한 국 산 업 규 격 KS

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문숙 성
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SPS-KSA095-W549-570 SPSPSPSP PSPSPSP SPSPSP PSPSP SPSP PSP SP 항공기 착륙 완충

1 SPS-KSA095-W SPSPSPSP PSPSPSP SPSPSP PSPSP SPSP PSP SP 항공기 착륙 완충 장치의 충격 시험 방법 SPS-KSA095-W 한국표준협회 04년 월 일 제정

2 머 리 말 이 표준은 산업표준화법을 근거로 해서 제정한 단체표준이다. 이 표준은 KSW549 를 단체표준으로 전환하여 제정한 단체표준이다. 이 표준은 저작권법에서 보호대상이 되고 있는 저작물이다.

3 한국표준협회 단체표준 SPS-KSA095-W 항공기 착륙 완충 장치의 충격 시험 방법 Tests, impact, shock absorber landing gear, aircraft. 적용 범위 이 규격은 항공기용 완충 장치를 포함하는 착륙 장치의 조립품에 대하여 실시하는 착륙 충 격 시험의 정의, 시험의 계측 및 시험 성과 보고서 등에 필요한 데이터에 대하여 규정한다. 이 규격은 착륙 완충 장치의 충격 시험 절차의 표준화와 함께 착륙 장치 및 유압 스프링에 규정된 요구 사항에 의한 설계를 평가하기에 필요한 충분한 데이터를 얻기 위한 것이다. 비 고 이 규격 중 { }를 붙여 표시한 단위 및 수치는 종래의 단위계에 따른 것으로서 참고로 병기한 것이다. 참 고 이 규격의 내용은 MIL-T-605 C( )에 상당하는 것이다.. 인용 규격 이 규격의 관련 규격을 다음에 나타낸다. 이 규격을 사용할 때는 최신판에 따른다. 시 방 서 Military MIL-L-855 Landing Gear, Aircraft Shock Absorber(Air-Oil Type) 착륙 장치 MIL-S-8698 (KS W 065) 헬리콥터의 구조 설계에 대한 요구 MIL-A-8860 비행기의 강도 및 강성 통칙 MIL-A-886 (KS W 068) 비행기의 강도 및 강성, 착륙 및 지상 취급 하중 MIL-A-8868 Airplane Strength and Rigidity, Data and Reports MIL-S-8959 Spring, Hydraulic, General Specification for 유압 스프링 규 격 Military MIL-STD-8 Test Reports, Preparation of KS W 065 헬리콥터의 구조 설계에 대한 요구 KS W 068 비행기의 강도 및 강성, 착륙 및 지상 취급 하중. 시험 요구. 시험 방법 자유 낙하 방식에 의한 충격 시험을 할 경우에는 착륙 완충 장치의 시험 때에 발생하는 스핀업 항력의 효과를 시뮬레이트시키기 위하여 바퀴를 역회전시킬 필요가 있다. 그 이외의 충격 시험 방법(보기를 들면 회전빔, 접지면을 기울이는 것 등)에 따른 경우에는 발주자의 승 인을 받아야 한다.. 일 반 기체 제조자는 공시품을 공급하고, 여기에서 규정한 시험 또는 계약서 혹은 계약서의 부수 문 서에 따른 시험을 알선해야 한다.

이 규격은 착륙 완충 장치의 충격 시험 절차의 표준화와 함께 착륙 장치 및 유압 스프링에 규정된 요구 사항에 의한 설계를 평가하기에 필요한 충분한 데이터를 얻기 위한 것이다. 비 고 이 규격 중 { }를 붙여 표시한 단위 및 수치는 종래의 단위계에 따른 것으로서 참고로 병기한 것이다. 참 고 이 규격의 내용은 MIL-T-605 C(977

4 . 시 험 다음 시험은 완충 장치, 차륜, 타이어, 브레이크(또는 브레이크의 회전 및 직선 운동의 관성력 을 시뮬레이트한 것)를 포함한 완전한 착륙 장치 어셈블리 및 기타 부품도 비행기에 사용된 것과 같은 상 태에서 실시되어야 한다. 시험 개시 후는 실을 제외한 완충 장치의 부품을 교환해서는 안 된다. 실의 파손을 낙하 시험의 재실시 의 이유로 돌려서는 안 된다. 그러나, 이와 같은 파손이 빈번히 일어 나는 것도 아니고, 또 설계상에 결함 이 있지 않은 것을 조사 확인하여야 한다... 설계 착륙 시험 미터링 특성 및 착지 능력을 확인하기 위하여 표 에 나타낸 시험 조건하에서 각 각 최소 회의 낙하 시험을 하여야 한다.... 무 게 표 에 나타낸 무게는 MIL-A-8860(KS W 066)의 6. 또는 MIL-S-8698(KS W 065)의.의 규정에서 구한다.... 자 세 표 에 나타낸 자세는 MIL-A-886(KS W 068)의 측정에서 구한다. 주각( 主脚 )의 시험 (전륜식 항공기)에서는 수평 착륙 상태에서 전륜 타이어가 접지 직전의 점 착륙 자세를 사용한다. 전륜식 항공기의 전각( 前脚 )의 시험에 관해서는 수평 착륙 상태에서 점 착륙 자세를 사용한다. 꼬리내 림 상태는 전각에는 요구하지 않는다.... 접지시의 차륜 속도 차륜은 접지시에 반대 방향으로 회전하여야 한다. 표 에 나타낸 V SL 의 값은 MIL-A-8860(KS W 066)의 6.의 정의에 따르고, MIL-S-8698(KS W 065)의.의 요구에 의해서, 설계 중량으로 자전 착륙시의 V L 값을 따른다. 차륜 회전수를 결정할 경우의 타이어 반지름은 타이어 성능 시방서에서 얻은 치수 및 허용 공차에서 계 산된 타이어가 찌그러지지 않았을 때의 평균 반지름값을 사용하여야 한다....4 장비품의 상태 표 에 나타낸 플랫 스트래트 시험을 제외한 타이어 봉입압 및 완충 지주의 사용 압은 항공기의 설계 최대 무게로 운용할 경우의 권장 순서에 따라야 한다. 완충 지주의 유량은 설계 권장값이어야 한다. 플랫 스트래트 시험시의 봉입압은 완충 지주 신장 상태에서 대기압으로 하고, 운용시와 마찬가지로 밸브 로 플러그하는 것으로 한다... 각종 조건 착륙 시험 설계 착륙 시험(..) 완료 후, 표 에 나타낸 각종 조건 착륙 시험을 실시하 여야 한다. 이 시험에 따른 영구 변형 또는 기능 장해를 일으키지 않아야 한다.... 무 게 표 에서 요구된 무게는 MIL-A-8860(KS W 066)의 6. 또는 MIL-S-8698(KS W 065) 의.의 정의에 따라야 한다.... 자세 및 차륜 접지 속도... 및...에 나타낸 수평 자세 상태의 설명을 참조한다.

... 무 게 표 에 나타낸 무게는 MIL-A-8860(KS W 066)의 6. 또는 MIL-S-8698(KS W 065)의.의 규정에서 구한다.... 자 세 표 에 나타낸 자세는 MIL-A-886(KS W 068)의 측정에서 구한다. 주각( 主脚 )의 시험 (전륜식 항공기)에서는 수평 착륙 상태에서 전륜 타이어가 접지 직전의 점 착륙 자세를 사용한다.

5 ... 장비품의 상태 표 에 나타낸 시험에 있어서 타이어 봉입압은 항공기의 설계 최대 무게로의 운 용에 권장된 것에 의한다. 표 에 나타낸 최초 회(낙하 번호 및 )의 낙하 시험시의 완충 지주 내압의 변경은 MIL-A- 886(KS W 068)의.에 요구된 완충 장치의 능력을 평가 확인할 수 있도록 설계한다. 표 에 나타낸 최후 회(낙하 번호 5 및 6)의 낙하 시험은 MIL-L-855의.의 요구를 확인하기 위한 것이다....4 완충 장치의 격납 완충 지주 중심선의 하단이 수평에서 0 이상 위로 기울어진 상태에서 통상 격납되거나 또는 온 신장 상태 이외에서 격납되는 것은 표 의 낙하 번호, 및 의 시험을 다음 방법에 따라 실시하여야 한다. a) 완충 지주를 그 중심선이 수평선에 대해서 인입 자세가 되도록 또는 통상의 격납 신장 위치가 되도록 유지한다. b) 완충 지주를 신장 착륙 자세로 하고, 그 자세에서 0±0초간 유지한다. c) 규정된 낙하 시험을 실시한다. 비 고 인입 자세라도 완충 지주의 다이나믹ㆍ체임버의 퍼징이 증명된 경우, 인입 자세의 유지는 생략 하여도 좋다... 항공기 무게 중량 시험..의 표 의 각종 조건 착륙 시험 완료 후, 표 에 나타낸 착륙 시험을 동일 착륙 장치에 따라 실시하여야 한다. 이 시험에 따른 기능 장해를 발생해서는 안 된다.... 무 게 표 에 나타낸 최소 비행 무게 및 육상기 설계 착륙 무게는 MIL-A-8860(KS W 066)의 6. 및 MIL-S-8698(KS W 065)의.의 정의에 따른다.... 장비품의 상태 표 에 나타낸 등가 에너지 시험에 있어서는 타이어 및 완충 지주의 봉입압은 설 계 최대 무게 이하의 범위에서는 적어도 % 정격값으로 하여야 한다. 시험 무게가 설계 최대 무게를 초과할 경우에는 타이어 및 완충 지주의 봉입압은 그 장비품의 취급 설 명서에 지시된 방법에 따라 조정하여야 한다. 따로 봉입을 요하는 다단실 착륙 장치에 있어서는 설계 부문과의 조정이 필요하나, 통상은 정상 착륙시 에 영향을 주는 체임버(chamber)만을 실시하면 좋다.... 운용 평가 시험에 있어서 타이어 봉입압은 설계 최대 무게시에서의 % 권장값으로 하여야 한다. 완충 지주의 운용 내압은 지상 정지 위치의 내압이 7. MPa{76 kgf/cm }( 500 psi)이든가 또는 설계 수직 반력에 달할 때의 압력의 어느 쪽이든 작은 쪽의 압력까지 정격값의 50 % 이하의 중량 간격으로 증가하여 야 한다. 또한, MIL-L-855의.에 규정한 7. MPa{76 kgf/cm }( 500 psi) 제한압에 대한 이반( 離反 )이 승인될 경우에는 상술한 한계값은 그 승인값까지 확대한다....4 자세 및 차륜 접지 속도... 및...에 따른다. 4

a) 완충 지주를 그 중심선이 수평선에 대해서 인입 자세가 되도록 또는 통상의 격납 신장 위치가 되도록 유지한다. b) 완충 지주를 신장 착륙 자세로 하고, 그 자세에서 0±0초간 유지한다. c) 규정된 낙하 시험을 실시한다. 비 고 인입 자세라도 완충 지주의 다이나믹ㆍ체임버의 퍼징이 증명된 경우, 인입 자세의 유지는 생략 하여도 좋다.

6 ...5 설계 수직 반력 설계 수직 반력은 육상기 착륙 무게, 수평 자세 및 설계 강하율 또는 기본 설계 총 무게하에서 낙하시의 차륜에 작용하는 하중에 대하여 규정한다...4 여유 에너지 시험..,.. 및..에 나타낸 시험의 완료 후 동일 착륙 장치에 의하여 표 4에 나타낸 시험을 실시한 것으로 한다...4. 무 게 여유 에너지 시험은 모두 MIL-A-8860(KS W 066)의 6. 또는 MIL-S-8698(KS W 065) 의.에 규정한 육상기 설계 착륙 무게에 따라 실시한 것으로 한다...4. 자세 및 차륜 속도... 및...에 따른다...4. 장비품의 상태 타이어 및 완충 장치 봉입압은 설계 최대 무게시의 압력이어야 한다. 표 설계 착륙 시험 기 종 낙하 번호 무게 상태 강 하 율 Vv (m/s(f/s))) 자 세 차륜 접지 속도 최대 수직 반력 (G) 육상기 실제.96 수 평. V SL 착륙 무게 (.0) 꼬리내림.0 V SL 훈 련 기 설계 최대.59 수 평. V SL 4 착륙 무게 (8.5) 5 꼬리내림.0 V SL 육상기 설계.05 수 평. V SL 착륙 무게 (0.0) 꼬리내림.0 V SL 기 타 설계 최대.8 수 평. V SL 4 착륙 무게 (6.0) 5 꼬리내림.0 V SL.0 V SL 수 평 기초 설계 V SL 총 무게 (8.0) 꼬리내림.0 V SL 4 (머리내림) 0.0 V SL 헬리콥터 5 수 평.0 V SL 6 설계 최대.8 7 총 무게 (6.0) 꼬리내림 (머리내림) 0.0 V SL 주 기체 제조자에 따라 제시된 값 플랫 스트래트 낙하 시험 5

표 설계 착륙 시험 기 종 낙하 번호 무게 상태 강 하 율 Vv (m/s(f/s))) 자 세 차륜 접지 속도 최대 수직 반력 (G) 육상기 실제.96 수 평. V SL 착륙 무게 (.0) 꼬리내림.0 V SL 훈 련 기 설계 최대.59 수 평. V SL 4 착륙 무게 (8.5) 5 꼬리내림.0 V SL 육상기 설계.05 수 평.

7 기 종 훈 련 기 기 타 헬리콥터 표 각종 조건 착륙 시험 낙하 강 하 율 완충 지주 봉입압 무게 상태 자 세 차륜 속도 번호 Vv (m/s(f/s))) (정격값에 대한 %) 90 0 유 량 비 고 (권장값에 대한%) 앞의 낙하 4 육상기 설계.96 후 5분 이 수 평. V SL 착륙 무게 (.6) 내에 실시 5 권장값에서 올레오 스트로크 앞의 낙하 6.7 mm (/ in) 후 5분 이 상당량을 뺀 값 내에 실시 90 0 앞의 낙하 4 육상기 설계.05 후 5분 이 수 평. V SL 착륙 무게 (0.0) 내에 실시 5 권장값에서 올레오 스트로크 앞의 낙하 6.7 mm (/ in) 후 5분 이 상당량을 뺀 값 내에 실시 90 0 앞의 낙하 4 기초 설계.44 후 5분 이 수 평.0 V SL 총 무게 (8.0) 내에 실시 5 권장값에서 올레오 스트로크 앞의 낙하 6.7 mm (/ in) 후 5분 이 상당량을 뺀 값 내에 실시 주 오리피스 위치에서 유면까지의 높이가 최소한 피스톤 지름의 5 %와 같든가 또는 7 mm (5 in) 이상 에서는 이것의 낙하 시험은 생략하여도 좋다. 또 공기와 기름이 물리적으로 격리되어 있는 것(보기 를 들면 전도형 완충 지주 등)도 생략해도 좋다. 이 시험은 MIL-L-855에 따라서 설계된 완충 장 치에만 적용한다. 6

0) 내에 실시 5 권장값에서 올레오 스트로크 앞의 낙하 6.7 mm (/ in) 후 5분 이 상당량을 뺀 값 내에 실시 90 0 앞의 낙하 4 기초 설계.44 후 5분 이 수 평.0 V SL 총 무게 (8.0) 내에 실시 5 권장값에서 올레오 스트로크 앞의 낙하 6.7 mm (/ in) 후 5분 이 상당량을 뺀 값 내에 실시 주 오리피스 위치에서 유면까지의 높이가 최소한 피스톤 지름의 5 %와 같든가 또는 7 mm (5 in) 이상 에서는 이것의 낙하 시험은 생략하여도 좋다.

8 표 착륙 시험 기 종 낙하 무게 상태 강 하 율 자 세 착륙 속도 완충 지주 봉입압 유 량 비 고 번호 Vv (m/s(f/s))) (정격값에 대한 %) (권장값에 대한%) 0.75 육상기 설계 착륙 무게.74 육상기 설계 착륙 무게 훈 련 기.97 육상기 설계 착륙 무게 4 최소 비행 무게 5 최소 비행 무게 0.85 육상기 설계 착륙 무게.46 육상기 설계 착륙 무게 기 타.500 육상기 설계 착륙 무게 4 최소 비행 무게 5 최소 비행 무게 0.87 기초 설계 총 무게.0 기초 설계 총 무게.50 기초 헬리콥터 설계 총 무게 (5).66 ().5 ().96 ().96 ().5 ().74 (9).49 (8.65).05 (0).05 (0).68 (8.8). (7).98 (6.5) 등가 에너지 시험...에 따른다. 수 평. V SL 운용 평가 시험...에 따른다. 등가 에너지 시험...에 따른다. 수 평. V SL 운용 평가 시험...에 따른다. 총 무게 상태로 조정 등가 에너지 시험 ( % 최소) 수 평.0 V SL 총 무게 상태로 조정 최소 무게 운용 평가 시험 6 (8) 설계 수직 지면 반력에 달할 때까지 계속한다. 주 설계 수직 반력 또는 최대 운용 상태로 될 때까지 완충 지주의 봉입압을 증가시킨다. 7

50 기초 헬리콥터 설계 총 무게 4 4.57 (5).66 ().5 ().96 ().96 ().5 ().74 (9).49 (8.65).05 (0).05 (0).68 (8.8). (7).98 (6.5) 등가 에너지 시험...에 따른다.

9 표 4 여유 에너지 시험 기 종 낙하 무게 상태 강 하 율 자 세 착륙 속도 완충 지주 봉입압 유 량 비 고 번호 Vv (m/s(f/s))) (정격값에 대한 %) (권장값에 대한%) 4. (.5) 기능 장해를 발생 훈 련 기 육상기 설계 착륙 무게 4.4 (4.5) 수 평. V SL 시키지 않을 것 (6.0) 영구 변형은 가능. 파괴하지 않을 것..0 (0.5) 기능 장해를 발생 기 타 육상기 설계 착륙 무게.5 (.5) 수 평. V SL 시키지 않을 것..8 (.5) 영구 변형은 가능. 파괴하지 않을 것..59 (8.5) 기능 장해를 발생 헬리콥터 기초 설계 총 무게.74 (9.0) 수 평.0 V SL 시키지 않을 것..99 (9.8) 영구 변형은 가능. 파괴하지 않을 것..4 시험의 입회 수주자는, 발주자 또는 그 대행자가 시험에 입회하고, 시험 보고서에 기재한 결과 및 소 견에 관한 확인 행위가 충분할 수 있도록 사전에 시험 일정을 통지하여야 한다..5 시험 장치 발주자에 의하여 특별히 인정된 것 이외에 시험은 공시품을 지지할 낙하 질량 가대를 갖 춘 고정식 낙하 시험 장치에 따라 실시하여야 한다. 타이어와 착륙 지면에 상당한 접지면과의 사이에 최소한 0.55의 마찰 계수를 발생하도록 곰보 강판 또 는 다른 적당한 면판을 반력대 또는 접지부 바닥면에 설치하여야 한다. 스핀업 중 보다 낮은 마찰 계수에 의해 엄격한 하중이 생기는 것이 해석에 의해서 입증될 경우에는 그 값을 사용한다. 그 값의 변경은 발주자의 승인을 얻지 않으면 안된다. 마찰 계수의 변동은 온 시험 프로그 램을 통하여 ±0 % 이내로 하여야 한다. 날개 양력은 기계적 방법 또는 질량 조정 방법으로 시뮬레이트시켜도 좋으나, 발주자의 심사 및 승인을 받아야 한다. 기계적 방법에 따른 경우, 날개 양력 시뮬레이션 장치는 각 시험을 통하여 V V 가 0.6 m/s(f/s) 이상에서는 평균 양력의 ±0 %의 범위 내에서 일정한 양력을 주어 얻은 것으로 한다..6 시험 보고서 시험 보고서 자료는 MIL-A-8868 및 MIL-STD-8에 기술한 일반적인 방법에 따라 작성하여야 한다..6. 계측 사항 이 규격.의 각 낙하 시험에 있어서 적어도 다음 항목 또는 상당하는 데이터를 시간 함수 로서 기록하여야 한다. a) 접지면에 대한 질량 가대의 수직 방향 변위 8

.59 (8.5) 기능 장해를 발생 헬리콥터 기초 설계 총 무게.74 (9.0) 수 평.0 V SL 시키지 않을 것..99 (9.8) 영구 변형은 가능. 파괴하지 않을 것..4 시험의 입회 수주자는, 발주자 또는 그 대행자가 시험에 입회하고, 시험 보고서에 기재한 결과 및 소 견에 관한 확인 행위가 충분할 수 있도록 사전에 시험 일정을 통지하여야 한다.

10 b) 수직 또는 반력대 반력 c) 접지면에서의 수평 반력 (항력) d) 완충 장치의 축 방향 스트로크 e) 접지 직전의 차륜 회전 속도 f) 양력 (기계식의 경우) g) 다차축인 경우는 각 차축 또는 각 반력대에서의 수직 반력 h) 가로 방향 하중(요구할 경우) i) 완충 지주 축 방향 하중( 특별히 지시하는 경우는 제외).6. 첨부 자료 다음에 나타낸 것을 시험 보고서에 첨부하여야 한다. a) 각 시험 상태에 있어서.6.에 나타낸 각 항목의 오실로 그래프 기록표. 다만, 표 의 낙하 번호 5 이 하에 있어서는 최대 봉입 압력 조건의 것만으로도 좋다. b) 교정 자료 c) 표 에 나타낸 시험 및 표 4의 최대 강하율에 대한 수직 반력대 스토로크의 곡선 d) 계산값 및 실측값의 정하중대 스트로크의 곡선 e) 착륙 장치 또는 완충 지주의 온 부품 번호 f) 최종 미터링 어렌지멘트의 온 용량이 확실한 견취도 또는 도면 g) 각 낙하 시험 직전의 완충 지주 및 타이어 봉입압의 측정 기록 h) 수평 및 꼬리내림 낙하시의 지면 및 시험 지그에 관한 착륙 장치의 자세가 분명한 도면 또는 견취도 i) 시험을 실시함에 필요한 모든 계산서 j) 온 압축, 지상 정지 및 온 신장 위치에 있어서 설계 공기 용량 k) 규정된 시험 완료 후의 착륙 장치 상태 검사 결과 l) 시간대 타이어바운드의 계산 곡선.7 양 력 요구 양력은 이하에 나타낸 사항을 포함하여 적당한 방법으로 보정해도 좋다..7. 질량 조정법 이 시뮬레이션 양력 방식은 수직 양력을 발생시키는 기계적 장치가 없는 낙하 시험 지그에서 사용해도 좋다..7.. 기호의 설명 A : 피스톤 면적(m ) AL : 완충 스트로크 종료시에 있어서 공기압 하중(kgf) BF : 온 신장시의 완충 지주ㆍ베어링간 거리(m) BS : 정지 하중 상태에서의 완충 지주 베어링간 거리(m) BV : 마찰에 따라 발생하는 베어링부에서의 수직 하중(kgf) CR : 전 설계 스트로크에 대한 압축비 d : 낙하 시험 질량의 접지 후의 수직 이동량(m) d D D : 피스톤의 초기 이동량(m) : 피스톤의 최종 이동량(m) : 타이어의 바운드(m) 9

b) 교정 자료 c) 표 에 나타낸 시험 및 표 4의 최대 강하율에 대한 수직 반력대 스토로크의 곡선 d) 계산값 및 실측값의 정하중대 스트로크의 곡선 e) 착륙 장치 또는 완충 지주의 온 부품 번호 f) 최종 미터링 어렌지멘트의 온 용량이 확실한 견취도 또는 도면 g) 각 낙하 시험 직전의 완충 지주 및 타이어 봉입압의 측정 기록 h) 수평 및 꼬리내림

11 DT : 타이어의 동적 바운드(m) h : 착륙 장치의 유효 낙하 높이(m) h j L : 반력 대상에의 지그 낙하 높이(m) (자유 낙하 상당) : 양 력 비 LF : MIL-A-886(KS W 068)의 규정에 따른 하중 배수 MS : 완충 지주의 최대 가능 스트로크(m) n : 폴리트로프 지수 P : 완충 스트로크 개시시의 공기압(kgf/m ) P : 완충 스트로크 종료시의 공기압(kgf/m ) PD : 피스톤 지름(m) PT : 정지 위치에서 전 압축 위치까지의 피스톤 이동량(m) SL : 완충 지주가 정지 상태로 될 때의 최종 하중(kgf) SP : 완충 지주의 압력(kgf/m ) SS : 규정 조건에 대한 완충 지주의 스트로크(m) UR : 완충 지주 베어링의 저항(kgf) Vv : 설계 제한 강하율(m/s) VR : 최대 허용 수직 반력(kgf) ΔV : 가속도대 시간 곡선에 있어서 접지 시점에서 하중 배수가 과 같게 되는 시점까지의 면적(m/s) W j : 지그 중량(kgf) W g : 착륙 장치 유효 분담 하중(kgf) Y : 완충 지주 압축 거리(m) : 마찰 계수.7.. 계산 방법 a) VR=W g LF 여기서 LF는 항공기 설계시 시방서에 따른다(통상. LF.5). b) SL=0.90 VR 착륙 장치는 허용 하중의 90 %에서 정지한다고 가정한다. c) BF=BS+PT-MS SL PD d) UR= 최초는 SS=0.85 MS라 가정한다. BF SS e) BV= UR 착륙 장치 정지시에는 항력은 불변이라고 가정한다. =0. 피스톤:실 지름이 54 mm(0 in) 이상인 것. =0. 피스톤:실 지름이 54 mm(0 in) 미만인 것. f) AL=SL-BV PT g) Y= CR h) P = A AL +0 0 i) P =SP+0 0 j) d =MS+Y 0

강하율(m/s) VR : 최대 허용 수직 반력(kgf) ΔV : 가속도대 시간 곡선에 있어서 접지 시점에서 하중 배수가 과 같게 되는 시점까지의 면적(m/s) W j : 지그 중량(kgf) W g : 착륙 장치 유효 분담 하중(kgf) Y : 완충 지주 압축 거리(m) : 마찰 계수.7.

12 P log P d Anti log log( d ) n 특별히 지정하지 않는 한 n=.로 한다. k) SS=MS+Y-d 의 값이 d)에서 가정한 값의 ±0 % 이내에서 합치되지 않을 경우에는 상응의 행정 조정 을 한다. 계산을 계속 반복한다. l) DT=0.95 D m) d=ss+dt n) L= (Vv ) o) h= g 주익 양력또는 로터 양력 총 무게 h( L) d p) W j =Wg hj d 최초의 낙하시는 h j =h로 가정한다. 가속도 대 시간의 관계가 판명된 후는 (V h j v ΔV) g 로 한다. 비 고 개개의 항공기 총무게, 규정 강하율 및 양력에 대한 시험을 할 때에는 등식이 ±% 이내에서 성립할 때까지 또는 시험 에너지 및 최대 속도가 설계 요구에 대하여 안전측으로 될 때까지 W j 및 h j 의 값을 바꾸어 시행 시험을 할 필요가 있다..8 하중 배수 하중 배수는 다음과 같이 정의 및 계산한다. n g =착륙 장치 하중 배수 =n a -L Wj = n j Wg 여기에서 n j :지그 하중 배수 n a :중심에 있어서의 항공기 하중 배수 4. 품질 보증 조항 4. 품질 보증 조항은 적용 시방서의 규정에 따라야 한다. 5. 포 장 5. 포장은 발주자의 지시에 따라야 한다.

비 고 개개의 항공기 총무게, 규정 강하율 및 양력에 대한 시험을 할 때에는 등식이 ±% 이내에서 성립할 때까지 또는 시험 에너지 및 최대 속도가 설계 요구에 대하여 안전측으로 될 때까지 W j 및 h j 의 값을 바꾸어 시행 시험을 할 필요가 있다.

13 6. 주 기 6. 사용 목적 이 규격의 요구는 양산 미터링ㆍ어렌지멘트의 개발 및 설계 요구에 적합한 것인가를 확인 하기 위한 것이다. 6. (삭제)

14 한국표준협회 단체표준 항공기 착륙 완충 장치의 충격 시험 방법 Tests, impact, shock absorber landing gear, aircraft SPS-KSA095-W 제 정 자 : 한국표준협회장 제정 : 04년 월 일 한국표준협회 서울시 강남구 테헤란로 05 (역삼동) 한국기술센터 전화: (0)

SPS-KSA095-W549-570 제 정 자 : 한국표준협회장 제정 : 04년 월

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4-Ç×°ø¿ìÁÖÀÌ¾ß±â¨ç(30-39) 항공우주 이야기 항공기에 숨어 있는 과학 및 비밀장치 항공기에는 비행 중에 발생하는 현상을 효율적으로 이용하기 위해 과 학이 스며들어 있다. 특별히 관심을 갖고 관찰하지 않으면 쉽게 발견할 수 없지만, 유심히 살펴보면 객실 창문에 아주 작은 구멍이 있고, 주 날 개를 보면 뒷전(trailing edge) 부분이 꺾어져 있다. 또 비행기 전체 형 상을 보면 수직꼬리날개가