公开(公告)号：KR100504950B1

公开(公告)日：2005-07-29

申请号：KR1020020078691

申请日：2002-12-11

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 김준호 ,  황창전 ,  송근웅 ,  주진

IPC: G01M99/00

Abstract: 본 발명은 헬리콥터의 꼬리로터 시스템인 반토크(테일팬) 시스템에 대한 성능 및 기능성을 시험하기 위한 헬리콥터 테일팬 성능시험 장치에 관한 것이다. 특히, 테일팬 시스템의 성능 변수인 추력 및 토크 특성, 팬 깃의 응력특성, 꼬리 기어박스(90도 감속기어박스)의 기능성 등을 시험하기 위한 헬리콥터 테일팬 성능시험장치에 관한 것이다.
본 발명은 유압모터(6)에 연결된 증속기어박스(5)에서 토크계(3)를 통과하며 테일펜 시스템(1)이 수평형태의 주 구동축(2)에 연결하여 실제 헬리콥터의 꼬리부에 직접 연결할 수 있도록 하는 주구동부(100)와,
상기 주 구동부(100)의 하측에서 경사힌지(7)와 전자식 서보 유압작동기(8)로 지지하며 고정밸런스(10)로 밸런스가 유지되는 지지부(200)와,
상기 지지부(200)의 하측에서 회전반 결합체(12)에 설치된 전자식 서보 유압작동기(13)를 통해 비행방향을 전환할 수 있도록 하는 회전부(300)로 이루어짐을 특징으로 하는 것이다.

公开(公告)号：KR1020040051729A

公开(公告)日：2004-06-19

申请号：KR1020020078691

申请日：2002-12-11

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 김준호 ,  황창전 ,  송근웅 ,  주진

IPC: G01M99/00

Abstract: PURPOSE: An apparatus for testing performance of a tail fan of a helicopter is provided to test thrust force, torque, a stress characteristic of a fan blade, and functions of a tail fan and a gear box. CONSTITUTION: A tail fan performance testing apparatus for a helicopter includes a main driving section(100), a supporting section(200) and a rotating section(300). The main driving section(100) generates and transfers rotational force. The supporting section(200) supports a tail fan system(1) and the main driving section(100) and adjust a gradient of a tail section in which the tail fan system(1) is provided. The rotating section(300) rotates the tail fan performance testing apparatus while supporting the main driving section(100) and the supporting section(200).

Abstract translation: 目的：提供一种用于测试直升机尾翼性能的装置，以测试推力，转矩，风扇叶片的应力特性，以及尾风扇和齿轮箱的功能。 构成：用于直升机的尾部风扇性能测试装置包括主驱动部分（100），支撑部分（200）和旋转部分（300）。 主驱动部（100）产生并转动旋转力。 支撑部分（200）支撑尾风扇系统（1）和主驱动部分（100）并且调节其中设置有尾扇系统（1）的尾部的坡度。 旋转部（300）在支撑主驱动部（100）和支撑部（200）的同时使尾部风扇性能检测装置旋转。

公开(公告)号：KR1020030017044A

公开(公告)日：2003-03-03

申请号：KR1020010051147

申请日：2001-08-23

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 주진 ,  김준호

IPC: G01N3/08

Abstract: PURPOSE: An apparatus for testing a static structure and fatigue of a helicopter rotor blade and hub system is provided to determine the fatigue life and fatigue characteristics of a blade. CONSTITUTION: A rotor hub(3) is connected to a supporting reinforcement(2) at an upper side of a support(1). A blade(4) is mounted between the rotor hub(3) and a bracket(7) and is used as a test sample. Electro-servo hydraulic operators(5,16) provide an axial centrifugal force at both sides of the blade(4). An electro-servo hydraulic operator(8) is mounted above the bracket(7) and applies a vertical-directional excitation force on the blade(4). An elastic impact absorption device(15) connects the electro-servo hydraulic operator(16) and an axial bearing link(14).

Abstract translation: 目的：提供一种用于测试直升机转子叶片和轮毂系统的静态结构和疲劳的装置，以确定叶片的疲劳寿命和疲劳特性。 构成：转子毂（3）在支撑件（1）的上侧连接到支撑加强件（2）。 叶片（4）安装在转子毂（3）和支架（7）之间，并用作测试样品。 电动伺服液压操作器（5,16）在叶片（4）的两侧提供轴向离心力。 电动伺服液压操作器（8）安装在支架（7）的上方，并在叶片（4）上施加垂直方向的激励力。 弹性冲击吸收装置（15）连接电动伺服液压操作器（16）和轴向支承连杆（14）。

公开(公告)号：KR100718809B1

公开(公告)日：2007-05-16

申请号：KR1020050130245

申请日：2005-12-27

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 송근웅 ,  김준호 ,  김승호 ,  이제동

IPC: G01M99/00

Abstract: 본 발명은, 베이스; 상기 베이스의 일면 상부에 고정 배치되는 복수 개의 추력 로드셀과, 상기 각각의 추력 로드셀의 일단과 연결되는 복수 개의 추력 측정 로드 엔드 베어링과, 상기 각각의 추력 측정 로드 엔드 베어링의 일단이 연결되는 추력 측정 하우징을 구비하는 추력 측정부; 일면 상에 무인 헬리콥터 기체(機體)가 장착되며 상기 추력 측정 하우징과 동심 상에 이격 배치되는 토크 측정 하우징을 구비하는 토크 측정부를 포함하는 무인 헬리콥터 지상 시험 장치를 제공한다.
본 발명에 따른 무인 헬리콥터 지상 시험 장치는, 무인 헬리콥터 기체의 실기 장착을 통한 무인 헬리콥터의 추력 측정이 가능함으로써, 지상에서의 안전하고 정확한 측정을 가능하게 하고, 파단 방지 치구를 더 구비함으로써, 추력 로드셀 등의 파손으로 인한 안전 사고를 방지할 수 있으며, 무인 헬리콥터 기체의 실기 장착을 가능하게 함으로서, 특히 무인 헬리콥터 등의 지상 운용시험, 무인 헬리콥터용 메인로터 시스템 성능 시험, 무인 헬리콥터용 테일 로터 시스템 성능 시험, 무인 헬리콥터용 로터 엔진/미션 운용 시험 및 무인 헬리콥터용 제어시스템 등의 지상 시험이 가능하다.

Abstract translation: 本发明涉及一种半导体器件， 力测量壳体和多个推力载荷传感器的布置固定到一个表面上的基体，其是多个力的一端测量，其连接到每个所述推力负载传感器中的一个端部和杆端轴承的上表面上，其中，每个测力杆端轴承连接 一种推力测量单元，包括： 无人直升机气体（机体）安装在一侧，并且提供包括用于测量扭矩包括在所述壳体的转矩测量单元上的力测量壳体和同心布置隔开无人直升机地面测试装置。

公开(公告)号：KR1020050064814A

公开(公告)日：2005-06-29

申请号：KR1020030096415

申请日：2003-12-24

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 김준호 ,  송근웅 ,  이욱 ,  김덕관 ,  주진

IPC: G01M7/02

Abstract: 본 발명은 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치에 관한 것으로, 베이스 프레임 상에 설치된 허브 고정구조물과, 상기 허브 고정구조물에 장착된 허브 부품의 단부에 리드래그 하중을 인가할 수 있도록 연결된 복수 개의 내측 수직 구조물과, 각기 대응된 상기 허브 부품의 단부와 연결 부품에 의해 연결대와 연결되어 있으며 상기 연결대에 플랩 하중을 인가하도록 연결된 복수 개의 외측 수직 구조물을 갖는 시험 치구와; 상기 냉각장치가 부설되어 있으며, 유압 및 냉각수 배관에 의해 작동되며 상기 유니버셜 조인트와 각기 연결된 전자식 서보 유압작동기를 구비한 하중부가시스템과; 상기 하중부가시스템의 온도, 압력, 오일 및 냉각수 수준 등의 감시와 제어, 상기 전자식 서보 유압작동기의 움직임을 조합된 명령으로 동작시키며 이의 회귀 신호를 제어하도록 제공된 제어시스템을 포함하여 구성됨으로써, 실제 개발되는 헬리콥터의 허브 시스템에 대한 개발에 따른 검증을 수행할 수 있으며, 헬리콥터의 개발 및 양산 규정에서 필수적인 구조/피로 특성에 대한 기술적인 시험평가 및 인증까지도 해외 설비 활용으로 인한 예산 낭비 없이 수행할 수 있는 효과가 있다.

公开(公告)号：KR101317239B1

公开(公告)日：2013-10-18

申请号：KR1020130093510

申请日：2013-08-07

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 김준호

IPC: B64C27/46 ,  B64C27/473

CPC classification number: B64C27/473 ,  B64C3/30 ,  B64D25/18

Abstract: PURPOSE: An expandable wind for a rotor aircraft is provided to improve the controllability of a lift force and a thrust force for a main rotor, and to sharply reduce the descending velocity of a helicopter, thereby performing a safe emergency landing. CONSTITUTION: An expandable wind for a rotor aircraft includes a wing part and an air feeding part. The wing part comprises a main wing (111), an auxiliary wing (112), and a moving guide part (113). The main wing is formed at the lower side of the fuselage of the rotor aircraft. The hollow main wing expands and contracts left and right according to injecting and discharging air through an air inlet (114). The auxiliary wind is extended in the width direction of the main wind, and expands and contracts left and right according to injecting and discharging the air. The moving guide part inside the main wind guides the expansion of the main wind, and provides a supporting force. The air feeding part is formed with an air feeding unit (121). The air is injected to or discharged from the wing part by the air feeding unit. [Reference numerals] (121) Air feeding unit

Abstract translation: 目的：提供转子飞机的可膨胀风，以提高主转子的提升力和推力的可控性，并大幅降低直升机的下降速度，从而执行安全的紧急着陆。 构成：用于转子飞机的可膨胀风包括翼部和空气供给部。 翼部包括主翼（111），辅助翼（112）和移动引导部（113）。 主翼形成在转子飞机机身的下侧。 中空主翼通过空气入口（114）喷射和排出空气而左右膨胀和收缩。 辅助风沿主风宽度方向延伸，并按照喷射和排出空气左右伸展收缩。 主风向内的移动导向部分引导主风扩张，并提供支撑力。 空气供给部形成有空气供给单元（121）。 空气由空气供给单元注入或从翼部排出。 （附图标记）（121）供气单元

公开(公告)号：KR100417527B1

公开(公告)日：2004-02-05

申请号：KR1020010051147

申请日：2001-08-23

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 주진 ,  김준호

IPC: G01N3/08

Abstract: PURPOSE: An apparatus for testing a static structure and fatigue of a helicopter rotor blade and hub system is provided to determine the fatigue life and fatigue characteristics of a blade. CONSTITUTION: A rotor hub(3) is connected to a supporting reinforcement(2) at an upper side of a support(1). A blade(4) is mounted between the rotor hub(3) and a bracket(7) and is used as a test sample. Electro-servo hydraulic operators(5,16) provide an axial centrifugal force at both sides of the blade(4). An electro-servo hydraulic operator(8) is mounted above the bracket(7) and applies a vertical-directional excitation force on the blade(4). An elastic impact absorption device(15) connects the electro-servo hydraulic operator(16) and an axial bearing link(14).

Abstract translation: 目的：提供一种用于测试直升机转子叶片和轮毂系统的静态结构和疲劳的设备，以确定叶片的疲劳寿命和疲劳特性。 构成：转子毂（3）在支撑件（1）的上侧连接到支撑加强件（2）。 叶片（4）安装在转子毂（3）和支架（7）之间并用作测试样品。 电动伺服液压操作器（5,16）在叶片（4）的两侧提供轴向离心力。 一个电动伺服液压操作器（8）安装在支架（7）的上方，并在叶片（4）上施加垂直方向的激励力。 弹性冲击吸收装置（15）连接电动伺服液压操作器（16）和轴向轴承连杆（14）。