KR100550093B1 - Composite beam for reducing vibration and blade structure with the beam - Google Patents
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Abstract
본 발명은 헬기, 풍차, 항공기 등의 블레이드에 관한 것으로, 하나의 라미나에 -θ, 0 및 +θ중 하나의 섬유각이 길이를 따라 일정하게 형성된 적어도 하나의 일종 라미나와; 이 일종 라미나와 조합되어 적층되고 하나의 라미나에 -θ와 +θ의 두 가지 섬유각이 길이를 따라 일정간격을 두고 번갈아 형성된 적어도 하나의 이종 라미나로 이루어진 것을 특징으로 한다. 그에 따라, 본 발명은 헬기, 풍차, 항공기 등의 블레이드 안에 장착되는 복합보의 동적 허브작용 하중을 낮추어 궁극적으로 블레이드로부터 허브를 통해 해당기기의 동체로 전달되는 진동을 현저히 줄일 수 있게 한다.The present invention relates to a blade of a helicopter, a windmill, an aircraft, etc., and at least one kind of lamina having one fiber angle of -θ, 0 and + θ uniformly formed along one length in one lamina; It is characterized by consisting of at least one heterogeneous lamina, which is laminated in combination with this kind of lamina, and two fiber angles of -θ and + θ are alternately formed at regular intervals along the length. Accordingly, the present invention can lower the dynamic hub action load of the composite beam mounted in the blades of helicopters, windmills, aircraft, etc., and ultimately significantly reduce the vibration transmitted from the blades through the hub to the fuselage of the device.
복합보, 블레이드, 진동, 허브작용, 하중Composite beam, blade, vibration, hub action, load
Description
도 1은 일반적으로 헬기나 풍차 등에 적용되는 블레이드를 보여주는 개략 사시도.1 is a schematic perspective view showing a blade generally applied to a helicopter or a windmill, and the like.
도 2는 종래 기술에 따른 복합보와 그 복합보를 구비한 블레이드 구조를 보여주는 개략 부분확대 단면 사시도.Figure 2 is a schematic partially enlarged cross-sectional perspective view showing a composite beam according to the prior art and a blade structure having the composite beam.
도 3은 본 발명에 따른 사각형 저진동 복합보와 그 복합보를 구비한 블레이드 구조를 보여주는 개략 부분확대 단면 사시도.Figure 3 is a schematic partially enlarged cross-sectional perspective view showing a rectangular low vibration composite beam and a blade structure having the composite beam according to the present invention.
도 4는 도 3의 블레이드 구조의 개략 평면도와 측면도.4 is a schematic plan view and a side view of the blade structure of FIG.
도 5는 도 4의 블레이드 구조의 개략 측면 확대도.5 is a schematic side enlarged view of the blade structure of FIG.
도 6은 본 발명에 따른 D자형 저진동 복합보와 그 복합보를 구비한 블레이드 구조를 보여주는 개략 평면도와 측면도.Figure 6 is a schematic plan view and side view showing a D-shaped low vibration composite beam and a blade structure having the composite beam according to the present invention.
도 7은 도 6의 블레이드 구조의 개략 측면 확대도.7 is a schematic side enlarged view of the blade structure of FIG.
도 8은 본 발명에 따른 타원형 저진동 복합보와 그 복합보를 구비한 블레이드 구조를 보여주는 개략 평면도와 측면도.8 is a schematic plan view and side view showing an elliptical low vibration composite beam and a blade structure having the composite beam according to the present invention.
도 9는 도 8의 블레이드 구조의 개략 측면 확대도.9 is a schematic side enlarged view of the blade structure of FIG. 8;
도 10은 본 발명에 따른 유선형 저진동 복합보와 그 복합보를 구비한 블레이 드 구조를 보여주는 개략 평면도와 측면도.10 is a schematic plan view and side view showing a streamlined low vibration composite beam and a blade structure having the composite beam according to the present invention.
도 11은 도 10의 블레이드 구조의 개략 측면 확대도.11 is a schematic side enlarged view of the blade structure of FIG.
도 12는 본 발명에 따른 I자형 저진동 복합보와 그 복합보를 구비한 블레이드 구조를 보여주는 개략 평면도와 측면도.12 is a schematic plan view and side view showing an I-shaped low vibration composite beam and a blade structure having the composite beam according to the present invention.
도 13은 도 12의 블레이드 구조의 개략 측면 확대도.Figure 13 is a schematic side enlarged view of the blade structure of Figure 12;
도 14는 종래 기술에 따른 무연계 복합보를 보여주는 개략 도면.14 is a schematic view showing a lead-free composite beam according to the prior art.
도 15는 종래 기술에 따른 연계 1 복합보를 보여주는 개략 도면.15 is a schematic view showing a combined 1 composite beam according to the prior art.
도 16은 본 발명에 따른 연계 2 복합보를 보여주는 개략 도면.16 is a schematic view showing a linked 2 composite beam according to the present invention.
도 17은 본 발명에 따른 연계 2 복합보의 기하학적 치수관계를 보여주는 개략 도면.17 is a schematic view showing the geometric dimensional relationship of the
도 18은 본 발명에 따른 연계 2 복합보를 회전시켰을 때 굽힘진동 2차모드를 보여주는 도면.18 is a view showing the bending vibration secondary mode when rotating the
도 19는 종래 기술에 따른 무연계 복합보 및 연계 1 복합보와, 본 발명에 따른 연계 2 복합보의 굽힘 1차모드와 비틀림 1차모드의 특성을 보여주는 그래프.19 is a graph showing the characteristics of the bending-free composite mode and twisted primary mode of the lead-free composite beam and
도 20은 종래 기술에 따른 무연계 복합보 및 연계 1 복합보와, 본 발명에 따른 연계 2 복합보의 굽힘 2차모드와 비틀림 2차모드의 특성을 보여주는 그래프.20 is a graph showing the characteristics of the lead-free composite beam and
도 21은 종래 기술에 따른 무연계 복합보 및 연계 1 복합보와, 본 발명에 따른 연계 2 복합보의 길이방향, 측방향 및 수직방향 전단력의 특성을 보여주는 그래프.21 is a graph showing the characteristics of the longitudinal, lateral and vertical shear force of the lead-free composite beam and
도 22는 종래 기술에 따른 무연계 복합보 및 연계 1 복합보와, 본 발명에 따 른 연계 2 복합보의 피칭, 롤링 및 요잉 모멘트의 특성을 보여주는 그래프.22 is a graph showing the characteristics of the pitching, rolling and yawing moment of the lead-free composite beam and
<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명><Description of the symbols for the main parts of the drawings>
1: 허브 2: 유연보1: hub 2: pliable beam
4: 외피물 5: 블레이드4: envelope 5: blade
6: 벌집형코어 6a: 포움형코어6: honeycomb core 6a: foam core
7: 평형추 8: 내마모성캡7: Counterweight 8: Abrasion Resistant Cap
9: 보 9a: 사각형보9:
9b: D자형보 9c: 타원형보9b: D-
9d: 유선형보 9e: I자형보9d:
9ee: 지지부분 10: 일종 라미나9ee: Supporting part 10: Lamina
11: 이종 라미나 12: 충전재11: heterogeneous lamina 12: filling material
본 발명은 헬기, 풍차, 항공기 등의 블레이드에 관한 것으로, 특히 블레이드 내에 마련되는 보(spar)의 적층 라미나중 소정 라미나에 길이를 따라 지그재그 형태로 섬유각을 다르게 형성하여, 블레이드가 공기유체 속에서 회전될 때 발생되는 동적 허브작용 하중을 근본적으로 낮춤으로써 궁극적으로 그 블레이드로부터 허브를 통해 해당기기의 동체로 가해지는 동적 허브작용 하중에 의한 동체의 진동을 현저히 줄일 수 있도록 한 저진동 복합보 및 그 복합보가 구비된 블레이드 구조에 관 한 것이다.The present invention relates to a blade of a helicopter, a windmill, an aircraft, and the like, in particular, by forming a fiber angle differently in a zigzag shape along a length in a predetermined lamina of the laminated lamina of the spar (spar) provided in the blade, so that the blade A low vibration composite beam that radically lowers the dynamic hub load generated when it is rotated in the shaft and ultimately significantly reduces the vibration of the fuselage caused by the dynamic hub load applied from the blades to the body of the equipment through the hub. It is about a blade structure equipped with a composite beam.
일반적으로, 헬기, 풍차, 항공기 등의 허브(1)에는 도 1에 도시된 바와 같이 유연보(2)가 마련되며, 이 유연보의 자유단에는 지지체 역할을 하는 중공형태의 보(3)와, 이 보의 주변을 유선형 형태로 둘러싸서 공기의 저항을 최소한으로 줄이는 외피물(4)로 이루어진 블레이드(5)가 리벳 등과 같은 패스너를 통해 고정되어 있다.In general, a hub (1) such as a helicopter, a windmill, an aircraft is provided with a flexible beam (2), as shown in Figure 1, the free end of the flexible beam and the hollow beam (3) serving as a support In addition, a
여기에서, 상기 보(3)의 일측부와 외피물(4)의 후측 모서리 사이의 내부공간에는 벌집형코어(6)가 충진되어 있고, 그 보(3)의 타측부와 외피물(4)의 전측 모서리 사이의 내부 공간에는 평형추(7)가 설치되어 있으며, 상기 외피물(4)의 전측 곡면부 외면에는 공기유체의 충격으로부터 표면을 보호하는 내마모성캡(8)이 부착되어 있다(도 2 참조).Here, a
한편, 상기 보(3)는 그래파이트, 화이버글래스, 에폭시, 아라미드 섬유 등으로부터 선택되는 적어도 하나의 복합재료로 이루어진 여러 개의 라미나(3a)로 이루어져 있으며, 그 결과 상기 보(3)는 금속재료에 비해 높은 비강성(specific stiffness)(동일 중량당 강성) 및 비강도(specific strength) 특성을 나타낸다.On the other hand, the beam (3) consists of a number of lamina (3a) made of at least one composite material selected from graphite, fiberglass, epoxy, aramid fibers, etc. As a result, the beam (3) is a metal material It exhibits high specific stiffness (stiffness per weight) and specific strength characteristics.
그러나 종래에는, 다수 개의 라미나로 이루어진 보의 각 라미나가 하나의 일정한 섬유각 패턴을 갖는 형태로 이루어져 있었기 때문에 블레이드가 회전될 때마다 큰폭의 동적 허브작용 하중이 발생해 그 블레이드로부터 유연보의 허브를 통해 해당기기의 동체로 그대로 전달됨으로써 해당기기의 동체가 심하게 떨리게 되는 문제점이 있었다.However, in the related art, since each lamina of a beam consisting of a plurality of lamina has a shape having a constant fiber angle pattern, a large dynamic hub load is generated every time the blade is rotated, and the hub of the flexible beam is removed from the blade. There was a problem that the fuselage of the corresponding device is severely shaken as it is delivered to the fuselage of the corresponding device.
이에, 본 발명은 전술한 문제점을 해소하기 위해 안출된 것으로, 그 목적은 헬기, 풍차, 항공기 등의 블레이드 안에 장착되는 보의 라미나중 소정 라미나에 길이를 따라 지그재그 형태로 섬유각을 다르게 번갈아 형성하여 복합보의 동적 허브작용 하중을 현저히 낮출 수 있도록 하는 저진동 복합보를 제공하는 것이다.Accordingly, the present invention has been made to solve the above-described problems, the object of which is to alternately form the fiber angle in a zigzag form differently along the length to a predetermined lamina of the beam lamina mounted in the blade of the helicopter, windmill, aircraft, etc. It is to provide a low vibration composite beam that can significantly reduce the dynamic hub action load of the composite beam.
본 발명의 다른 목적은 블레이드의 외피물 내에 저진동 복합보를 장착하여 궁극적으로 블레이드로부터 허브를 통해 해당기기의 동체로 전달되는 진동을 현저히 줄일 수 있도록 하는 블레이드 구조를 제공하는 것이다.Another object of the present invention is to provide a blade structure that is equipped with a low vibration composite beam in the shell of the blade to ultimately significantly reduce the vibration transmitted from the blade through the hub to the body of the device.
전술한 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 저진동 복합보는 하나의 라미나에 -θ, 0 및 +θ중 하나의 섬유각이 길이를 따라 일정하게 형성된 적어도 하나의 일종 라미나와; 이 일종 라미나와 조합되어 적층되고 하나의 라미나에 -θ와 +θ의 두 가지 섬유각이 길이를 따라 일정간격을 두고 번갈아 형성된 적어도 하나의 이종 라미나로 이루어진 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, the low vibration composite beam according to the present invention is at least one kind of lamina in which one fiber angle of -θ, 0 and + θ is constantly formed along the length of one lamina; It is characterized by consisting of at least one heterogeneous lamina, which is laminated in combination with this kind of lamina, and two fiber angles of -θ and + θ are alternately formed at regular intervals along the length.
또한, 본 발명에 따른 저진동 복합보가 구비된 블레이드 구조는 하나의 라미나에 -θ, 0 및 +θ중 하나의 섬유각이 길이를 따라 일정하게 형성된 적어도 하나의 일종 라미나와, 이 일종 라미나와 조합되어 적층되고 하나의 라미나에 -θ와 +θ의 두 가지 섬유각이 길이를 따라 일정간격을 두고 번갈아 형성된 적어도 하나의 이종 라미나로 이루어진 보와; 적어도 상기 보의 상면과 하면을 긴밀하게 둘러싸고 익형(단면모양)이 유선형으로 이루어진 적어도 한 층의 외피물과; 상기 외피물의 전측 모서리에 부착되어 유체의 강한 충격으로부터 표면을 보호하는 내마모성캡으로 이루어진 것을 특징으로 한다.In addition, the blade structure provided with a low vibration composite beam according to the present invention is a combination of at least one kind of lamina having one fiber angle of -θ, 0 and + θ in one lamina uniformly along the length, and the kind of lamina A beam consisting of at least one heterogeneous lamina, which is stacked and alternately formed in one lamina with two fiber angles of -θ and + θ at regular intervals along its length; At least one envelope covering the upper and lower surfaces of the beam at least and having an airfoil (cross section) in a streamlined shape; It is attached to the front edge of the envelope is characterized in that consisting of a wear-resistant cap to protect the surface from the strong impact of the fluid.
이하, 본 발명의 실시예를 도 3 내지 도 22를 참조하여 설명하면 다음과 같다.Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 3 to 22.
도 3은 본 발명에 따른 사각형 저진동 복합보와 그 복합보를 구비한 블레이드 구조를 보여주는 개략 부분확대 단면 사시도이고, 도 4는 도 3의 블레이드 구조의 개략 평면도와 측면도이다.3 is a schematic partially enlarged cross-sectional perspective view showing a rectangular low vibration composite beam and a blade structure having the composite beam according to the present invention, Figure 4 is a schematic plan view and side view of the blade structure of FIG.
본 발명에 따른 저진동 복합보(9)는 도 3 내지 도 13에 도시된 바와 같이, 하나의 라미나에 -θ, 0 및 +θ중 하나의 섬유각이 길이를 따라 일정하게 형성된 적어도 하나의 일종 라미나(10)와;As shown in FIGS. 3 to 13, the low vibration
이 일종 라미나와 조합되어 적층되고 하나의 라미나에 -θ와 +θ의 두 가지 섬유각이 길이를 따라 일정간격을 두고 번갈아 형성된 적어도 하나의 이종 라미나(11)로 이루어진 구조로 이루어져 있다.It is composed of a structure consisting of at least one
여기에서, 상기 보(9)의 폭방향 종단면 형태는 사각형(9a), D자형(9b), 타원형(9c), 유선형(9d), I자형(9e)중 어느 하나로 이루어질 수 있으며, 상기 I자형 보(9e)는 상하부 지지부분(9ee)이 내측을 향해 일정곡률을 이루도록 형성되는 것이 바람직하다(도 13 참조). 또한, 상기 이종 라미나(11)의 -θ와 +θ간의 경계점은 굽힘 2차모드의 변곡점과 노드점에 형성되는 것이 바람직하다(도 16 내지 도 18 참조).Here, the longitudinal cross-sectional shape of the
상기 이종 라미나(11)는 각 구간의 경계면이 열접착 또는 접착제 등에 의해 일체로 고정된 후 인접한 두 개의 라미나(10 또는 11) 사이 또는 인접한 라미나(10 또는 11)와 외피물(4) 사이에 배치되어 오토클레이브 오븐(도시되지 않음) 내에서 열과 압력에 의해 그 인접한 라미나 또는 외피물과 함께 상호 일체로 고정된다(도 5, 도 7, 도 9, 도 11 및 도 13 참조).The
그 결과, 상기 이종 라미나(11)의 각도 변경지점에 발생될 수 있는 비균일성을 사전에 제거할 수 있게 되며, 설령 이종 라미나가 라미나적층물의 최외부 또는 라미나적층물의 최내부에 위치하는 경우에도 아래의 실시예에 따른 블레이드의 외피물(4)에 의해 둘러싸여 견고하게 고정되기 때문에 그러한 비균일성은 제거될 수 있게 된다.As a result, it is possible to remove in advance the non-uniformity that may occur at the angle change point of the
한편, 본 발명에 따른 저진동 복합보가 구비된 블레이드 구조는 하나의 라미나에 -θ, 0 및 +θ중 하나의 섬유각이 길이를 따라 일정하게 형성된 적어도 하나의 일종 라미나(10)와, 이 일종 라미나와 조합되어 적층되고 하나의 라미나에 -θ와 +θ의 두 가지 섬유각이 길이를 따라 일정간격을 두고 번갈아 형성된 적어도 하나의 이종 라미나(11)로 이루어진 보(9)와;On the other hand, the blade structure provided with a low vibration composite beam according to the present invention is at least one
적어도 상기 보(9)의 상면과 하면을 긴밀하게 둘러싸고 익형이 유선형으로 이루어진 적어도 한 층의 외피물(4)과;At least one
상기 외피물(4)의 전측 모서리에 부착되어 유체의 강한 충격으로부터 표면을 보호하는 내마모성캡(8)으로 이루어져 있다(도 3 내지 도 13 참조).It consists of a wear-
여기에서, 상기 보(9)의 폭방향 종단면 형태는 사각형(9a), D자형(9b), 타원형(9c), 유선형(9d), I자형(9e)중 어느 하나로 이루어질 수 있으며, 상기 각 사각 형 보(9a)와 타원형 보(9c)는 외피물(4)의 내부 양측에 일정 내부공간을 형성하도록 그 외피물 안에 배치되고 상기 외피물(4)의 전측 내부공간에는 평형추(7)가 마련되며, 반대편 내부공간에는 충전재(12)가 채워진 구조로 이루어져 있다(도 4와 도 5 및 도 8과 도 9 참조).In this case, the longitudinal cross-sectional shape of the
상기 D자형 보(9b)는 그 D자형 보의 라운드진 부분이 상기 외피물(4)의 전측 모서리 내측과 긴밀하게 마주하도록 배치되고 반대편 내부공간에는 충전재(12)가 채워진 구조로 이루어져 있다(도 6과 도 7 참조).The D-
상기 유선형 보(9d)는 외피물(4)의 내부공간에 상호 긴밀하게 배치되고 그 유선형 보(9d)의 내부에는 충전재(12)가 채워진 구조로 이루어져 있다(도 10과 도 11 참조).The
상기 I자형 보(9e)는 외피물(4)의 내부공간 2개소에 상호 마주하도록 각각 배치되고 그 각 I자형 보(9e)의 상하부 지지부분(9ee)은 외피물(4)의 내면과 긴밀하게 마주하며, 그 외피물과 두 I자형 보(9e) 사이의 내부공간에는 충전재(12)가 채워진 구조로 이루어 있다(도 12와 도 13 참조).The I-shaped
상기 각 충전재(12)는 벌집형코어(6)와 포움형코어(6a)중 어느 하나로 이루어지는 것이 바람직하다.Each of the fillers 12 preferably consists of any one of a
한편, 전술한 바와 같은 보(9)의 각 라미나(10,11)는 높은 비강성과 비강도 특성을 갖는 그래파이트, 화이버글래스, 에폭시, 아라미드 섬유 등으로 이루어지는 군으로부터 선택되는 적어도 하나의 복합재료로 이루어지는 것이 바람직하다.On the other hand, each of the lamina (10, 11) of the beam (9) as described above is at least one composite material selected from the group consisting of graphite, fiberglass, epoxy, aramid fibers, etc. having a high specific rigidity and specific strength characteristics It is preferable to make.
다른 한편, 상기 이종 라미나(11)는 인접한 일종 라미나(10) 또는 외피물(4) 에 의해 감싸져 상호 일체로 고정되기 때문에 작업자가 의도하지 않은 한 소정 설계조건 하의 어떤 충격에도 분리되지 않게 된다.On the other hand, the
[실시예]EXAMPLE
전술한 바와 같이 구성된 본 발명에 따른 저진동 복합보와 종래 기술에 따른 복합보를 헬기나 풍차 등의 블레이드에 각각 적용하여 해당 블레이드를 회전운동시켰을 때 발생되는 각 블레이드의 진동운동의 차이를 알아보기 위해 다음과 같은 실험을 하였다.The low vibration composite beam according to the present invention configured as described above and the composite beam according to the prior art are applied to the blades such as helicopters or windmills, respectively, to find out the difference in the vibration movement of each blade generated when the blade rotates. The same experiment was performed.
먼저, 종래 기술에 따른 무연계 복합보(하나의 라미나에 섬유각이 0° 와 90°중 어느 하나로 이루어진 라미나 적층물)와 연계 1 복합보(하나의 라미나에 섬유각이 -θ 와 +θ중 어느 하나로 이루어진 라미나 적층물)를 마련하고, 아울러 상기 무연계 복합보와 연계 1 복합보와 대비되도록 본 발명에 따른 연계 2 복합보(하나의 라미나에 -θ와 +θ의 두 가지 섬유각이 길이를 따라 일정간격을 두고 번갈아 형성된 라미나 적층물)를 마련하여 하였다(도 14 내지 도 16 참조).First, in connection with a lead-free composite beam according to the prior art (lamina laminate composed of either 0 ° or 90 ° in one lamina fiber) 1 composite beam (fiber angle in one lamina -θ and Laminated laminate composed of any one of + θ and, in addition, compared with the lead-free composite beam and the
여기에서, 상기 연계 2 복합보를 구성하는 소정 이종 라미나(11)를 Ⅰ구간, Ⅱ구간, Ⅲ구간으로 나누고, 그 Ⅰ구간과 인접하는 Ⅱ구간, 그리고 그 Ⅱ구간과 인접하는 Ⅲ구간의 섬유각을 서로 다르게 형성하였다.Here, the predetermined
상기 Ⅰ구간(r1)의 길이는 그 복합보의 시작점으로부터 0.2R(복합보의 길이), 섬유각 -15°; 상기 Ⅱ구간(r2)의 길이는 그 복합보의 시작점으로부터 0.8R, 섬유각 +15°; 상기 Ⅲ구간의 길이는 R의 나머지 부분, 섬유각 -15°로 형성하였 고, 상기 이종 라미나(11)의 -θ와 +θ간의 경계점은 굽힘 2차모드의 변곡점과 노드점 부분에 형성하였다(도 16 내지 도 18 참조).The length of the section I (r 1 ) is 0.2R (length of the composite beam), the fiber angle -15 ° from the start of the composite beam; The length of section II (r 2 ) is 0.8R, fiber angle + 15 ° from the start of the composite beam; The length of the section III was formed with the remainder of R, the fiber angle of -15 °, and the boundary point between -θ and + θ of the
상기 복합보는 폭(w); 0.02R, 높이; 0.01R, 두께(t); 0.01c(익현의 길이)의 비로 제작되었으며, 상기 c는 0.08R(블레이드의 길이)이다(도 17 참조).The composite beam width w; 0.02R, height; 0.01R, thickness t; It was produced at a ratio of 0.01c (length of chord), where c is 0.08R (length of blade) (see FIG. 17).
그런 다음, 상기 무연계 복합보와 연계 1 복합보를 각각 해당 외피물 안에 장착하여 종래 기술에 따른 블레이드를 구성하고, 아울러 연계 2 복합보를 외피물 안에 장착하여 본 발명에 따른 블레이드를 구성하였으며, 상기 각 해당 블레이드의 나머지 구성요소들에 대해서는 실험의 신뢰도를 높일 수 있도록 서로 동일한 조건으로 구성하였다.Then, the lead-free composite beam and the
그런 다음, 상기 각 블레이드를 진공상태에서 회전시켜 본 결과, 상기 무연계 복합보의 굽힘 1차모드와, 연계 1 복합보 및 연계 2 복합보의 비틀림 1차모드 특성이 도 19의 그래프와 같이 나타났고, 아울러 무연계 복합보의 굽힘 2차모드와, 상기 연계 1 복합보 및 연계 2 복합보의 비틀림 2차모드 특성이 도 20의 그래프와 같이 나타났다.Then, as a result of rotating the respective blades in a vacuum state, the bending primary mode of the lead-free composite beam and the torsion primary mode characteristics of the
여기에서, 무연계나 연계 1, 그리고 연계 2 복합보에서 굽힘모드의 형상변화는 없으나 비틀림 모드는 현저하게 변화됨을 알 수 있다. 이러한 비틀림 모드의 형상변화는 1차 진동모드나 2차 진동모드에서 공통적으로 관찰되며, 기존의 무연계 복합보나 연계 1 복합보에 비해 연계 2 복합보가 진동제어에 효과적으로 이용될 수 있음을 확인할 수 있다.Here, it can be seen that there is no change in the shape of the bending mode in the lead-free,
한편, 상기 각 무연계 복합보, 연계 1 복합보 및 연계 2 복합보의 길이방향, 측방향 및 수직방향 전단력이 도 21의 그래프와 같이 나타났고, 아울러 상기 각 무연계 복합보, 상기 연계 1 복합보 및 연계 2 복합보의 피칭, 롤링 및 요잉 모멘트가 도 22의 그래프와 같이 나타났다.Meanwhile, the longitudinal, lateral and vertical shear forces of each of the leadless composite beam, the
여기에서, 본 발명에 따른 연계 2 복합보의 수직 전단력이 종래 기술에 따른 연계 1 복합보의 것 보다 약간 높은 것을 제외하고는 그 연계 2 복합보의 길이방향 및 측방향 전단력이 무연계 복합보와 연계 1 복합보의 것보다 낮았으며, 아울러 본 발명에 따른 연계 2 복합보의 요잉 모멘트가 종래 기술에 따른 연계 1 복합보의 것 보다 약간 높은 것을 제외하고는 그 연계 2 복합보의 피칭 및 롤링 모멘트가 무연계 복합보와 연계 1 복합보의 것보다 낮게 발생하였다.Here, except that the vertical shear force of the
즉, 본 발명에 따른 연계 2 복합보는 종래 기술에 따른 무연계 복합보와 연계 1 복합보에 비해 대체적으로 전단력과 모멘트를 낮게 발생시키기 때문에 해당기기의 블레이드에 본 발명에 따른 연계 2 복합보를 적용시키게 되면 블레이드로부터 허브를 통해 해당기기의 동체로 전달되는 동적 허브작용 하중을 현저히 줄일 수 있게 된다.That is, since the
다른 한편, 본 발명에 따른 연계 2 복합보가 적용된 블레이드를 헬기나 풍차 등에 장착하여 회전시킬 때 그 연계 2 복합보의 적층 라미나중 소정 라미나에 길이를 따라 지그재그 형태로 섬유각을 다르게 형성하면 블레이드의 동적 허브작용 하중도 달라지는 것을 수학적으로 설명하면 아래와 같다.On the other hand, when the blade to which the
먼저, 블레이드의 지배 운동방정식은 Hamilton 원리에 입각하여 구할 수 있으며, 이를 수식으로 표현하면 다음과 같다.First, the governing equation of the blade can be obtained based on Hamilton's principle.
〔수학식 1〕[Equation 1]
여기에서, 상기 t1 과 t2는 임의의 시간, 상기 각 는 블레이드의 변형율에너지 변분, 운동에너지 변분 및 공기력에 의한 가상일 변분을 나타내며, 상기 변형율에너지 변분의 수식은 다음과 같이 표현된다.Where tOneAnd t2Is a random time, each of the above Denotes the strain energy variation, the kinetic energy variation, and the virtual work variation by the aerodynamic force, and the equation of the strain energy variation is expressed as follows.
〔수학식 2〕[Equation 2]
여기에서, 상기 R은 블레이드의 길이, 상기 A는 블레이드의 단면적, 그리고 상기 각 x,y,z은 블레이드의 좌표를 나타내고(도 1 참조), 상기 각 은 수직응력과 전단응력을 나타내며, 상기 각 은 상기 각 응력에 대응되는 변형율 성분을 나타낸다. 한편, 2차원 평면응력 상태를 가정했을 때 xy 및 xz 평면에 대한 복합보 라미나의 응력 및 변형율 관계식은 다음과 같이 표현된다.Here, R is the length of the blade, A is the cross-sectional area of the blade, and each of the x, y, z represents the coordinates of the blade (see Fig. 1), Represents vertical stress and shear stress, Represents a strain component corresponding to each stress. On the other hand, assuming a two-dimensional plane stress state, the relationship between the stress and strain of the composite lamina for the xy and xz plane is expressed as follows.
〔수학식 3〕[Equation 3]
〔수학식 4〕[Equation 4]
이때, 상기 강성계수 Cij 성분들은 아래와 같이 정의된다.In this case, the stiffness coefficient C ij components are defined as follows.
〔수학식 5〕[Equation 5]
여기에서, 상기 는 복합보 라미나의 환원강성계수를 나타내며, 그들의 각 성분은 다음과 같다.Where Denotes the reduction stiffness coefficient of the composite lamina, and their respective components are as follows.
〔수학식 6〕[Equation 6]
여기에서, 상기 θ는 복합보 라미나의 섬유각을 나타내며, 상기Qij는 복합보 라미나의 강성계수이다. 한편, 2차 비선형도를 고려하여 얻은 변위-변형도 관계식은 다음과 같다.Here, θ represents the fiber angle of the composite lamina, and Q ij is the stiffness coefficient of the composite boramina . On the other hand, the displacement-strain relationship obtained by considering the second order nonlinearity is as follows.
〔수학식 7〕[Equation 7]
여기에서, 상기 각 u, v, w 및 φ는 블레이드의 길이, 래그 및 플랩 변위, 그리고 비틀림 변위를 나타내고, 상기 상첨자 '은 x에 대한 적분, λT는 비틀림 워핑, θ0는 초기 비틀림각, 는 블레이드의 기하학적 비틀림각을 나타낸다.Here, each of u, v, w and φ represents the length of the blade, lag and flap displacement, and torsional displacement, and the superscript 'integrates with x, λTTorsional warping, θ0Is the initial torsion angle, The geometric torsion angle of the bladeIndicates.
상기 수학식 3,4와 수학식 7을 변형율에너지식 수학식 2에 대입하면 블레이드의 변위성분들로 구성된 변형율에너지식을 얻을 수 있다. 한편, 상기 수학식 1의 운동에너지 변분과 가상일의 변분은 다음과 같이 표현된다.Substituting
〔수학식 8〕[Equation 8]
〔수학식 9〕[Equation 9]
상기 수학식 8에서 상기 ρ는 블레이드의 밀도, 는 허브에 대한 블레이드의 임의지점의 상대속도이다. 또한, 상기 수학식 9에서 상기 각 Lu, Lv, Lw
, Mψ는 인장, 래그, 플랩, 그리고 피칭 모멘트 하중을 나타낸다. 상기 수학식 2, 수학식 8 및 수학식 9를 상기 수학식 1에 대입하여 정리하면, 블레이드의 변위성분들에 의한 지배 운동방정식을 얻을 수 있게 된다. 그 지배 운동방정식에 유한요소법을 적용하여 이산화된 블레이드 지배 운동방정식을 구성하면 다음과 같은 2계 상미분 운동방 정식이 얻어진다.In
〔수학식 10〕[Equation 10]
여기에서, 상기 각 M, C, K, F는 질량, 감쇠, 강성행렬 및 외력벡터를 나타내며, q는 블레이드의 일반화 좌표이다.Here, each of M, C, K, and F represents mass, damping, stiffness matrix, and external force vector, and q is a generalized coordinate of the blade.
헬기나 풍차의 허브에는 해당 블레이드의 운동으로 인해 발생되는 공기력과 관성력에 의해 주기적인 하중이 가해지며, 이러한 허브작용 하중은 Nb 개의 블레이드에 작용하는 회전하중들을 합산하여 구해진다. 이러한 방법을 힘 합산법(Force Summation Method)이라 부르며, 그 힘 합산법을 이용하여 허브작용 하중을 회전좌표계에 대한 하중들로 표시하면 다음과 같다.The hub of the helicopter or windmill is subjected to periodic loads by the aerodynamic and inertial forces generated by the movement of the blade, and this hub acting load is obtained by summing the rotating loads acting on the N b blades. This method is called the Force Summation Method, and using the force summation method, the hub acting load is expressed as the loads on the rotational coordinate system as follows.
〔수학식 11〕[Equation 11]
여기에서, 상기 βp는 초기 원추각(precone angle), ψ는 블레이드 회전면의 방위각, 상기 각 F와 M은 전단력과 모멘트 성분을 나타낸다. 상기 수학식 11에서 상첨자 m은 m번째 블레이드를 의미하고, 상첨자 H는 비회전 좌표계인 허브를 의미 한다. 상기 수학식 11에서 m번째 블레이드에 대한 회전하중성분들은 다음과 같은 식으로 구해진다.Here, β p is the initial cone angle (precone angle), ψ is the azimuth angle of the blade rotation surface, the angle F and M are the shear force and the moment component. In
〔수학식 12〕[Equation 12]
여기에서, 상기 각 Lu, Lv, Lw와 Mu, Mv, Mw 는 블레이드의 운동방향 u, v, w에 따른 하중 및 모멘트 성분들을 나타내며, 이들은 2차원 준정상 공기력 이론을 적용하여 구하게 된다.Here, each of L u , L v , L w and M u , M v , M w represents the load and moment components along the direction of motion u, v, w of the blade, and they apply the two-dimensional quasi-normal aerodynamic theory. To obtain.
일반적으로, Nb 개의 블레이드로 이루어진 로우터의 경우 Nb/rev 하중이 허브에 수직한 방향으로 전달된다. 이러한 Nb/rev 허브작용 하중들을 Fourier급수를 이용하여 고차 조화항들로 분리하면 해당기기의 동체에 전달되는 Nb/rev 허브작용 하중을 구할 수 있게 된다. 허브작용 하중에 대한 최종적인 식은 다음과 같이 표현된다.In general, for a rotor consisting of N b blades, the N b / rev load is transmitted in a direction perpendicular to the hub. Separating these N b / rev hub acting loads into higher order harmonic terms using the Fourier series gives N b / rev hub acting loads delivered to the fuselage of the equipment. The final equation for the hub acting load is expressed as
〔수학식 13〕[Equation 13]
여기에서, 상기 f0는 Nb/rev 허브작용 하중의 정상상태 성분을 나타내고, 상기 각 fnc 및 fns는 그 Nb/rev 동적 허브작용 하중의 여현 및 정현 성분을 나타낸다.Here, f 0 represents a steady state component of the N b / rev hub acting load, and each of the f nc and f ns represents cosine and sine components of the N b / rev dynamic hub acting load.
결론적으로, 헬기나 풍차 등의 블레이드를 구성하는 복합보의 적층 라미나중 소정 라미나의 섬유각을 그 라미나의 길이를 따라 다르게 형성하는 경우, 허브에 전달되는 Nb/rev 하중의 크기가 달라짐을 알 수 있으며, 블레이드의 설계시 이러한 특성을 이용하면 진동이 최소화된 최적의 블레이드를 제작할 수 있게 된다.In conclusion, when the fiber angle of a predetermined lamina among the laminated lamina of the composite beam constituting the blade such as a helicopter or a windmill is formed differently along the length of the lamina, the magnitude of N b / rev load transmitted to the hub is different. In the design of the blade, such characteristics can be used to produce the optimum blade with minimal vibration.
전술한 바와 같이, 본 발명은 헬기, 풍차, 항공기 등의 블레이드 안에 장착되는 보의 적층 라미나중 소정 라미나에 길이를 따라 -θ인 구간과 +θ인 구간으로 섬유각을 번갈아 다르게 적층하여 복합보의 동적 허브작용 하중을 현저히 낮출 수 있게 한다.As described above, the present invention is a composite beam by alternately stacking the fiber angle in a section of -θ and + θ along the length to a predetermined lamina of the laminated lamina of the beam mounted in the blade of the helicopter, windmill, aircraft, etc. It is possible to significantly lower the dynamic hub load of the.
또한, 본 발명은 블레이드의 외피물 내에 저진동 복합보를 장착하여 궁극적으로 블레이드로부터 허브를 통해 해당기기의 동체로 전달되는 진동을 현저히 줄일 수 있게 한다.In addition, the present invention is equipped with a low-vibration composite beam in the shell of the blade can ultimately significantly reduce the vibration transmitted from the blade through the hub to the body of the device.
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