 않은 단점이 있다. The A type has a smaller deformation in the vertical direction than the B type and is highly effective as a load supporting structure due to a large deformation due to frictional force, but is unsuitable as a shock absorbing structure. The bending moment diagram of Fig. 5 when frictional force (mu = 0.55) acts on the three structural configurations is more apparent. B type is excellent as an energy absorbing structure, but it is required as a structural reinforcement because there is a substantial portion of a cross section that acts more than moment acting on root. Although the shape of the beam structure seems appropriate as an impact relaxation structure, there is a disadvantage that the recoil energy is not largely lost according to the geometrical characteristics as shown in FIG.
따라서 본 발명에서는, 도 6에 도시한 바와 같이, 강성 구조인 A 타입과 연성 구조인 B 타입의 특성을 갖도록 다중 링 구조를 갖는 새로운 형상의 착륙장치를 제안한다. Therefore, in the present invention, as shown in Fig. 6, a new landing gear having a multi-ring structure is proposed so as to have the A type of rigid structure and the B type of soft structure.
도 6에 도시된 바와 같이, 그 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 그 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치에 있어서, 상기 착륙장치는, 복수 개의 착륙 부재를 포함하되 좌우로 대칭을 이루며, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형(원 모양의 4분의 1이라고 하여, 아래에서 "사분 원형"이라는 칭하기로 한다)이 결합된 형태로 이루어진, 활주용 항공기 착륙장치이다. As shown in FIG. 6, an upper portion of the landing gear is fixed to a lower portion of an aircraft, and a sliding wheel is mounted on a lower portion of the lower portion. The landing gear includes a plurality of landing members, Wherein one of the landing members of the symmetrical landing gear is constituted by a plurality of quadrants in which the centers of the respective circles are opposite to each other with respect to the landing member (Hereinafter referred to as "quadrant").
도 6에 도시된 바와 같이, 상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형(도 4 참조)이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형(도 4 참조)이라고 할 경우, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재 중 최상단의 착륙 부재는 A 타입의 사분 원형인 것이 바람직하다. As shown in Fig. 6, when the center of the circle of the quadrant is the ground, it is referred to as an A type quadrant (see Fig. 4), and the center of the circle of the quadrant is opposite to the ground (See FIG. 4), it is preferable that the landing member at the uppermost one of the landing members of the symmetrical landing apparatus is of the A type quadrant.
또한, 도 6에 도시된 바와 같이, 상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는 상기 A 타입의 사분 원형과 상기 B 타입의 사분 원형이 교대로 반복되는 형태로 결합되는 것이 바람직하다. Also, as shown in FIG. 6, it is preferable that one landing member of the symmetric landing device is coupled in a form such that the A-type quadrant and the B-type quadrant are alternately repeated.
도 7은 도 6에 도시된 다중 링 구조에 대해 변위를 분석하여 나타낸 도면이다. 다중 링구조는 빔 구조보다는 변위나 순수 마찰력에 의한 변위가 크게 나타나 탄성체 착륙장치로 유리함을 보여주고 있으나, 변위가 크게 증가하지 못하고 3중 링구조 이후 일정한 수준으로 수렴됨을 알 수 있다. Fig. 7 is a diagram showing displacement analysis for the multiple ring structure shown in Fig. 6. Fig. The multiple ring structure shows a larger displacement than the beam structure due to displacement or pure frictional force. However, it can be seen that the displacement does not increase much but converges to a certain level after the triple ring structure.
따라서, 활주용 탄성체 착륙장치는 바퀴 부착과 기체에 장착이 용이한 3개의 링 구조 형상이 적절할 것으로 발명자는 판단하여, 도 8에 도시된 바와 같은 형상을 채택하여 최적의 곡률반경 분할비를 아래에서 정의하기로 한다. Therefore, the inventor of the present invention decided that the shape of the landing gear for sliding use should be appropriate for attachment of wheels and three ring structures easy to be mounted on the airframe, and adopts the shape shown in Fig. 8 to define the optimal radius of curvature division ratio .
도 8을 참조하면, 중간 영역인 R2의 곡률 형태는 연성 성질을 갖기 때문에 R2 반경이 클수록 변형이 크게 일어나지만, 일정 수준 이상이면 반동 하중이 커지는 약점이 있다. 따라서 본 발명에서는 R2:(R1+R3)의 비에 따른 변위 특성을 먼저 분석하여 최적의 R2의 비율을 정한 후 R1과 R3의 변화에 따른 거동 특성을 파악하여 형상을 결정하는 방법을 취하였다. 마찰계수 μ=0.55라 가정하였으며, 형상 결정 기준은 마찰력에 의한 에너지 손실률을 50% 이상으로 하였다. Referring to FIG. 8, since the curvature shape of R2, which is an intermediate region, is soft, the deformation increases largely as the radius R2 increases. However, when the radius is larger than a certain level, the rebound load becomes larger. Therefore, in the present invention, the displacement characteristic according to the ratio of R2: (R1 + R3) is first analyzed to determine the optimum ratio of R2, and then the behavior characteristics according to the changes of R1 and R3 are determined and the shape is determined. The coefficient of friction μ is assumed to be 0.55, and the shape determination criterion is such that the energy loss rate due to the frictional force is 50% or more.
아래에서 형상 결정 방법에 대해서 기술하면, 도 8에 도시된 바와 같이 높이 b를 기준으로 하여, R1 + R2 + R3 = b이며, R1 영역은 타원 형태를 취한다. (도 9 참조) 참고로, 도 9는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 주착륙장치의 한쪽 형상을 도시한 것으로, R1영역이 타원 형태라는 것으로 나타낸 도면이다. If the shape determination method is described below, R1 + R2 + R3 = b with the height b as a reference, and the R1 area takes an elliptical shape, as shown in Fig. (Refer to FIG. 9). Referring to FIG. 9, one of the shapes of the main landing gear for a sliding elastic body according to the present invention is shown, and the region R1 is an elliptical shape.
- 절차 1 : R1 = R3로 하고, (R1 + R3) / R2 = c 조합에서 정수비 R2 : (R1+R3)를 결정- Procedure 1: Determine the integral ratio R2: (R1 + R3) in the combination of (R1 + R3) / R2 = c with R1 =
- 절차 2 : R2 : (R1+R3)의 값에 대해서 R3/R1 = k 조합에서 정수비 R1 : R3를 결정 - Procedure 2: Determine the integral ratio R1: R3 for the combination of R2: (R1 + R3) with R3 / R1 = k
위의 방법으로 착륙장치의 너비 대 높이비에 따른 분할비를 결정하면 마찰계수 μ = 0.55가 작용한다고 가정할 때, 도 10과 같이 최종 분할 선도가 도출되며, 아래와 같이 각 영역의 역할이 정리될 수 있다. 참고로, 도 10은 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치 중 3중 링 구조의 최적 분할비를 나타낸 도면이다. Assuming that the split ratio according to the width-to-height ratio of the landing gear is determined by the above method, assuming that the friction coefficient μ = 0.55 acts, the final split line is derived as shown in FIG. 10, . 10 is a view showing the optimum split ratio of the triple ring structure among the elastic landing apparatus for sliding according to the present invention.
- 고정부의 R1은 강성 및 강도에 영향을 주는 것으로, R1이 크면 강성화가 되어 충격하중은 큰 반면 반동하중을 줄여주는 역할을 한다. - R1 of fixed section affects the stiffness and strength. If R1 is large, it becomes stiffened, and impact load is large, but it plays a role to reduce rebound load.
- 중간부의 R2는 연성화 성질을 갖고 있기 때문에 강성구조인 R1 + R3의 1.25배 이하가 되어야 하며, b/a가 작아지면 R2의 반경도 작아져야 반동하중을 최소화할 수 있다. - Since R2 in the middle part has a ductility property, it should be 1.25 times or less of the stiffness structure R1 + R3, and if b / a becomes smaller, the radius of R2 must be smaller to minimize the reaction load.
- 바퀴를 고정하는 부분의 R3 영역은 강성 성질은 가지나, R1에 비해 연성 성질을 갖기 때문에 R3가 크면 충격하중은 작아지는 대신에 반동하중은 조금 증가하나, 그 차이는 1% 이내로 R3 : R1의 비를 필요에 따라 3:2 또는 1:1을 적용한다. b/a < 2/3인 경우 단일 링구조 형상에 점점 가까워진다. - R3 area of wheel fixing part has stiffness property but it has ductility property compared with R1. Therefore, when R3 is large, impact load is decreased instead, but the reaction load is slightly increased, but the difference is less than 1% Apply a ratio of 3: 2 or 1: 1 as needed. b / a < 2/3.
최적의 형상을 b/a에 따라 정리하면 표 2와 같이 계산되며, 도 3의 빔구조와 단일 링구조와의 변위에 대한 착륙하중계수비를 구하면 도 11 및 도 12와 같이 된다. 참고로, 도 11 및 도 12는 본 발명에 따른 활주용 탄성체 착륙장치의 착륙하중비를 빔구조와 단일 링구조를 대비한 것이다. The optimal shape is calculated according to b / a and is calculated as shown in Table 2. The landing load ratio of the beam structure and the single ring structure of FIG. 3 is obtained as shown in FIG. 11 and FIG. 11 and 12 illustrate the landing load ratio of the sliding elastic body landing gear according to the present invention in comparison with the beam structure and the single ring structure.
링구조single
Ring structure
여기서, 위 표 2에서 보는 바와 같이, b/a가 3/5 이하인 경우에는 착륙장치의 변형량이 크지 않기 때문에 충격 흡수 효과가 크지 않다. Oleo 형태와 마찬가지로 충격 흡수를 보장하기 위해서는 일정량 이상의 변형이 허용되어야 하며, 또한 착륙 장치의 높이가 낮은 경우 착륙시 후방 동체와 접촉될 수 있기 때문에 높이는 형상의 제한 사항이기도 하다.As shown in Table 2, when b / a is less than 3/5, the deformation amount of the landing gear is not large, so that the impact absorption effect is not large. As in the case of Oleo type, a certain amount of deformation must be allowed to ensure shock absorption, and the height is also a limitation of the shape, since the landing gear can be brought into contact with the rear fuselage when the landing gear is low.
본 발명에서는 기하적인 제한 사항이 없이, 충격하중 및 반동하중을 크게 줄일 수 있으며, 또한 고정부에서 형상 변화가 타원 구조의 곡률을 따라 완만하게 변하기 때문에 응력집중이 발생하지 않는 장점이 있다. In the present invention, impact load and reaction load can be greatly reduced without geometric restrictions, and stress concentration is not generated because the shape change gradually changes along the curvature of the elliptical structure.
도 13에 도시된 바와 같이, b/a = 0.8인 경우 도 13과 같은 형상이 되며, 이 경우 마찰력이 바깥쪽에서 안쪽으로 작용할 경우(μ = +0.55)와 반대로 작용할 경우(μ = -0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 도 14 및 도 15에 각각 도시하였다. 참고로, 도 14는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 바깥쪽에서 안쪽으로 작용할 경우(μ = +0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이고, 도 15는 도 13에 도시된 형상일 때 마찰력이 안쪽에서 바깥쪽으로 작용할 경우(μ = -0.55)에 대하여 빔 구조와 단일 링구조와의 굽힘 모멘트를 대비하여 나타낸 도면이다. As shown in FIG. 13, when b / a = 0.8, the shape becomes as shown in FIG. 13, and in this case, when frictional force acts inward from outside (μ = +0.55) The bending moments of the beam structure and the single ring structure are shown in Figs. 14 and 15, respectively. 14 is a diagram showing the bending moments of the beam structure and the single ring structure in contrast to the case where the frictional force acts from the outside to the inside (mu = +0.55) in the shape shown in Fig. 13, 13 is a graph showing the bending moments of the beam structure and the single ring structure in contrast to the case where the frictional force acts from the inside to the outside (mu = -0.55) in the shape shown in Fig.
본 발명에 따라 제안된 구조는 변형이 크게 유발될 뿐만 아니라, 고정부에서 굽힘 모멘트가 작기 때문에 하중지지에 매우 견고한 구조이다. The proposed structure according to the present invention not only causes deformation largely but also has a very rigid structure for supporting a load due to a small bending moment at a fixed portion.
임계설계하중에 대해 강도 및 강성 요건을 만족하면서, 도 16과 같은 선형 단면비를 갖도록 설계할 경우 최대 42.5%까지 무게가 절감되고 제작도 매우 쉽게 이루어지는 장점이 있다. 착륙 장치가 b/a < 0.7인 경우에도 변형량을 증가시킬 수 있어 충격 흡수가 b/a = 1 수준 이상으로도 가능함을 알 수 있다. 참고로, 도 16은 본 발명에 따라 설계하는 경우의 설계 단면비를 나타낸 도면이다. In the case of designing to have a linear sectional ratio as shown in FIG. 16 while satisfying the strength and stiffness requirements with respect to the critical design load, the weight is reduced up to 42.5%, and the manufacturing is very easy. It can be seen that even if the landing gear is b / a <0.7, the amount of deformation can be increased, so that the shock absorption is possible even if b / a = 1 or more. 16 is a diagram showing a design cross-sectional ratio in the case of designing according to the present invention.
한편, 본 발명에 따른 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법은, 상부는 항공기의 하부 일측에 고정되고, 하부에는 활주용 바퀴가 장착되는 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법으로서, 상기 착륙장치를 구성하는, 좌우가 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재를, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형을 결합하여 형성하는 단계를 포함하며, 그 구체적인 내용은 위에서 이미 설명하였으므로, 설명을 생략하기로 한다. A method for determining the shape of an aircraft landing gear for a slide according to the present invention is a method for determining the shape of an aircraft landing gear for a slide in which an upper portion is fixed to a lower side of an aircraft and a slide wheel is mounted on a lower portion, And forming one landing member of the landing gear which is symmetrical in the left and right direction by combining a plurality of quadrangles of which the centers of the respective circles are opposite to each other with respect to the landing member as a reference, Since the contents have already been described above, a description thereof will be omitted.
또한, 본 발명의 또다른 실시예에 따른 프로그램 기록매체는, 위에서 설명한 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법의 각 단계의 전부 또는 일부를 컴퓨터로 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 것을 특징으로 한다.
A program recording medium according to still another embodiment of the present invention records a program for causing a computer to execute all or a part of each step of the above-described method for determining a shape of an aircraft landing gear for slides.
이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 아래에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed exemplary embodiments. It is to be understood that various modifications and changes may be made without departing from the scope of the appended claims.
Claims (21)
상기 착륙장치는, 복수 개의 착륙 부재를 포함하되 좌우로 대칭을 이루며,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형이 결합된 형태로 이루어진,
활주용 항공기 착륙장치.
The upper portion being fixed to one side of the lower portion of the aircraft and the sliding wheels being mounted on the lower portion thereof,
The landing gear includes a plurality of landing members, and is symmetrical to the left and right,
Wherein one of the landing members of the symmetrical landing device has a shape in which a plurality of quadrants each having a center of each circle are opposite to each other with respect to the landing member,
Aircraft landing gear for sliding use.
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재 중 최상단의 착륙 부재는 A 타입의 사분 원형인,
활주용 항공기 착륙장치.
The method according to claim 1,
When the center of the circle of the quadrant is the ground side is referred to as an A type quadrant and the case where the center of the quadrant circle is in the opposite direction to the ground is a B type quadrant,
Wherein the landing member at the uppermost one of the landing members of the symmetrical landing device is an A-
Aircraft landing gear for sliding use.
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는 상기 A 타입의 사분 원형과 상기 B 타입의 사분 원형이 교대로 반복되는 형태로 결합된,
활주용 항공기 착륙장치.
The method according to claim 1,
When the center of the circle of the quadrant is the ground side is referred to as an A type quadrant and the case where the center of the quadrant circle is in the opposite direction to the ground is a B type quadrant,
Wherein one landing member of the symmetric landing device is a landing member of the A type quadrant and the B type quadrant,
Aircraft landing gear for sliding use.
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 위쪽부터 아래쪽 방향으로, 제 1 사분 원형, 제 2 사분 원형 및 제 3 사분 원형 총 3개의 사분 원형의 착륙 부재가 결합된 형태인,
활주용 항공기 착륙장치.
The method according to claim 1,
Wherein one landing member of the symmetrical landing device is a landing member of three quadrants of a first quadrant, a second quadrant and a third quadrant,
Aircraft landing gear for sliding use.
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 제 1 사분 원형과 상기 제 3 사분 원형은, 상기 A 타입의 사분 원형이며, 상기 제 2 사분 원형은 상기 B 타입의 사분 원형인,
활주용 항공기 착륙장치.
5. The method of claim 4,
When the center of the circle of the quadrant is the ground side is referred to as an A type quadrant and the case where the center of the quadrant circle is in the opposite direction to the ground is a B type quadrant,
Wherein the first quadrant and the third quadrant are the A type quadrant and the second quadrant is the B type quadrant,
Aircraft landing gear for sliding use.
상기 제 1 사분 원형은 타원 형태인, 활주용 항공기 착륙장치.
6. The method of claim 5,
Wherein the first quadrant is an elliptical shape.
상기 제 1 사분 원형, 상기 제 2 사분 원형 및 상기 제 3 사분 원형의 반경이 각각 R1, R2 및 R3인 경우,
R2는 (R1 + R3)의 1.25배 이하인,
활주용 항공기 착륙장치.
The method according to claim 6,
When the radii of the first quadrant, the second quadrant, and the third quadrant are R1, R2, and R3, respectively,
R2 is not more than 1.25 times of (R1 + R3)
Aircraft landing gear for sliding use.
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b이고, R1+R2+R3 = b라고 할 경우,
b/a가 작아질 수록 R2의 반경이 작아지도록 선택하는,
활주용 항공기 착륙장치.
8. The method of claim 7,
When the width and height of one landing member of the symmetrical landing device are a and b, respectively, and R1 + R2 + R3 = b,
and selecting the radius of R2 to be smaller as b / a becomes smaller,
Aircraft landing gear for sliding use.
R3:R1의 비는, 3:2 또는 1:1인, 활주용 항공기 착륙장치.
8. The method of claim 7,
The ratio R3: R1 is 3: 2 or 1: 1.
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b이고, R1+R2+R3 = b라고 할 경우,
b/a는 최소 3/5 이상인, 활주용 항공기 착륙장치.
8. The method of claim 7,
When the width and height of one landing member of the symmetrical landing device are a and b, respectively, and R1 + R2 + R3 = b,
b / a is at least 3/5 of the length of the aircraft landing gear.
상기 착륙장치를 구성하는, 좌우가 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재를, 각각의 원의 중심이 상기 착륙 부재를 기준으로 서로 반대에 존재하는 복수 개의 사분 원형을 결합하여 형성하는 단계를 포함하는,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
A method of determining the shape of an aircraft landing gear for a slide in which an upper portion is fixed to a lower portion of an aircraft and a sliding wheel is mounted on a lower portion of the aircraft,
The step of forming one of the landing members of the landing gear which constitutes the landing gear and which is symmetrical to the left and right is formed by combining a plurality of quadrangles of which the centers of the respective circles are opposite to each other with reference to the landing member doing,
Method for determining the shape of an aircraft landing gear for sliding use.
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재 중 최상단의 착륙 부재는 A 타입의 사분 원형인,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
12. The method of claim 11,
When the center of the circle of the quadrant is the ground side is referred to as an A type quadrant and the case where the center of the quadrant circle is in the opposite direction to the ground is a B type quadrant,
Wherein the landing member at the uppermost one of the landing members of the symmetrical landing device is an A-
Method for determining the shape of an aircraft landing gear for sliding use.
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는 상기 A 타입의 사분 원형과 상기 B 타입의 사분 원형이 교대로 반복되는 형태로 결합된,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
12. The method of claim 11,
When the center of the circle of the quadrant is the ground side is referred to as an A type quadrant and the case where the center of the quadrant circle is in the opposite direction to the ground is a B type quadrant,
Wherein one landing member of the symmetric landing device is a landing member of the A type quadrant and the B type quadrant,
Method for determining the shape of an aircraft landing gear for sliding use.
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재는, 위쪽부터 아래쪽 방향으로, 제 1 사분 원형, 제 2 사분 원형 및 제 3 사분 원형 총 3개의 사분 원형의 착륙 부재가 결합된 형태인,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
12. The method of claim 11,
Wherein one landing member of the symmetrical landing device is a landing member of three quadrants of a first quadrant, a second quadrant and a third quadrant,
Method for determining the shape of an aircraft landing gear for sliding use.
상기 사분 원형의 원의 중심이 지면(地面) 쪽인 경우를 A 타입의 사분 원형이라고 하고, 상기 사분 원형의 원의 중심이 상기 지면의 반대 방향인 경우를 B 타입의 사분 원형이라고 할 경우,
상기 제 1 사분 원형과 상기 제 3 사분 원형은, 상기 A 타입의 사분 원형이며, 상기 제 2 사분 원형은 상기 B 타입의 사분 원형인,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
15. The method of claim 14,
When the center of the circle of the quadrant is the ground side is referred to as an A type quadrant and the case where the center of the quadrant circle is in the opposite direction to the ground is a B type quadrant,
Wherein the first quadrant and the third quadrant are the A type quadrant and the second quadrant is the B type quadrant,
Method for determining the shape of an aircraft landing gear for sliding use.
상기 제 1 사분 원형은 타원 형태인, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
16. The method of claim 15,
Wherein the first quadrant is an elliptical shape.
상기 제 1 사분 원형, 상기 제 2 사분 원형 및 상기 제 3 사분 원형의 반경이 각각 R1, R2 및 R3인 경우,
R2는 (R1 + R3)의 1.25배 이하인,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
17. The method of claim 16,
When the radii of the first quadrant, the second quadrant, and the third quadrant are R1, R2, and R3, respectively,
R2 is not more than 1.25 times of (R1 + R3)
Method for determining the shape of an aircraft landing gear for sliding use.
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b이고, R1+R2+R3 = b라고 할 경우,
b/a가 작아질 수록 R2의 반경이 작아지도록 선택하는,
활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
18. The method of claim 17,
When the width and height of one landing member of the symmetrical landing device are a and b, respectively, and R1 + R2 + R3 = b,
and selecting the radius of R2 to be smaller as b / a becomes smaller,
Method for determining the shape of an aircraft landing gear for sliding use.
R3:R1의 비는, 3:2 또는 1:1인, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
18. The method of claim 17,
Wherein the ratio of R3: R1 is 3: 2 or 1: 1.
상기 대칭인 착륙장치의 한 쪽의 착륙 부재의 너비와 높이를 각각 a, b이고, R1+R2+R3 = b라고 할 경우,
b/a는 최소 3/5 이상인, 활주용 항공기 착륙장치의 형상 결정 방법.
18. The method of claim 17,
When the width and height of one landing member of the symmetrical landing device are a and b, respectively, and R1 + R2 + R3 = b,
b / a is at least 3/5 of the height of the landing gear.
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|---|---|---|---|
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Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020130015948A KR101542806B1 (en) | 2013-02-14 | 2013-02-14 | Structural spring landing gears for aircraft with wheels, determination method of shape thereof, and program storage media |
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|---|---|
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