KR100575841B1 - 고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형단면의 복합재 플렉스 빔 - Google Patents

Abstract

본 발명은 고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형 단면의 복합재 플렉스빔에 관한 것으로, 형상개선을 통하여 비틀림 유연성을 증대하고, 간단한 설계변경을 통해 고유진동수를 조절할 수 있도록 함을 목적으로 한다.

개시된 본 발명에 따른 고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형 단면의 복합재 플렉스 빔은, 일측에서부터 차례로 연이어지는 허브연결부(110), 로드부(120) 및 주회전기 날개연결부(130)로 이루어져 허브와 주회전기 날개의 사이에 설치되며, 상기 허브연결부와 주회전기 날개연결부는 각각 평평한 판상이며, 상기 로드부는 수평부(120a)와 수직부(120b)로 이루어져 그 종단면이 십자형으로 형성된다.

플렉스 빔, 토크튜브, 헬리콥터, 십자형

Description

고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형 단면의 복합재 플렉스 빔{Cross-shaped Composite Flexbeam for Bearingless Rotor System with Convenient Natural Frequncy Tuning Capacity}

도 1은 일반적인 무베어링 주회전기 조립체의 일부 발췌 사시도.

도 2는 본 발명에 따른 플렉스 빔의 사시도.

도 3은 본 발명에 따른 플렉스 빔의 측면도.

도 4는 본 발명에 따른 플렉스 빔의 두께변화가 있는 부분을 보이기 위한 구성도.

도 5는 도 3에 표시된 각각의 단면도를 비교하기 위한 도면.

도 6은 본 발명에 따른 플렉스 빔의 십자형 단면 구간의 적층 형상을 보인 도면.

도 7a와 도 7b는 각각 본 발명에 따른 플렉스 빔을 장착한 무베어링 로터의 구조동역학 해석 결과를 나타낸 그래프.

도 8a 내지 도 8c는 각각 본 발명에 따른 플렉스 빔의 십자형 단면부의 예시도.

< 도면의 주요 부분에 사용된 부호의 설명 >

100 : 플렉스 빔, 110 : 허브 연결부

120 : 로드부, 120a : 수평부

120b : 수직부, 130 : 주회전기 날개 결속부

본 발명은 고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형 단면의 복합재 플렉스 빔에 관한 것으로, 형상개선을 통하여 비틀림 유연성을 증대하고, 간단한 설계변경을 통해 고유진동수를 조절할 수 있도록 한 고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형 단면의 복합재 플렉스 빔에 관한 것이다.

헬리콥터 메인 로터 조립체는 비행조작시 다양한 유체역학적, 관성적 및 원심적 힘과 모멘트를 받으며, 헬리콥터 발전기가 꺼졌을때 주회전기의 날개가 정지하려는 힘을 받는다. 메인 로터 조립체는 메인 로터 조립체를 포함하는 다양한 구성 요소의 구조적 특성 및 기능적 특성을 통해 상기 힘 및 모멘트를 수용하도록 설계된다. 특히, 헬리콥터 메인 로터 조립체를 설계함에 있어서는 원심 하중(회전기 블레이드의 회전에 의함), 비틀림 하중(운전자 피치 제어 입력에 의함), 플랩방향 하중(평면에서 벗어난 날개 운동, 즉 플래핑에 의함), 그리고 가장자리 방향 및 익현방향 하중(평면내의 날개 운동, 즉 진행 또는 지체 의함)에 주의를 기울여야 한다.

많은 종래 기술의 메인 로터 조립체들(구형 헬리콥터들이나 비용범위가 낮은 헬리콥터들)은 메인 로터 조립체에서 개발된 원심, 피치, 플래핑, 및/또는 진행-지 체 하중들에 반응하도록 기계적인 기구들을 사용한다. 날개 부착 볼트는 원심 하중을 메인 로터의 날개들에서 주회전기 허브 구조체로 전달시키기 위해 사용된다. 구름 요소의 형태인 베어링이나 중합체성 베어링은 주회전기 날개들에 의해 발생한 피치, 플래핑, 그리고 진행-지체 운동에 반응하도록 기계적 힌지에 사용된다. 기계적 링크장치들은 주회전기 날개들로 운전자 피치 변화를 전달하기 위해 사용한다.

주회전기 조립체에 관련된 설계 및 개발 노력은 그것의 기능적 특성을 최적화하고 전체 조작 효율을 높이기 위해 중량 및 복잡성을 부수적으로 감소시키는 것으로 주의를 기울여왔다. 복합 재료 및/또는 제조기술 발달로 인하여 복합 구조체에서 유용한 신뢰도, 적응성 및 재생성을 증가시키기 위해 헬리콥터 메인 로터 조립체에서의 복합 재료의 사용이 증가되고 있다. 개개의 복합구조 요소들은 상술한 다수의 메인 로터 조립체의 하중효과에 반응하도록 설계 및 제조될 수 있어서, 원심, 피치, 플랩방향 및/또는 익현방향 하중에 반응하도록 메인 로터 조립체에 필요한 기계적인 기구의 수를 줄이고, 부수적으로 주회전기 조립체의 복잡성과 총중량을 감소시킨다.

복합 구조 부재의 사용을 통해 메인 로터 조립체의 오프셋 플래핑 및 진행-지체 힌지를 제거함으로써 무베어링 메인 로터 조립체가 이루어진다.

헬리콥터 주회전익 조립체는 여러가지 작동 힘, 즉, 공기력, 관성력 및 원심력을 받는다. 헬리콥터 주회전익 조립체의 허브는 그러한 힘에 반작용하도록 충분한 기계적 강도를 가져야 하지만, 각각의 주회전익 블레이드내의 응력을 경감시키도록 그 주회전익 블레이드에 약간 독립적인 운동을 허용하기에 충분히 순응적이어 야 한다. 이러한 상반되는 조건을 조절하기 위해, 종래기술의 주회전익 조립체는 높은 강도의 금속 재료로 만들어지고, 각각의 주회전익 블레이드의 독립적인 운동을 조장하도록 힌지(hinge) 및/또는 베어링을 구비하였다.

그러한 종래 기술의 주회전익 조립체는 기계적으로 복잡하고, 유지하기가 어려우며, 작동하는데 비용이 많이 들었다. 헬리콥터 주회전익 조립체에 탄성중합체 베어링을 사용하는 것에 의해 서비스 요구, 신뢰성, 및 비용에 대한 약간의 개선이 달성되었으나, 최근 " 무베어링" 주회전익(BMR) 조립체에 초점이 맞추어져 왔다. BMR 조립체는 가요성의 구조부재, 예를 들면, 휨 하중[플랩(flap)방향 및 익현방향], 축방향 하중(원심), 및 비틀림 하중[피치(pitch)]을 전달하거나 및/또는 그러한 하중에 반작용하도록 설계된 플렉스빔을 구비하고 있다. 각각의 플렉스빔이, 허브 부착 지점에 회전 요소 또는 탄성중합체 베어링[플랩, 래그(lag)]이 필요없는 " 무힌지(hingeless)" 구조를 제공하도록 BMR 조립체의 허브에 직접 부착된다. BMR 조립체를 위한 플렉스빔을 설계하는데 있어서는, 여러가지 상반되는 설계상의 제약이 조절되어야 한다.

첫째, 플렉스빔의 부착 이음부는 블레이드 하중을 BMR 허브 조립체에 전달하도록 구조적으로 단단하여야 한다. 플렉스빔은 플랩방향 하중에 반작용하는 휨 능력을 제공하도록 플랩 힌지 부분을 포함하여야 한다. 부수적으로, 플렉스빔의 플랩 힌지 부분은, 높은 방향조종 회전익 하중으로 인한 높은 휨 변형을 조절하고 블레이드 원심 하중에 반작용하도록 구조적으로 형성되어야 한다. 셋째, 플렉스빔은, 주회전익 블레이드의 일괄(collective) 및 주기적(cyclic) 피치 제어, 즉, 높은 탄 성 비틀림 변위를 조장하는 감소된 비틀림 강성을 가진 피치 부분을 포함하여야 한다. 부수적으로, 그 피치 부분은 주기적/일괄 피치 입력부로 인한 높은 비틀림 변형을 조절하여야 하고, 블레이드 원심 하중에 반작용하고 익현방향 하중하의 플렉스빔의 비틀림 좌굴(buckling)을 방지하도록 충분한 강도를 제공하여야 한다.

기존의 관절형 로터 시스템은 공기력의 주기적인 제어를 위해 피치 베어링을 사용한다. 이와 같은 형상의 로터 시스템은 기계적으로 복잡하고, 중량 및 제작비용의 증대, 항력 증가 등의 단점을 가지고 있으며 유지/보수비용 또한 많이 소요된다.

헬리콥터 무베어링 로터 조립체는 예컨대, 도 1에서 보이는 바와 같이, 메인 로터 블레이드(미도시)에 엔진 토크를 전달하기 위한 메인 로터 퀼 샤프트(11), 회전 시저(12) 및 회전 스워시 플레이트(13,14)를 포함하는 허브(10) 및 허브(10)에 방사상으로 결합되는 다수의 플렉스빔(20)으로 구성된다.

플렉스 빔(20)은 토크 튜브(30) 내부에 수용되고, 단부는 메인 로터 블레이드가 설치된다.

무베어링 로터의 경우 공기력의 주기적인 제어를 위한 피치 베어링의 역할을 플렉스빔(flexbeam)의 탄성변형으로 구현함으로써, 기존의 관절형 로터나 무힌지 로터에 비하여 기계적인 단순함, 경량화, 제작비용의 절감, 조종력의 증가, 항력의 감소, 그리고 유지/보수의 편리함 등의 장점을 가진다. 그러나, 플랩, 래그, 피치 방향의 강성과 유연성이 적절히 유지되어야하는 플렉스빔에 대한 기존의 연구 에서는 형상과 제작 과정이 복잡하여 쉽게 구현하기 어려운 단점이 있다.

본 발명은 상술한 바와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 무베어링 로터 시스템의 주요 구성품인 플렉스빔의 비틀림 유연성을 확보하고, 고유진동수를 조절할 수 있도록 한 고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형 단면의 복합재 플렉스빔을 제공하려는데 그 목적이 있다.

전술한 바와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형 단면의 복합재 플렉스빔은, 일측에서부터 차례로 연이어지는 허브연결부, 로드부 및 주회전기 날개연결부로 이루어져 허브와 주회전기 날개의 사이에 설치되는 것으로, 상기 허브연결부와 주회전기 날개연결부는 각각 평평한 판상이며, 상기 로드부는 수평부와 수직부로 이루어져 그 종단면이 십자형으로 형성된 것을 특징으로 한다.

본 발명의 특징 및 이점들은 첨부도면에 의거한 다음의 상세한 설명으로 더욱 명백해질 것이다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 발명자가 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.

도 2에서 보이는 바와 같이, 본 발명에 따른 플렉스빔(100)은, 허브와 주회전기 날개의 사이에 설치되는 것으로서, 전체적으로 두께보다 폭이 넓은 판상으로 이루어지며, 일측에서부터 차례로 연이어지는 허브 연결부(110), 로드부(120) 및 주회전기 날개 연결부(130)로 구분된다.

허브연결부(110)는 그 폭이 동일하며 체결공(111a)이 구비된 허브결속부(111) 및 허브결속부(111)에서 연속되며 로드부(120)로 갈수록 폭이 좁아지는 로드연결부(112)로 이루어질 수 있다. 로드연결부(112)는 그 두께가 다른 제1로드연결부(112a)와 제2로드연결부(112b)로 다시 구분될 수 있다. 상기 로드연결부(112)는 허브결속부(111)와 로드부(120)를 연결해주는 천이구간으로, 허브와의 체결을 위한 강성이 큰 허브결속부(111)와 적정 고유진동수 유지를 위한 로드부(120) 사이에 구성된다. 로드연결부(112)의 또 다른 기능인 플랩방향의 힌지 역할을 수행할 수 있도록 허브결속부(111)에 비해 두께를 감소시킨 제2로드연결부(112b)를 형성하고, 허브결속부(111)와 제2로드연결부(112b) 사이의 두께변화는 제1로드연결부(112a)를 통해 완성된다.

로드부(120)는 굽힘 강성은 유지하면서 비틀림 유연성을 확보하기 위해 그 종단면이 수평부(120a)와 수직부(120b)가 교차된 십자형 단면으로 형성되며, 이때, 일측에서부터 타측에 이르기까지 동일한 크기로 형성될 수도 있고, 그 양단부에서는 수직부(120b)의 높이가 점진적으로 커지거나 작아지게 형성될 수 있다. 즉, 로드부(120)는 허브연결부(110)에서부터 차례로 연이어지는 높이증가부(121), 수직부(120b)의 높이가 동일한 본체부(122), 높이감소부(123)로 구분될 수 있다.

주회전기 날개연결부(130)는 로드부(120)측에서 연속되며 점진적으로 그 폭이 넓어지는 로드연결부(131) 및 로드연결부(131)에서 이어지며 그 폭이 동일하고 체결공(132a)이 구비된 날개결속부(132)로 구성될 수 있다.

플렉스빔(100)의 길이는 허브결속부(111) : 로드연결부(112) : 로드부(120) : 로드연결부(131) : 날개결속부(132)의 길이비가 18 : 37 : 120 : 10 : 15일 수 있다.

플렉스빔(100)은 기본적으로 섬유(방향이 0°, ± 45°인 섬유)(glass/epoxy)가 적층되어 구성된다. 이때, 양쪽 끝 부분인 허브연결부(110)와 주회전기 날개연결부(130)는 비틀림 강성의 증가와 굽힘 유연성 확보를 위해 섬유방향이 0°, ± 45°인 것이 교대로 반복되면서 날개연결부(130)의 경우 섬유 방향이 90°인 것이 사용되고, 플렉스 빔(100)의 핵심 부분인 십자형 단면의 로드부(120)의 중심 부위인 본체부(122)는 섬유방향이 0°인 것들만 적층된 층상구조로 구성되어 비틀림에 유연한 특성을 나타내게 된다. 섬유의 적층은 하기의 <표 1>에서 보이는 바와 같이, 로드부(120)의 본체부(122)는 7장*2=14장으로 적층되고, 다른 구간은 14장 이상이 적층된다.

높이변화가 있는 부분인 높이증가부(121) 및 높이감소부(123)에서는 기본적인 0°층 사이의 ± 45°의 적층 길이를 줄이면서 구성한다(도 4참조).

플렉스빔(100)의 두께는 전체적으로 동일하지 않고 부분별로 다르게 형성된다(도 3 및 도 5참조). 허브결속부(111)와 날개결속부(132)는 볼트에 의한 기계적 체결이 이루어지는 부분으로 체결 강도를 유지하기 위해 중앙의 로드부(120)에 비해 두께가 두꺼운 형상이고, 로드부(120)는 두께가 얇은 수평부(120a)와 수직부(120b)가 교차된 형상으로 두께가 상대적으로 얇아도 굽힘 강성은 유지가 가능하고 비틀림에 유연한 특성을 가지게 된다. 도 5에 기재된 수치는 각 부분별 수 치의 일 예를 나타낸 것일 뿐 이 수치에 한정되지는 않는다.

각 구간별 적층 패턴은 아래의 표 1과 같고, 기본형상에서는 θ =0 인 경우이다. 십자형 단면의 중앙 부위는 0°층으로만 구성되어 있어 쉽게 적층할 수 있는 구간이고, 판형에서 십자형으로 변화되는 구간(예컨대, 도 3의 D-D선 단면도)에 대한 적층은 도 6에 도시한 바와 같다. 단면을 4분면으로 나누었을 때 대칭이 되도록 적층하고 기본 적층각인 0° 층은 십자형 단면에서 상하 대칭과 좌우대칭을 이루도록 하며, 판형 적층에 사용되는 45° 또는 -45°층은 수평 방향으로만 연장하여 적층한다.

< 표 1 >

	A	B	C	D	E	F	G	H
1							0	0
2							90	90
3							45	45
4	0						-45	-45
5	45						-0	-0
6	-45						90	90
7	-0	0					45	45
8	45	45					-45	-45
9	-45	-45				0	0	0
10	0	-0				45	90	90
11	45	45	0			-45	45	45
12	-45	-45	45			-0	-45	-45
13	-0	0	-0	0		45	-0	-0
14	45	45	-45	45		0	45	45
15	-45	-45	0	-0		-45	-45	-45
16	0	-0	45	-45	0	-0	0	0
17	45	45	-0	0	-0	45	45	45
18	-45	0	-45	45	0	0	-45	-45
19	-0	-45	0	-0	-0	-45	-0	-0
20	45	-0	45	0	0	-0	45	45
21	-45	45	-0	-0	-0	45	-45	-45
22	0	0	0	0	0	0	0	0
...	symmetric
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이와 같이 구성된 플렉스 빔(100)을 장착한 축소형 무베어링 로터 시스템의 구조 동역학 특성 변화를 고찰하기 위해 상용프로그램인 CAMRAD II(Comprehensive Analytical Model of Rotorcraft Aerodynamics and Dynamics)를 이용하였다.

표 1의 적층 패턴에서 θ=0으로 적층한 기본형의 경우와, θ=45 로 적층각을 변경한 경우에 대한 구조동역학 해석 결과는 도 7a, 도 7b와 같다. 구조동역학 해석은 일괄 피치각 8도에서 수행하였다. 기본 형상에 대한 정격 회전수 (780 rpm)에서의 첫 번째 래그-모드 고유진동수는 0.6832 /rev으로 적절하지만, θ =45 로 적층한 경우 0.5592 /rev으로 다소 낮은 래그-모드 고유진동수를 나타낸다. 또한 두 번째 플랩-모드의 경우 회전수에 비례하는 공진 형상의 발생 가능성이 있다. 따라서 기본적으로 로드부(120)의 적층각은 0°으로 구성하는 것이 비틀림에 대한 유연성을 확보뿐만 아니라 구조동역학 특성에도 우수하다.

본 발명에서 제안하는 십자형 단면의 복합재 플렉스 빔(100)에 대한 기본적인 치수를 설계 한 후, 블레이드 등의 로터를 구성하는 다른 부분에서의 구조적 변경 작업이 수행되면 회전 고유진동수의 변화가 발생할 수 있다. 이러한 경우 미세한 고유진동수 조절이 요구될 수 있다. 본 발명에서 제안하는 십자형 단면의 복합재 플렉스 빔(100)의 경우 중앙 로드부(120)의 치수 변화를 통해 고유진동수의 미소 조절이 용이하게 수행될 수 있다. 대칭 형상의 기본형(도 8a참고)과 수평방향 폭을 증가시킨 형상(도 8b참고)과 수직방향 높이를 감소시킨 형상(도 8c참고)에 대한 구조 동역학 해석 결과는 다음과 같다. 도 8a 내지 도 8c에서 표기된 수치는 일 예를 보인 것이지 수평부와 수직부의 길이를 한정하는 것은 아니다.

(a) 기본형상: 1st lag: 0.6832 /rev, 1st flap: 1.2392 /rev

(b) 수평 방향 폭 증가: 1st lag: 0.8740 /rev, 1st flap: 1.2436 /rev

(c) 수직 방향 높이 감소: 1st lag: 0.6819 /rev, 1st flap: 1.2097 /rev

도 8b와 같이 수평부의 폭을 증가시킴으로써 래그-모드 진동수 증가 효과가 있고, 마찬가지로 수평부의 폭을 감소시키면 래그-모드 진동수 감소 효과를 구현할 수 있다. 동일한 방법을 수평방향 높이 변화에 적용하면 플랩-모드 고유진동수를 조절할 수 있다. 상기와 같이 플렉스빔 중앙의 십자형 단면을 가지는 로드부(120)의 수평부와 수직부의 길이 조절을 통해 회전 고유진동수에 대한 미소 조절이 가능하여 필요시 설계 변경 작업을 비교적 쉽게 진행할 수 있다.

이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형 단면의 복합재 플렉스 빔에 의하면, 로드부의 형상을 통해 플랩, 래그, 피치 방향의 강성과 비틀림 유연성이 증가되어 제조원가가 절감된다.

그리고, 로드부의 수평부와 수직부의 치수를 변경함으로써 고유진동수를 조절할 수 있으므로 필요시 쉬운 설계변경을 통해 고유진동수를 조절할 수 있는 등의 효과가 있다.

이상, 본 발명을 본 발명의 원리를 예시하기 위한 바람직한 실시예와 관련하여 설명하고 도시하였지만, 본 발명은 그와 같이 도시되고 설명된 그대로의 구성 및 작용으로 한정되는 것이 아니다. 오히려, 첨부된 청구범위의 사상 및 범주를 일 탈함이 없이 본 발명에 대한 다수의 변경 및 수정이 가능함을 당업자들은 잘 이해할 수 있을 것이다. 따라서, 그러한 모든 적절한 변경 및 수정과 균등물들도 본 발명의 범위에 속하는 것으로 간주되어야 할 것이다.

Claims (4)

1. 삭제
2. 삭제
3. 일측에서부터 차례로 허브연결부(110), 로드부(120), 주회전기 날개연결부(130)가 연이어 이루어지되, 상기 로드부는 수평부와 수직부로 이루어짐과 아울러 높이증가부와 본체부 그리고 높이감소부가 형성되어 허브와 주회전기 날개의 사이에 설치되는 플렉스 빔에 있어서,

   상기 십자형 단면의 로드부의 수평부(120a)의 그 중앙 부위는 0°의 방향성을 갖는 섬유가 적층되면서 상하부에는 0°의 방향성을 갖는 섬유와 더불어 ± 40°~ ± 50°의 방향성을 갖는 섬유가 교대로 반복해서 적층되고, 본체부의 수직부(120b)는 0°의 방향성을 갖는 섬유만 적층되어 비틀림 유연성을 증가시킬 수 있도록 구성된 것을 특징으로 하는 고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형 단면의 복합재 플렉스빔.
4. 제 3 항에 있어서, 상기 수평부와 수직부의 길이는 고유진동수 조절이 가능하도록 각각의 길이가 서로 동일하거나 다르게 형성되는 것을 특징으로 하는 고유진동수 조절이 용이한 무베어링 로터 시스템용 십자형 단면의 복합재 플렉스빔.

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