Abstract:
목표물 자동추적시스템의 성능을 검증할 수 있는 검증 장치가 개시된다. 목표물 자동추적시스템의 검증 장치는, 고정 구비된 목표물 및 상기 목표물에서 이격된 위치에 구비되고 자동추적시스템이 탑재되며 회전 가능하게 구비된 구동유닛을 포함하여 구성될 수 있다. 자동추적시스템, 검증 장치
Abstract:
본 발명은 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일에 관한 것으로, 헬리콥터의 기동성 증대, 로터 비행한계 증가 및 허용 가능한 블레이드 추력을 증가시키기 위해 최대양력 계수와 실속 특성을 증가시킨 에어포일 형상을 로터 블레이드의 주 양력부위에 적용시킨 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일에 관한 것이다. 본 발명의 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일은, 앞전(Leading Edge)과 뒷전(Trailing Edge)을 잇는 시위선(Chord)을 기준으로 상측과 하측으로 볼록한 윗면 및 아랫면을 가지는 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일에 있어서, 상기 에어포일(Airfoil 翼型)은 표 1의 좌표값에 따라 윗면 및 아랫면의 표면위치가 결정되는 것을 특징으로 한다. 상기와 같은 구성으로 인하여 본 발명의 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일은, 최대양력계수 및 실속 받음각이 높은 에어포일 형상으로 인하여 헬리콥터 로터 블레이드의 주 양력 부위를 구성하는 에어포일에 적용시킬 수 있으며, 이를 통하여 항공기의 기동성 증대, 로터 비행한계 증가 및 허용 가능한 블레이드 추력 증가의 효과를 얻을 수 있다. BERP, 에어포일, 윗면, 아랫면
Abstract:
항공기의 틸트 로터 허브에 장착되는 인장-비틀림 스트랩의 하중 시험장치에 있어서, 외관을 형성하고, 상기 인장-비틀림 스트랩이 수용되는 하우징과, 상기 인장-비틀림 스트랩의 양측에 연결되어 상기 인장-비틀림 스트랩에 인장 하중을 인가하는 인장 하중 인가부와, 상기 인장-비틀림 스트랩의 일측에 연결되어 상기 인장-비틀림 스트랩에 비틀림 하중을 인가하는 비틀림 하중 인가부와, 상기 인장 하중 인가부에 구비되어 인장 하중을 측정하기 위한 제1 측정부 및 상기 비틀림 하중 인가부에 구비되어 비틀림 하중을 측정하기 위한 제2 측정부를 포함하는 시험장치를 제공한다. 따라서, 인장-비틀림 스트랩의 인장 강도와 비틀림 하중 및 강도를 하나의 시험장치에서 동시에 측정하는 것이 가능하며, 인장 강도와 비틀림 강도를 정확하고 용이하게 측정할 수 있다. 틸트 로터, 인장-비틀림 스트랩, 인장 강도 시험, 비틀림 하중 및 강도 시험
Abstract:
본 발명은, 로터 축의 외주면 상에 배치되는 등속 조인트와, 내측으로 상기 등속 조인트를 둘러싸며 상기 등속 조인트의 외측과 결합되고, 외측으로 블레이드를 갖는 복수 개의 블레이드부가 연결되는 짐발 허브를 포함하는 짐발 힌지부; 상기 짐발 힌지부에 연결되고 적어도 상기 로터 축에 평행한 방향으로 힘을 인가하여, 상기 짐발 힌지부를 경사지게 하는 피치 링크 로드를 구비하는 블레이드 받음각 조절부; 일단은 상기 로터 축에, 그리고 타단은 상기 짐발 힌지부에 연결되어, 상기 짐발 힌지부가 블레이드 받음각 조절부에 의하여 상기 로터 축에 대해 경사지는 경우 상기 짐발 힌지부에 복원력을 부여하는 짐발 스프링;을 구비하는 것을 특징으로 하는 짐발 허브 장치 및 이를 구비하는 로터 장치를 제공한다.
Abstract:
본 발명은 틸트로터 항공기와 같은 좌우측 로터를 갖는 회전익 비행체의 고장회피 제어방법 및 틸트로터 항공기의 고정익 모드에서의 고장회피 제어방법에 관한 것이다. 본 발명의 고장회피 제어법은 상방기 회전익 비행체에 적용된 로터작동기나 나셀작동기 중 하나의 작동기에 고장이 발생했을 때 나머지 정상 작동기로 고장난 작동기를 대체한다. 본 발명의 고장회피 제어방법에 의하여 더 낮은 수준의 중복설계를 수행할 수 있으므로 비행체의 중량, 가격을 낮추고, 동일한 중복채널을 갖는 다른 항공기에 비교할 때 하나의 작동기가 완전히 고장난 경우에도 비행체의 조종이 가능하게 되므로 더 안전한 비행체를 설계할 수 있게 된다. 틸트로터, 로터작동기, 세로축 싸이클릭, 가로축 싸이클릭, 콜렉티브
Abstract:
PURPOSE: A rotor pitch control apparatus of 2 degrees of freedom for a tilt-rotor aircraft is provided to efficiently control the longitudinal position of a tilt rotor by correcting a phase difference between the inclination of the rotational surface of the rotor and the inclination of the swash plate. CONSTITUTION: A rotor pitch control apparatus of 2 degrees of freedom for a tilt-rotor aircraft comprises a guide(40), a swash plate assembly(10), two actuator links(211,212), and an actuator(20). The swash plate assembly slides up and down along the guide and is inclined with respect to the guide so as to vary the collective pitch angle and cyclic pitch angle of a rotor. The two actuator links are arranged at 180° with respect to the guide. The actuator slides the swash plate assembly by the extension and contraction of the actuator links or rotates the assembly about a reference axis.
Abstract:
A rotor blade airfoil of a helicopter is provided to increase the flying limit of the rotor due to the airfoil shape with high lift coefficient and attach angle. A rotor blade airfoil(1) of a helicopter comprises a top part(5) bulging upward and a bottom part(6) bulging downward, based on a chord line(2) connecting a leading edge(3) and a trailing edge(4). The surface locations of the top and bottom parts are determined from a specific table based on x/C, where x is the distance from the leading edge to the trailing edge on the chord line and C is the length of the chord.
Abstract:
A testing device of a tension-torsion strap for tilt rotor hub can perform a tensile strength test and a torsion test of the tension-torsion strap which is the essential component of the tilt rotor hub at the same time. A load testing device(10) of a tension-torsion strap(100) mounted on a tilt rotor hub of aircraft comprises a housing(11) in which the tension-torsion strap is received; a tension load applying portion(200) connected to both sides of the tension-torsion strap in order to apply tension load; a torsion load applying portion(300) connected to one side of the tension-torsion strap in order to apply torsion load; a first measuring unit(210) equipped in the tension load applying portion in order to measure the tensile strength; and a second measuring unit(310) equipped in the torsion load applying portion to measure the torsion load.
Abstract:
A tilt rotor-wing aircraft is provided to enhance stability in a fixed wing mode, a rotary wing mode, and a transition mode to tilt a rotor by tilting and moving an auxiliary wing. A tilt rotor-wing aircraft(100) includes a pair of main wings(120), a pair of auxiliary wings(210), and a moving unit. The main wings are installed at a body. The auxiliary wings are movably coupled with the main wings and extend length of the main wings by being arranged in parallel to the main wings in a fixed wing mode. The moving unit moves the auxiliary wings. The auxiliary wing is coupled with a nacelle as one body. The moving unit tilts the nacelle. The tilt rotor-wing aircraft flies in the fixed mode to generate a thrust in a forward direction of the body and in a rotary mode to generate the thrust in a vertical direction to the body.
Abstract:
A tension-torsion strap and a hub device having the same are provided to reduce the time required for the assembly and construction of the hub device with minimizing the reconstruction of the tension-torsion strap through a simple construction. A hub device(100) having a tension-torsion strap(600) includes a hub flexure(300), and a pitch cage(400). The pitch cage is connected to a blade(500). The hub flexure is fixed at a rotor shaft and has a hollow space inside thereof. The tension-torsion strap is inserted in the hub flexure. The hub flexure is coupled with the tension-torsion strap by a hub flexure connecting pin(310). The pitch cage is mounted on an opposite side of the tension-torsion strap inserted in the hub flexure. The pitch cage fixes the blade and the tension-torsion strap by the pitch cage pin.