군용 인원 및 물자 수송 헬기에 장탈착 가능한 자동급탄 무장장착대 및 이를 이용한 수평이송장치{Auto Loading Equip Launcher for Attatching and Detatching in Helicopter, and Horizon Moving System Using the same}
본 발명은 군용 인원 및 물자 수송 헬기에 장탈착 가능한 자동급탄 무장장착대 및 이를 이용한 수평이송장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 군용 인원/물자 수송 헬기에 무장(대전차미사일, 로켓 등) 장착 필요시 무장 장착으로 발생되는 항력 및 조종성(Roll 기동) 영향을 최소화하기 위해 객실 내 보관되는 무장의 자동 급탄 및 발사위치로 이송이 가능토록 하는 군용 인원 및 물자 수송 헬기에 장탈착 가능한 자동급탄 무장장착대 및 이를 이용한 수평이송장치에 관한 것이다.
일반적으로, 수송용이나 정찰용 헬리콥터를 개조해서 무기를 장착하여 엄호 임무를 수행하는 것을 무장형 헬리콥터라 한다. 이는 최초 개발당시 공격능력 확보를 염두에 두지 않고 개발된 헬리콥터를 개발 이후 다양한 임무능력 확보를 위해 추가적인 개조를 통한 공격능력 확보를 추진하는 경우를 일컫는다. 무장형 헬리콥터의 주요 특징을 살펴보면, Side-By-Side(횡열) 조종석 배열 및 넓은 인원/물자(무장) 내부 적재 공간을 지니고 있으며, 공격 목적 외에 인원/물자 수송 등에 다목적으로 활용이 가능하다. 헬리콥터와 같은 인원 내지 물자 수송을 위한 항공기 등에 미사일 등의 무장장착을 통해 공격능력을 확보하려는 경우, 도 1a에서 도시하는 바와 같이, 별도의 무장장착 날개를 설치하고 여기에 무장 파일런(PYLON)을 설치하여 필요한 무장을 외부에 노출시킨 상태로 운용하는 고정식 운용방법이 일반적이었다. 그러나, 항공기의 외부에 노출시킨 고정식 운용방법은, 비행시 발생하는 항역으로 공력성능을 저하시키고, 항공기의 롤(ROLL) 특성을 저하시키는 문제가 있다. 따라서, 이러한 문제의 해결을 위해 헬리콥터 등에 대한 무장의 인입설계, 즉 비행시 기체의 캐빈(CABIN) 내에 미사일 등의 무장을 적재하고 필요시에 미사일 등의 무장을 외부로 이송하여 발사 가능하도록 하는 메커니즘이 필요하다. 이에, 최근 미국에서는 RAH-66 코만치 헬리콥터의 GooseNeck Type Hinge 적용 개폐형 무장장착 도어(Door)인 IRAMS(Integrated Retracrable Aircraft Munition System,10)를 개발하였다. 상기 IRAMS(10)는 장착미사일 크기에 맞춘 대형 도어(Door) 및 구조물 컷아웃(Cutout)의 적용이 불가피함에 따라, 기존 항공기에서 많이 사용되는 Monocoque 구조물의 적용이 곤란하여 도 1b에서 도시하는 바와 같이, 내부 주 구조물을 여러 개의 박스형 프레임이 연결된 특이한 구조로 개발하였다. 상기 IRAMS(10)는 도 2에서 도시하는 바와 같이, GooseNeck Type Hinge를 장착한 DOOR에 Hydra-70 Universal Rail Launcher(HURL,11), Stinger Universal Launcher(SUL,12), Hellfire Rail(13) 등을 포함한다. 미국의 RAH-66 개발사례처럼 Hinge-Door 부착형으로 개발할 경우, (ⅰ) 일반적인 항공기의 구조물처럼 외피가 하중을 전달하는 Monocoque 구조의 적용이 불가능하고 (ⅱ)많은 중량 내지 강도상의 페널티(Penalty)를 감수하여야 하며 (ⅲ)별도의 하중지지 구조물 설계가 필요한 문제가 있다. 또한, (ⅳ)상기 IRAMS는 신규개발 항공기에나 그 적용이 가능한 사항으로 기존의 개발된 항공기의 구조물 배치에는 그 적용이 불가능한 문제가 있다. 도 3은 종래의 무장/공격헬기용 4발 장착 헬파이어(Hellfire) 미사일 발사대(Launcher)에 대한 개략설명도이다. 아래 표 1은 상기 헬파이어(Hellfire) 미사일 발사대의 주요 제원이다.
상기 발사대는 총 4개의 미사일 장착 레일(Rail), 지지구조물, 미사일 컨트롤러 및 와이어 하니스(Harness)로 구성되어 있으며, 전방에서 레일 홈을 통해 밀어 넣어 장전하는 미끄럼(Slide) 장착 구조이다. 무장사가 장착 레일에 미사일을 밀어 넣은 후, 도 3의 하단부에 있는 래치(Latch) 스위치를 돌려 데이터 통신용 와이어 하니스 및 미사일을 고정시키는 구조이다. 물론 발사시 전방으로 미끄러지며 자연스럽게 이탈되도록 하는 구조이다. 운용상 매우 효율적인 구조이지만, 많은 외부 돌출형상으로 무장/공격용 헬리콥터의 공력특성을 저하시키는 주요 요인이 되기도 한다. 따라서, 본 발명에서 제안하고자 하는 형상은 상기 헬파이어 미사일을 운용하는 무장형 헬리콥터로 가정하고 효율적 개념 형상 및 이송매커니즘을 도출하고자 한다.
본 발명은 종래 기술의 문제점을 해결하기 위하여 이루어진 것으로, 본 발명의 목적은 군용 인원/물자 수송 헬기에 무장(대전차미사일, 로켓 등) 장착 필요시 무장 장착으로 발생되는 항력 및 조종성(Roll 기동) 영향을 최소화하기 위해 객실 내 보관되는 무장의 자동 급탄 및 발사위치로 이송이 가능토록 하는 군용 인원 및 물자 수송 헬기에 장탈착 가능한 자동급탄 무장장착대 및 이를 이용한 수평이송장치를 제공하는데 있다. 또한, 본 발명의 다른 목적은 헬리콥터 등의 항공기에 미사일과 같은 무장을 장착함에 있어서 항공기의 기체 캐빈(Cabin)내부에 무장을 장착하고, 사용하는 미사일만 외부로 이송시켜 발사토록 하는 군용 인원 및 물자 수송 헬기에 장탈착 가능한 자동급탄 무장장착대 및 이를 이용한 수평이송장치를 제공하는데 있다. 또한, 본 발명의 또 다른 목적은 기존의 항공기에 별도의 하중지지 구조물의 설치 없이도 주 구조물의 좁은 가격을 극복하여 미사일 등의 무장을 항공기 내부에서 외부로 이송하여 발사할 수 있는 군용 인원 및 물자 수송 헬기에 장탈착 가능한 자동급탄 무장장착대 및 이를 이용한 수평이송장치를 제공하는데 있다. 또한, 본 발명의 또 다른 목적은 무장뿐만 아니라 이송 대상물의 크기가 통과해야 하는 고정 구조물의 공간에 비해 크기가 큰 경우, 고정 구조물을 파괴하거나 별도의 구조물의 설치 없이도 이송 대상물을 외부 또는 내부로 출입시킬 수 있는 군용 인원 및 물자 수송 헬기에 장탈착 가능한 자동급탄 무장장착대 및 이를 이 용한 수평이송장치를 제공하는데 있다.
상술한 과제를 해결하기 위한 수단으로서, 본 발명에 의한 자동급탄 무장장착대는, 미사일을 탑재하는 적어도 1개 이상의 레일; 및 상기 레일을 항공기 또는 헬기 내부에서 외부의 발사대까지 또는 그 역으로 이송하도록 평행하게 설치된 제 1 및 제 2 수평이동요소를 포함하며, 상기 레일을 이송할 때, 상기 레일이 일정 각도로 기울어진 상태로 이송되도록 상기 제 1 및 제 2 수평이동요소의 동작을 각각 제어하는 것을 특징으로 한다. 상기 제 1 및 제 2 수평이동요소는 상기 레일의 일단부와 타단부에 결합되는 제 1 회전축과 제 2 회전축을 각각 형성하고, 상기 레일은, 상기 제 1 회전축에 결합되는 가이드 홀을 형성한 가이드부; 및 상기 제 1 및 제 2 수평이동요소의 개별 동작에 의한 상기 제 1 회전축에 대한 상기 제 2 회전축의 변위 변화에 대응하도록 상기 제 2 회전축과 결합되는 라인부;를 포함하는 것을 특징으로 한다. 상기 제 1 및 제 2 수평이동요소는 선형 동작 모듈(Linear Motion Module) 및 스텝 모터(Step Motor)를 이용하여 각각의 동작이 제어되는 것을 특징으로 한다. 상기 제 1 및 제 2 수평이동요소는 볼 스크류(Ball-Screw), 체인, 벨트 중 어느 하나로 구성된 것을 특징으로 한다. 상술한 과제를 해결하기 위한 수단으로서, 본 발명에 의한 수평이송장치는, 적어도 1개 이상의 레일; 및 상기 레일을 수평 방향으로 이송하도록 평행하게 설치된 제 1 및 제 2 수평이동요소;를 포함하며, 상기 레일을 이송할 때, 상기 레일이 일정 각도로 기울어진 상태로 이송되도록 상기 제 1 및 제 2 수평이동요소의 동작을 각각 제어하는 것을 특징으로 한다. 상기 제 1 및 제 2 수평이동요소는 볼 스크류(Ball-Screw), 체인, 벨트 중 어느 하나로 구성된 것을 특징으로 한다.
본 발명에 의하면, 헬리콥터와 같은 항공기의 내부에 미사일 등의 무장을 장착하고, 필요시에 사용하는 미사일 등의 이송 대상물만 외부로 이송시켜 발사함으로써 항공기의 공력성능 및 롤(Roll) 특성 저하를 방지할 수 있는 효과가 있다. 또한, 기존의 인원 또는 물자 수송을 위한 헬리콥터와 같은 항공기의 내부에 미사일 등의 무장을 장착하고 별도의 하중 지지구조물이나 항공기 구조물에 대한 변경 없이, 필요시에 사용되는 대상물만을 외부로 이송하여 사용할 수 있는 효과가 있다. 또한, 항공기에 대한 무장이송뿐 아니라 이송 대상물이 좁은 구조물을 통과하여야 하는 상황에서 구조물에 대한 변경 등이 없이 이송 대상물을 내부에서 외부로 또는 외부에서 내부로 효과적으로 이송할 수 있는 효과가 있다.
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. 또한 도면에서는 본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 본 발명의 실시예를 설명할 때 동일한 기능 및 작용을 하는 구성요소에 대해서는 동일한 도면 부호를 사용하기로 한다. 이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예에 대해 상세히 설명하기로 한다. 일반적으로, 헬리콥터에 장착되는 미사일 및 발사대(Launcher)의 구조를 단순화하여 보면 미사일이 레일(Rail)에 장착되고, 상기 레일이 장착된 발사대(Launcher)의 회전축(Fitting)은 두 개의 포인트(Point)에서 지지되고 있다. 도 4는 본 발명에 따른 자세제어가 가능한 수평이송 장치에 장착되는 레일(Rail)의 구성도이다. 도 4에서 도시하는 바와 같이, 본 발명에 따른 자세제어가 가능한 수평이송 장치에 장착되는 레일(Rail,20)은 기존의 레일 형상에 가이드 홀(Guid Hole,21)을 형성한 가이드부(23)을 추가한 형상으로서, 다음과 같은 기초 메커니즘 구성의 기반이 된다. 도 5는 본 발명에 따른 자세제어가 가능한 수평이송 장치의 기초 메커니즘을 나타내는 도면이다. 도 5에서, x축 방향은 이송 대상물의 이동 방향이고, y축 방향은 x축에 직각으로서 헬리콥터 등의 항공기 방향 또는 상기 이송 대상물의 이동방향과 직각방향이다. 도 5에서 도시하는 바와 같이, 상기 레일(20)은 제1회전축(31) 및 제2회전축(41)에 고정되어 있다. 이때, 상기 제1회전축(31)은 상기 레일(20)이 회전 운동을 하는 경우 회전 기준축의 역할을 한다. 즉, 상기 제1회전축(31) 및 상기 제2회전축(41)에 의해 고정된 상태에서 상기 레일(20)의 y축 방향의 길이는 A에 해당하게 된다. 상기 제1회전축(31) 또는 상기 제2회전축(41)이 고정된 수평이동요소 중 어느 하나가 x축 방향으로 이동하게 되는 경우, 제1회전축(31)을 기준축으로 하여 상기 레일(20)은 회전 운동을 하게 되며 제2회전축(41)는 상기 회전 운동에 대응하여 제2회전축(41)의 지점으로 이동하게 된다. 따라서, 처음 위치에서 상기 y축 방향의 길이인 A는 B로 축소되는 효과가 있다. 즉, 상기 y축 방향이 항공기의 방향이고, 상기 x축의 방향이 이송 대상물의 이동 방향이며, 상기 이송 대상물이 통과해야 하는 항공기의 구조물(예컨대, 항공기 본체 문(Door))의 간격이 상기 A보다 좁고 상기 B보다 긴 경우, 도 4에서 도시하는 바와 같이, 상기 레일(20)이 상기 제1회전축(31)을 기준축으로 회전하여 상기 y축 방향의 길이가 A에서 B로 축소되어 상기 항공기의 구조물을 통과할 수 있다. 아울러 본 발명의 레일(20)은 장전 시 헬파이어 미사일의 데이터 전송 컨넥터 자동연결을 위해 도 6과 같은 특수한 형태의 레일을 별도 구성하였다.(타 미사 일의 경우 유사 적합한 메커니즘 적용 가능) 레일의 신호전송 커넥터 연결 메커니즘을 간략히 설명하면,(도 6 참조) 1. 레일 내로 미사일 완전 장전 시까지 ①의 자세유지 2. 이후, ②->③과 같이 Data 전송 Connector 결합 여기서, 원활한 장전을 위해 상단부에 구름베어링을 적용하였다. 이상의 기초 메커니즘을 활용하여 구체적 미사일 이송 메커니즘을 구성했고, 운용개념을 도 7과 같다. 도 7은 본 발명에 따른 자세제어가 가능한 수평이송 장치의 구체적인 무장이송 메커니즘에 대한 구성도로서, 피팅(Fitting)의 수평 이동을 위해 두 개의 정밀제어가 가능한 두 개의 수평이동요소(30,40) 및 스텝 모터로 수평이동장치를 구성하였다. 상기 수평이동요소(30,40)는 수평으로 배치되고, 상기 제1회전축(31) 및 상기 제2회전축(41)에 의해 상기 레일(20)이 고정된다. 상기 제1수평이동요소(30)에 형성된 제1회전축(31)에 상기 가이드 홀(21)이 결합되고, 상기 제2수평이동요소(40)에 형성된 제2회전축(41)에 상기 라인부(도 4의 27)가 결합된다. 상기 제1 및 제2 수평이동요소(30,40)는 독립되어 제어가 가능하며, 두 개의 정밀제어가 가능한 선형 동작 모듈(Linear Motion Module) 및 스텝 모터(Step Motor)를 이용할 수 있다. 본 발명은 동일한 구성과 작용으로 기존 수송기 등의 고정익 항공기에도 그 적용이 가능하며, 이 경우 자유낙하로 발사하는 폭탄뿐 아니라 전방으로 발사가 필 요한 미사일 등의 이송 대상물도 항공기 내부 적재형으로 손쇱게 적용이 가능하다. 또한, 본 발명은 항공기 등의 무장뿐만 아니라, 이송 대상물이 좁은 폭의 문 등의 구조물을 통과해야 하는 상황에서 자동 이송이 필요한 모든 대상에 적용이 가능하다. 예컨대, 컨베이어 벨트를 설계함께 있어서 본 발명과 같은 구성과 작용에 의한 자동화 설계가 가능하다. 이 경우, 상기 제1 및 제2수평이동요소는 벨트나 체인 등을 이용하여 이송 대상물의 자세제어가 가능하다. 본 발명의 메커니즘의 이송 과정은 다음과 같다. 먼저, 상기 제1수평이동요소(30)는 정지된 상태에서, 상기 제2수평이동요소(40)를 x축 방향으로 움직여 이송 대상물인 미사일(70)의 자세를 (a)에서 (b)로 변환한다. 이에 의해, 상기 미사일(70)의 y축 방향은 항공기 구조물 사이 간격보다 짧아지게 된다. 그 다음, 상기 제1 및 제2수평이동요소(30,40)를 동시에 x축 방향으로 움직여 (b)에서 (c)로 위치이동을 시킨다. 이때, 상기 미사일(70)은 좁은 항공기 구조물(50) 사이를 통과하게 된다. 그 다음, 상기 제2수평이동요소(40)는 정지하고 상기 제1수평이동요소(30)만 x축 방향으로 움직여 상기 미사일(70)의 자세를 (c)에서 (d)로 변환시킨다. 여기서, 외부로 이송된 상기 미사일(70)의 방향은 다시 상기 항공기의 방향인 y축 방향과 나란해진다. 그 다음, 상기 제1 및 제2수평이동요소(30,40)를 x축 방향으로 동시에 움직 여 발사위치인 (e)위치로 이동시킨다. 그 다음, 상기 미사일(70)의 발사 후 상기 첫 단계 내지 넷째 단계의 역순으로 상기 레일(20)을 이동하여 다시 상기 (a)위치로 복귀시킨다. 위와 같은 메커니즘에 의해 이송 대상물인 상기 미사일(70)을 헬리콥터의 내부에서 좁은 헬리콥터의 구조물을 통과시켜 외부로 이송하여 발사할 수 있다. 또한, 본 발명에 따른 자세제어가 가능한 수평이송 장치는, 그 구조의 단순화를 위해 도 8과 도 9에서 도시하는 바와 같이, 상기 제1 및 제2수평이동요소(30,40)를 활용하여 날개의 소골(Wing Rib)간의 구조 하중을 지지하는 스파(Spar) 역할을 하도록 하여 구조를 단순화할 수 있다. 상기 메커니즘으로 도 8의 모델과 같이 길이가 긴 미사일을 좁은 구조물간 개구부(문) 사이로 여유있게 통과시킬 수 있다. 아울러, 구조의 단순화를 위해 도 9와 같이 사용되는 LM-모듈이 윙 립(Wing Rib)간의 구조 하중을 지지하는 스파(Spar) 역할을 하도록 설계하였다. 개념설계에 활용한 리니어 모션 모듈(Linear Motion Module)의 크기 제원은 다음 그림의 MKK 모델(Hansol LM System사로 제품)을 적용하였으며, 아래에 기술된 주요 제품제원에서 확인할 수 있듯 충분한 지지능력, 빠른 이송속도, 단순한 구조 등의 많은 장점으로 이러한 형태의 동적 구성품 적용이 충분히 가능함을 확인할 수 있다(도 10 참조). - 길이 : 12m까지 가능, - 단면 폭×너비 : 65mm×85mm - 하중 및 모멘트 : 하중 C 48,700N까지, 길이방향 모멘트 ML 2,900 Nm까지, 비틀림 모멘트 Mt 1,040 Nm까지 - 정정격 하중 : 1,000 kg 까지 - 속도 : 10 m/s 까지 - 정밀도 : 반복 정밀도 0.005mm까지, 위치 결정 정밀도 0.01mm까지 아울러 상기 메커니즘의 효율적 활용을 위해서는 항공기 Cabin내 가용 공간에 미사일을 적재하고 자동으로 장전할 수 있도록 하는 추가적인 메커니즘의 구성이 필요하다. 이에, 도 11과 같은 개념의 자동장전장치 메커니즘을 발명하였다. 본 메커니즘은 캐빈(Cabin)을 횡으로 지나는 날개 구조물의 뒤에 미사일 적재 및 상/하 이동 및 제어 메커니즘을 지닌 미사일 적재 박스를 설계하고, 초기 장전 위치에 Rail이 위치한 상태에서, 뒤에서 앞으로 수평이동을 시키는 밀기(Push) 메커니즘을 추가하여 구성하였다. 상기 밀기(Pushing) 메커니즘 역시 볼 스크류(Ball Screw)를 활용하여 설계하였다(도 12 참조). 이상과 같은 메커니즘을 종합하여 도 13에서 도시하는 바와 같은 개념설계를 완료하였다. 아울러 신규 개념 적용 시 효과 비교/분석을 위하여 기존 개념을 적용한 비교대상의 모델링을 도 14에서 도시하는 바와 같이 수행하였다. 기존개념은 날개(Wing) 하부에 미사일 발사대(Missile Launcher)를 장착하는 방식으로 최소한의 지상고(Ground Clearance) 확보를 위해 신규고안 개념 적용모델 대비 날개(Wing)를 높게 위치시켰다. 실제 상기와 같은 형태로 동체 중간높이 이상으로 날개 장착 시 하중지지를 위해 추가적 구조보강이 불가피하나 신규고안 개념적용 모델의 보수적 비교를 위해 본 모델에서는 이러한 동체 구조보강을 배제하였다. 따라서 이번 연구에서 비교대상에 대한 중량 예측시 미사일 및 날개, 발사대(Launcher) 등에 추가되는 중량만 반영되고, 동체 구조보강은 고려되지 않았기에 실제 전기체 중량은 많이 증가할 것으로 예상된다. 다음은, 본 발명의 무장장착 개념 적용 시 발생되는 효과에 대해 설명한다. 1. 개요 회전익 항공기의 공력성능은 각 비행형태별 총 요구마력[HP]으로 확인 가능하며 아래와 같은 주요 요구마력의 합으로 구성된다. 총 요구마력 [HP]=[HP Induced Power]+[HP Profile Power]+[HP Parasite Power] - Induced Power : The power required to produce the lifting thrust - Profile Power : The power required to overcome rotor torque - Parasite Power : The power required to overcome fuselage drag 본 발명의 한 개 주로터 및 꼬리로터를 갖는 헬리콥터에 대한 헬리콥터 요구마력은 주로터 요구마력, 꼬리로터 요구마력 및 트랜스미션 손실의 합으로 이루어 진다. 꼬리로터 요구마력은 60kts 이하에 대하여는 다음과 같은 요구마력 관계식을 이용하여 계산하게 되며, 그 이상의 속도에 대하여는 일반적으로 주로터 요구마력의 10%를 적용한다. (1) FORWARD FLIGHT 전진비행 시 총 요구 Power는 전술한 것과 같이 Main rotor induced drag, Main rotor profile drag 및 Fuselage parasite drag를 극복하는데 필요한 Induced Power, Profile Power 및 Parasite Power의 합으로써 나타나지만, 본 발명에서는 전진비행 시 요구 Power 중 Parasite Power의 축소에 중점을 두고자 한다. Parasite Drag를 D P 라 할 때, 아래의 관계식이 성립된다.
다음은 전진비행 시 몇 가지 항공기(헬리콥터 4종 및 고정익 1종)에 대한 Flat plate area 값을 나타내는 표이다.
상기 표 2에서, 일반적으로 헬리콥터는 고정익 항공기에 비해 Flat Plate Area가 매우 큼을 알 수 있으며 아울러 유사한 체급의 SH-3에 비해 AH-64 공격헬리콥터의 Flat Plate Area가 더 크다는(약 1.5배) 점에서 외부장착물 (무장)이 유발하는 Drag가 전방항력에 미치는 영향이 매우 클 수 있다고 유추해 볼 수 있다. 도 15는 3엽 Rectangular Blade를 지닌 20,000lb 헬리콥터의 전진속도에 대한 각 요구 Power 요소간의 관계를 보여주는 그림으로 일반적 경향을 잘 보여주는 그림이다. 도 15에서 보면 알 수 있듯 전진속도가 커질수록 동체에서 발생하는 항력 (Parasite Drag) 때문에 요구되는 Parasite Power가 급격히 높아짐을 알 수 있다. 이는 동체 및 외부장착물의 전방항력을 줄여준다면 고속 전진비행 시 요구 동력을 줄여 높은 연비 및 빠른 속도 등의 이득을 얻을 수 있음을 알 수 있다. 2. 신규 무장장착 개념 vs 기존개념의 효과 비교분석 적용 방법/절차 본 발명에서 새롭게 제시된 개념을 적용할 경우, 한쪽 무장장착 날개에 1발의 미사일만을 장착하고 비행함에 따라 기존 방식처럼 운용 미사일 모두를 외부에 장착하고 비행하는 항공기에 비해 Parasite Drag는 획기적으로 줄어들 것으로 예상됨에 따라 그 차이를 수치로 확인할 수 있도록 하기 위해 정량적 비교를 추가로 수행하였다. 이에 현 국내 개발중인 KUH 항공기의 공력성능 Data 및 관련 분석도구를 활용하여 신규개념을 적용한 항공기와 기존개념의 항공기를 비교하여 그 효과를 정량적으로 분석하였다. 이를 위하여 다음과 같은 과정을 거쳐 분석을 진행하였다. i) 신규 개념을 구체화하여 개념설계 수준의 모델링(Modeling)을 CATIA S/W를 활용하여 수행함. 이때 기 확보된 헬파이어 미사일(Hellfire Missile)의 제원을 활용하여 실물의 외형과 최대한 근접하게 모델링(Modeling) ii) 비교를 위하여 기존 개념의 Modeling을 추가로 수행함 iii) 공력해석 S/W를 활용하여 Flat Plate Drag Area를 산출 iv) 설계된 모델 각 구성품의 설계중량을 측정하여(CATIA) 중량 DB 구성 v) 상기 공력해석결과와 중량예측 값을 입력 값으로 항공기 성능해석 S/W를 활용하여 주요 Point Performance 비교/분석 수행 3. 공력해석 (1) 사용된 CFD S/W 신규 개념 및 기존 개념의 효과 비교를 위한 동체/장착물 공력해석에 사용된 전산유체해석 프로그램은 1998년 일본 CRADLE 社에 의해 개발된 Unstructured mesh 기반의 CFD 프로그램인 SC/Tetra 이다. SC/Tetra는 Node base의 FVM 기법을 채택하고 최신 수치해석 알고리즘으로 구성되어 있다. 본 CFD S/W는 KUH 개발사업에 적용하고 있는 S/W로써, 도 16과 같은 동체모델의 풍동시험결과 활용/검증을 거쳐 유효/적절성이 확인된 S/W이다. (2) CFD 해석조건 CFD 해석에 사용된 Solver 및 주요 해석조건은 다음과 같다. * CFD Analysis S/W : SC/TETRA - Unstructured Grid (Tetra Grid, with Prism Layer) - Incompressible Navier-Stock solver - MP ke Turbulence model - Scale : 1/1 * CFD Analysis Information - Element Number : New Concept Case (2 Missile) - about 8 Million Old Concept case (16 Missile) - about 13 Million - V∞ = 72 m/s(140 knot), AoA= 0° - Convergence : 10-4 * CFD Analysis Results - Drag, Cp 격자는 비정렬 격자로 구성하였다. 사용된 격자수는 약 8백만～13백만 개이며, y+값은 10 이하이다. 도 17 및 도 18에 동체 해석을 위한 계산영역의 크기와 동체 주변의 격자분포를 나타내었다. (3) CFD 해석결과 도 19는 본 발명의 메커니즘 적용모델 전방 항력분포를 나타낸 도면이고, 도 20은 본 발명의 메커니즘 적용모델 공력해석 결과를 나타낸 도면이다. Fuselage : X.XXX m 2 Wing(2EA) : 0.197 m 2 무장장착 Rail ①~② : 0.0072, 0.0073 m 2 Missile ①~② : 0.0090, 0.0090 m 2 => Total : Fuselage + (Wing+ 무장장착 Rail + Missile)= x.xxx + 0.023 m 2 도 21은 기존개념 비교대상 모델 전방 항력분포를 나타낸 도면이고, 도 22는 기존개념 비교대상 모델 공력해석 결과를 나타낸 도면이다. 기존개념 비교대상 모델 전방 항력분포 및 공력해석 결과는 다음과 같다. Fuselage : X.XXX m 2 Wing(2EA) : 0.327 m 2 무장 Pylon ①~④ : 0.1293, 0.1352, 0.1348, 0.1295 m 2 Missile ①~④ : 0.0521, 0.0563, 0.0556, 0.0539 m 2 => Total : Fuselage + (Wing+ 무장 Pylon + Missile)= x.xxx + 1.074 m 2 4. 중량/MOI 분석 (1) 본 발명의 개념 모델 Breakdown 및 중량/CG/MOI 측정 도 23은 본 발명에 의한 미사일, 날개 스킨(Skin), 푸셔(Pusher)의 모델 인덱스를 나타낸 도면이고, 도 24는 푸셔 디테일(Pusher Detail)의 모델 인덱스를 나타낸 도면이고, 도 25는 날개 리브(Rib)의 모델 인덱스를 나타낸 도면이고, 도 26은 LM 모듈, 스텝 모터의 모델 인덱스를 나타낸 도면이고, 도 27은 트랙(Track), 피팅(Fitting) 디테일을 나타낸 도면이다. 아래 표 3은 추가 구성품 중량/CG/MOI 측정결과를 나타낸 것이다.
아래 표 4는 본 발명의 메커니즘 적용모델 중량/CG/MOI 분석결과를 나타낸 것이다.
(2) 기존 개념 모델 Breakdown 및 중량/CG/MOI 측정 도 28 내지 도 34는 기존 개념 모델의 블랙다운(Breakdown) 및 인덱스(Index)를 나타낸 것으로, 도 28은 미사일, 발사대, 날개 스킨의 모델 인덱스 1을 나타낸 도면이고, 도 29는 날개 리브(Rib)의 모델 인덱스 1을 나타낸 도면이고, 도 30은 미사일, 날개 스킨, 푸셔의 모델 인덱스 2를 나타낸 도면이고, 도 31은 푸셔 디테일의 모델 인덱스 2를 나타낸 도면이고, 도 32는 날개 리브의 모델 인덱스 2를 나타낸 도면이고, 도 33은 LM 모듈, 스텝 모터의 모델 인덱스 2를 나타낸 도면이고, 도 34는 트랙, 피팅 디테일의 모델 인덱스 2를 나타낸 도면이다. 아래 표 5는 기존 개념의 적용시 추가 구성품별 중량/CG/MOI 측정결과를 나타낸 것이다.
아래 표 6은 기존개념 적용모델의 중량/CG/MOI 분석결과를 나타낸 것이다.
5. 주요 Point Performance 예측 결과 도 30은 본 발명의 개념과 기존 개념의 주요 성능을 비교한 결과이다. Old Concept은 기존개념 적용모델을, New Concept은 신규고안 개념 적용모델을 의미한다. Sea Level, 표준대기(ISA)를 기준으로 하였다. 본 성능은 KUH에서 사용되는 성능예측 S/W 및 KUH의 동력성능을 활용하여 산출되었다. 상기 해석결과를 살펴보면, 신규개념을 적용할 경우 추가메커니즘 구성에 대한 보수적 예측으로 중량 일부 증가분이 반영되어 수직성능(VROC, HOGE)등은 신규고안 개념이 약간 낮은 성능을 나타내지만, 전진속도 및 Range, Endurance는 신규개념이 상당히 높은 수치를 나타내고 있다. (최고속도 약 x kts 차이) 본 해석결과의 수치들은 개발중인 군용항공기의 특성치로서 보안관계상 "xxx"로 처리 하였다. 상술한 바와 같이, 본 발명은 무장형 헬리콥터의 사례분석을 통해 확인된 단점극복을 목적으로 기존에 시도되지 않았던 새로운 개념의 메커니즘을 개발하여 구체화하고, 해석적 기법으로 그 효과를 예측하였다. 기존 무장형 헬리콥터의 무장장착 개념은, 무장 장착을 위해서 항공기의 비행성능 및 기동성 등 많은 부분에서 손실을 감수해야만 하는 구조였다. 일부 선진국을 제외하고는 고가의 공격전용헬기 획득/운용이 어려워 무장형 헬기에 대한 관심들을 보이고 있으나, 이러한 손실은 무장형 헬리콥터의 여러 장점(다목적 활용, 저렴한 획득비용 등)에도 불구하고 각국 의사결정권자의 획득추진을 주저하게 하는 심각한 요인이 되어왔다. 상기 단점을 극복하기 위해 신규고안 개념을 전술한 바와 같이 구성/구체화 하여 그 효과를 확인하였고, 그 결과 높은 비행성능 개선을 확인할 수 있었다. 특히, 전진비행성능에 많은 개선이 이루어짐에 따라 기존 기동형 헬리콥터와 편조운용에 문제가 없음도 확인할 수 있었다. 본 발명의 정확도를 높이기 위해 주요 개념을 구체화하여 개념설계를 수행 하였으며, 그 결과물의 중량측정 및 통합을 통해 설계수준의 적절성도 부차적으로 확인할 수 있었다. 본 발명의 개념을 적용할 경우 다수 중량물(무장)의 로터 중심축 근처 이동으로 상당한 조종성 개선효과도 기대되어 향후 추가적인 확인이 필요할 것으로 생각된다. 물론 실용화까지는 아직 여러 단계가 남아있지만 본 연구결과 도출된 개념을 바탕으로 구체화/실용화를 추진한다면 추후 무장/공격헬리콥터 관련 차별화된 경쟁력을 확보하는데 일조할 수 있을 것이라 판단된다. 본 발명은 동일한 개념으로 기존 수송기 등의 고정익 항공기에도 적용이 가능하며, 이 경우 자유낙하로 발사하는 폭탄 뿐만 아니라 전방으로 발사가 필요한 미사일 종류도 항공기 내부 적재형으로 손쉽게 적용이 가능하다. 또한, 본 발명의 무장이송 메커니즘은 무장 뿐만 아니라 유사한 상황에서(좁은 폭의 문을 통과해야 하는) 자동 이송이 필요한 모든 대상에 적용이 가능하다. 예를 들어, 컨베이어 벨트를 설계함에 있어 상기와 같은 개념(두 이송축을 별도 제어함으로 자세 변경을 가능하게 하는) 적용으로 자동화 설계가 가능하다. 이 경우 리니어 가이드(Linear Guide)의 적용이 아닌 벨트/체인 등을 두 부분으로 나눠 별도 제어를 통해 자세 제어가 가능하다. 이상에서 설명한 본 발명의 바람직한 실시예들은 기술적 과제를 해결하기 위해 개시된 것으로, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자(당업자)라면 본 발명의 사상과 범위 안에서 다양한 수정, 변경, 부가 등이 가능할 것이며, 이러한 수정, 변경 등은 이하의 특허청구범위에 속하는 것으로 보아야 할 것이다.
본 발명은 군용 회전익 항공기 개량개발 사업에 적용이 가능하며, 군용 공격용 고정익 항공기 신규개발시 무장 또는 각종 외부 돌출장비의 인입 설계에 적용이 가능하다. 또한, 이송 대상물의 길이가 통과해야 하는 공간에 비해 클 경우 적용하여 이송시 장애요인 제거가 가능하다. 또한, 무장이송 메커니즘의 타 산업분야에 광범위한 적용이 가능하다. 또한, 기존 인원/물자 수송을 위한 군용헬기 보유국에서 해당 헬기에 무장장착을 통한 공격능력 확보를 추진할 경우, 본 발명의 적용을 통해 탁월한 공격성능 및 기동성능 확보로 국제 시장경쟁력 확보가 가능하다.
도 1a는 종래 기술에 따른 헬리콥터의 외부에 무장을 장착한 실제사진 도 1b는 내부 주 구조물을 여러 개의 박스형 프레임이 연결된 구조를 나타낸 도면 도 2는 종래 기술에 따른 IRAMS(Integrated Retractable Aircraft Munition System)의 구성도 도 3은 종래의 무장/공격헬기용 4발 장착 헬파이어(Hellfire) 미사일 발사대(Launcher)에 대한 개략설명도 도 4는 본 발명에 따른 자세제어가 가능한 수평이송 장치의 레일의 구성도 도 5는 본 발명에 따른 자세제어가 가능한 수평이송 장치의 작동 메커니즘에 대한 설명도 도 6은 레일의 구체적인 작동구조를 나타내는 구성도 도 7은 본 발명에 따른 자세제어가 가능한 수평이송 장치의 구체적인 구성 및 이송 과정에 대한 구성도 도 8과 도 9는 본 발명에 따른 자세제어가 가능한 수평이송 장치의 구조를 단순화한 구성도 도 10은 MKK모델에 대한 구성도 도 11은 자동장전 메커니즘의 개략도 도 12는 밀기(Pushing) 메커니즘에 대한 구성도 도 13은 본 발명에 관한 메커니즘이 적용된 개념 설계도 도 14는 본 발명에 관한 메커니즘을 기존 헬리콥터에 적용한 구성도 도 15는 헬리콥터의 전진속도에 대한 각 요구 파워(Power) 요소간의 관계를 보여주는 그림 도 16은 KUH 동체 풍동시험 모델의 사진 도 17은 기존 개념의 비교대상 모델 격자생성결과를 나타낸 그림 도 18은 본 발명의 메커니즘 적용 모델 격자생성결과를 나타낸 그림 도 19는 본 발명의 메커니즘 적용모델 전방 항력분포를 나타낸 도면 도 20은 본 발명의 메커니즘 적용모델 공력해석 결과를 나타낸 도면 도 21은 기존개념 비교대상 모델 전방 항력분포를 나타낸 도면 도 22는 기존개념 비교대상 모델 공력해석 결과를 나타낸 도면 도 23 내지 도 27은 본 발명의 모델 블랙다운(Breakdown) 및 인덱스(Index)를 나타낸 것으로, 도 23은 미사일, 날개 스킨(Skin), 푸셔(Pusher)의 모델 인덱스를 나타낸 도면이고, 도 24는 푸셔 디테일(Pusher Detail)의 모델 인덱스를 나타낸 도면이고, 도 25는 날개 리브(Rib)의 모델 인덱스를 나타낸 도면이고, 도 26은 LM 모듈, 스텝 모터의 모델 인덱스를 나타낸 도면이고, 도 27은 트랙(Track), 피팅(Fitting) 디테일을 나타낸 도면이다. 도 28 및 도 29는 기존 개념 모델의 블랙다운(Breakdown) 및 인덱스(Index)를 나타낸 것으로, 도 28은 미사일, 발사대, 날개 스킨의 모델 인덱스를 나타낸 도면이고, 도 29는 날개 리브(Rib)의 모델 인덱스를 나타낸 도면이다. 도 30은 본 발명의 개념과 기존 개념의 주요 성능을 비교한 결과이다. [ 도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명 ] 10 : IRAMS 11 : HURL 12 : SUL 13 : Hellfire Rail 20 : 레일 21 : 가이드 홀 23 : 가이드부 27 : 라인부 30 : 제1수평이동요소 31 : 제1회전축 40 : 제2수평이동요소 41 : 제2회전축 50 : 항공기 구조물(Door) 70 : 미사일(이송 대상물) |
