KR101048618B1 - 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치 - Google Patents

헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치 Download PDF

Info

Publication number
KR101048618B1
KR101048618B1 KR1020080138222A KR20080138222A KR101048618B1 KR 101048618 B1 KR101048618 B1 KR 101048618B1 KR 1020080138222 A KR1020080138222 A KR 1020080138222A KR 20080138222 A KR20080138222 A KR 20080138222A KR 101048618 B1 KR101048618 B1 KR 101048618B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
specimen
rotor blade
unit
helicopter rotor
centrifugal force
Prior art date
Application number
KR1020080138222A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20100079680A (ko
Inventor
기영중
송근웅
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Priority to KR1020080138222A priority Critical patent/KR101048618B1/ko
Publication of KR20100079680A publication Critical patent/KR20100079680A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101048618B1 publication Critical patent/KR101048618B1/ko

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/08—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady tensile or compressive forces
    • G01N3/14—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady tensile or compressive forces generated by dead weight, e.g. pendulum; generated by springs tension
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0016—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings of aircraft wings or blades
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/003—Generation of the force
    • G01N2203/0032—Generation of the force using mechanical means
    • G01N2203/0037—Generation of the force using mechanical means involving a rotating movement, e.g. gearing, cam, eccentric, or centrifuge effects
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0058—Kind of property studied
    • G01N2203/0069—Fatigue, creep, strain-stress relations or elastic constants
    • G01N2203/0073—Fatigue
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/02—Details not specific for a particular testing method
    • G01N2203/04—Chucks, fixtures, jaws, holders or anvils

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

헬리콥터의 로터 블레이드의 피로수명을 테스트하기 위하여 회전 시 로터 블레이드에 발생하는 원심력, 플랩 모멘트 및 리드-래그 모멘트를 모사하여 로터 블레이드 시편에 시험 하중을 부가하기 위한 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치가 제시된다. 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치는, 분리 가능하게 헬리콥터 로터 블레이드 시편의 양 단부를 고정하는 시편 고정 유닛, 상기 시편 고정 유닛과 연결되어 상기 시편의 길이방향 하중인 원심력을 가하는 원심력 부가 유닛, 상기 시편 고정유닛과 연결되어 상기 시편의 길이방향과 수직한 방향인 수직하중을 가하는 수직하중 부가 유닛, 및 상기 시편 고정 유닛, 원심력 부가 유닛, 수직하중 부가 유닛이 장착되는 프레임 유닛을 포함하고, 상기 시편의 중앙 부위에 유발되는 변형이 최대가 되도록 상기 수직하중 및 원심력의 가진 주파수는 상기 시편의 고유진동수에 가깝도록 조절하는 것을 특징으로 한다. 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치에 의하면, 헬리콥터 로터 블레이드가 실제로 회전하는 운용 조건을 모사하여 원심력과 플랩 모멘트 및 리드-래그 모멘트를 동시에 부가할 수 있으며, 블레이드의 고유진동수에 가깝도록 시험 하중을 부가하여 공진 상태가 되도록 하고, 블레이드 시편 중앙 부위의 변형을 최대로 유도하여 해당 부위의 피로 특성을 평가할 수 있는 효과를 얻을 수 있다.
Figure R1020080138222
헬리콥터, 로터, 블레이드, 피로 시험, 원심력, 수직하중, 공진.

Description

헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치 {Apparatus for Testing Helicopter Rotor Blade Fatigue}
본 발명은 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치에 관한 것으로, 구체적으로 헬리콥터 로터 블레이드가 실제로 회전하는 운용 조건을 모사하여 원심력과 수직하중을 동시에 부가하여 헬리콥터 로터 블레이드의 피로 시험을 실시할 수 있는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치에 관한 것이다.
헬리콥터는 제자리 비행시 헬리콥터 로터 블레이드 주위에 발생하는 공력 하중의 분포가 회전축에 대해 대칭인 특성을 보이나, 항공기의 전진 속도가 증가할수록 주기적으로 하중이 변화하는 특성을 보이게 된다.
이러한 변화는 헬리콥터 로터 블레이드에 고주기 특성의 피로 하중으로 작용하게 되며, 특히 비행안전에 중요한 영향을 주는 중요 구조 요소(Principal Structural Element)로 분류되는 헬리콥터 로터 블레이드는 FAR29.571에 규정된 바와 같이 피로시험을 통해 수명 요구도에 대한 만족 여부를 반드시 확인해야 할 필요가 있다.
헬리콥터 로터 블레이드의 피로 특성을 파악하기 위해서는 항공선진국 등에 서는 일반적으로 실험에 의존하는 경우가 대부분이다. 상용화된 구조 및 피로 해석 프로그램들을 이용하기에는 본질적인 재료의 물성치와 구현되어야 하는 부가 하중들의 정확한 모사를 이루어낼 수 없기 때문이다.
헬리콥터 로터 블레이드의 피로 수명을 평가하기 위해서는 쿠폰 수준(Coupon level)의 피로 평가뿐만 아니라 실물 크기의 구성품 수준(Full-scale component level)의 피로 평가가 필요하다. 이는 쿠폰 수준의 피로평가에서는 예측이 불가능한 층간 분리(Delamination), 기하학적인 영향(Geometric effect) 등을 검증하기 위한 것이다.
국내의 경우, 군용 또는 민수용으로 운용되는 헬리콥터는 국외 직구매와 면허 조립 방식에 의해 생산되었기 때문에, 헬리콥터 로터 블레이드에 대한 피로 시험이 실제로 수행된 사례는 없으며, 관련 시험 설비도 전무한 상태이다.
따라서, 본 발명의 목적은 실제 비행 시 조건에서의 환경을 구현하여, 헬리콥터 로터 블레이드의 피로 성능을 시험할 수 있는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치를 제공하는데 있다.
또한, 본 발명의 목적은 헬리콥터 로터 블레이드의 길이방향으로 작용하는 원심력 및 플랩 모멘트와 리드-래그 모멘트를 유발하는 수직하중을 동시에 가할 수 있는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치를 제공하는데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은 헬리콥터 로터 블레이드 장착각을 자유롭게 변경 가능하도록 하여, 이를 통해 상기 블레이드 각 단면에 유발되는 플랩 모멘트와 리드-래그 모멘트 비율을 조절할 수 있도록 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치를 제공하는데 있다.
상술한 본 발명의 목적들을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치는 분리 가능하게 헬리콥터 로터 블레이드 시편의 양 단부를 고정하는 시편 고정 유닛, 상기 시편 고정 유닛과 연결되어 상기 시편의 길이방향 하중인 원심력을 가하는 원심력 부가 유닛, 상기 시편 고정유닛과 연결되어 상기 시편의 길이방향과 수직한 방향인 수직하중을 가하는 수직하중 부가 유닛, 및 상기 시편 고정 유닛, 원심력 부가 유닛 및 수직하중 부가 유닛이 장착되는 프레임 유닛을 포함하여 구성된다.
상기 시편의 중앙 부위에 유발되는 변형이 최대가 되도록, 상기 수직하중 및 원심력의 가진 주파수는 상기 시편의 고유진동수에 가깝도록 조절될 수 있다.
상기 시편 고정 유닛은 상기 시편의 일 단부를 고정하는 제1 고정부, 및 상기 시편의 타 단부를 고정하는 제2 고정부를 포함하고, 상기 제1 고정부는 상기 프레임 유닛의 일 단에 고정되고, 상기 제1 고정부 및 제2 고정부는 각각 기계적 결합 방식에 의해 상기 시편을 분리 가능하게 고정할 수 있다.
상기 제1 고정부 및 제2 고정부는 상기 시편의 상기 수직 방향 회전을 가능하게 하는 힌지를 각각 구비할 수 있다.
상기 힌지 내부에 배치되는 베어링 및 상기 베어링의 마찰열을 발산시키는 오일 냉각부가 더 포함될 수 있다.
상기 원심력 부가 유닛은, 상기 원심력을 가하는 액츄에이터 및 상기 액츄에이터와 상기 시편 고정 유닛을 연결하는 와이어로프를 포함할 수 있다.
바람직하게, 상기 와이어로프의 최소지름 및 와이어로프 선정계수는 다음 식을 만족한다.
C = { Z / (K * R) }0.5
d = C * S0.5
여기서, C : 와이어로프 선정계수 (mm/√N)
K : 로프 구조에 따른 최소 파단하중의 실험계수
R : 와이어로프의 최소인장강도 (N/mm2)
Z : 최소 실질사용계수
d : 와이어로프의 최소지름 (mm)
S : 와이어로프의 최대장력 (N)
상기 수직하중 부가 유닛은, 회전력을 발생시키는 모터, 상기 모터에 연결되어 상기 회전력을 전달받는 감속기, 상기 감속기에 연결되어 상기 회전력을 직선운동으로 변환하는 수직운동 변환링크, 상기 수직운동 변환링크에 연결된 링크로드, 및 상기 링크로드에 연결되고 상기 시편 고정 유닛과 결합되는 수직하중 링크를 포함할 수 있고, 상기 수직운동 변환링크는 상기 감속기의 회전 중심으로부터 반경 방향으로 이격되게 상기 링크로드를 결합할 수 있다.
상기 수직운동 변환링크는 상기 링크로드를 상기 감속기의 회전 중심으로부터 반경 방향으로 이동시켜 결합시킬 수 있다.
상기 수직하중 링크의 수직 방향 운동을 안내하는 슬라이딩 가이드를 더 포함하고, 상기 슬라이딩 가이드는 상기 수직하중 링크의 측면에 수직 방향으로 배치될 수 있다.
상기 슬라이딩 가이드로 오일을 분사하는 오일 분사부를 구비하고, 상기 오일 분사부는 상기 슬라이딩 가이드를 냉각시키고 윤활 시키는 역할을 할 수 있다.
본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치에 의하면, 실제 비행 환경을 모사하여 헬리콥터 로터 블레이드의 피로 시험을 수행할 수 있는 효과가 있다.
또한, 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치에 의하면, 상기 블레이드의 길이방향으로 가해지는 원심력과 수직방향으로 가해지는 수직항력을 동시에 가할 수 있는 효과가 있다.
본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치에 의하면, 상기 블레이드 장착각을 자유롭게 변경 가능하도록 하여, 이를 통해 상기 블레이드 각 단면에 유발되는 플랩 모멘트와 리드-래그 모멘트 비율을 조절할 수 있는 효과가 있다.
또한, 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치에 의하면, 상기 블레이드의 고유진동수에 가깝도록 시험 하중을 부가하여 공진상태가 되게 함으로써, 블레이드 시편 중앙 부위의 변형을 최대로 유도하여 해당 부위의 피로 특성을 평가할 수 있는 효과가 있다.
이하 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세하게 설명하지만, 본 발명이 실시예에 의해 제한되거나 한정되는 것은 아니다. 참고로, 본 설명에서 동일한 번호는 실질적으로 동일한 요소를 지칭하며, 상기 규칙 하에서 다른 도면에 기재된 내용을 인용하여 설명할 수 있고, 당업자에게 자명하다고 판단되거나 반복되는 내용은 생략될 수 있다.
도 1은 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치의 사시도이고, 도 2는 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치의 분해 상태를 개략적으로 도시한 구성도이다.
도 1 및 2를 참조하여, 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장 치(10)는 헬리콥터 로터 블레이드 시편(B)을 고정하기 위한 시편 고정 유닛(100), 원심력을 부가하기 위한 원심력 부가 유닛(200), 플랩 모멘트(flapping moment)와 리드-래그 모멘트(lead-lagging moment)를 유발하는 수직하중을 부가하기 위한 수직하중 부가 유닛(300), 및 상기 시편 고정 유닛(100), 원심력 부가 유닛(200), 수직하중 부가 유닛(300)이 장착되는 프레임 유닛(400)을 포함한다. 상기 프레임 유닛(400)은 각종 시험 장비들이 설치되는 구조물이다.
도 3은 시편 고정 유닛(100)이 고정되는 위치가 도시된 시편의 단면도이고, 도 4는 본 발명에 따른 시편 고정 유닛의 사시도이며, 도 5는 이의 다른 각도에서의 사시도이다.
시편 고정 유닛(100)은, 도 1에 도시된 바와 같이, 시편(B)의 일 단부를 고정하는 제1 고정부(110), 시편(B)의 타 단부를 고정하는 제2 고정부(120)를 포함한다. 제1 고정부(110)와 제2 고정부(120)는 서로 대칭되는 형상을 가진다.
제1 고정부(110)는 프레임 유닛(400)의 일 단에 고정되어 있고, 제2 고정부(120)는 수직하중 부가 유닛(300)의 수직하중 링크(350)에 결합되어 있다.
시편(B)의 각 단면에 작용하는 플랩 모멘트 및 리드-래그 모멘트 비율을 조절할 수 있어야만 실제 운용 조건에서 발생하는 하중 특성을 정확하게 모사할 수 있다. 이를 위해서는 시편(B)의 장착각을 조절할 수 있어야 한다. 최적의 시편(B) 장착각을 찾아낼 수 있도록 시편 고정 유닛(100)은 시편(B)의 장착과 분리가 용이하도록 구성되어 있다.
도 3을 참조하여, 시편 고정 유닛(100)과 시편(B)이 결합되는 위치(A)는 다 음의 [수학식 1]에 의해 구해질 수 있다.
[수학식 1]
LM = L1 - L2
MC = LM * FV
여기서,
LM : 피로시험장치에 고정된 시편 중심에서 수직력까지의 거리
MC : 수직하중에 의해 블레이드에 가해지는 모멘트
이다.
도 4 및 5를 참조하여, 제1 고정부(110)는 시편 체결 선단(119)을 구비하며, 상기 시편 체결 선단(119)에서 볼트(119)와 같은 기계적 결합에 의해 시편(B)의 일 단부가 제1 고정부(110)에 고정된다. 시편(B)은 볼트(119) 등에 의해 고정될 수 있음으로 인해서, 제1 고정부(110)에 탈부착이 가능하게 결합될 수 있다. 볼트의 체결력을 이용하여 시편(B)의 장착각을 유지하기 위한 볼트의 체결력을 결정하기 위해서는 아래의 방법이 이용될 수 있다.
시편(B)의 중앙 부위에서 최대의 변형이 유발되도록 시편(B)이 시편 고정 유닛(100)과 연결되는 지점에서는, 회전이 자유로인 힌지(112)가 적용된다. 힌지(112) 내부에는 베어링이 장착되며, 이러한 베어링의 장착을 위해 베어링 부쉬(116)가 구비된다. 또한, 베어링에 의한 마찰열의 발산을 위해서 오일 냉각부(미도시)에 의한 오일 냉각 부분(114)이 구비된다.
도 6은 본 발명에 따른 원심력 부가 유닛(200)의 구성을 개략적으로 도시한 사시도이다.
도 6을 참조하여, 원심력 부가 유닛(200)은 시편(B)의 길이방향으로 작용하는 하중인 원심력을 가하는 액츄에이터(210) 및 상기 액츄에이터(210)와 제2 고정부(120)를 연결하는 와이어로프(220)를 포함한다. 구체적으로, 와이어로프(220)는 제2 고정부(120)가 결합되어 있는 수직하중 링크(350)를 통해서 시편 고정 유닛(100)과 연결된다.
도 6에 도시된 바와 같이, 액츄에이터(210)는 유압에 의해 하중을 부가하는 유압작동기일 수 있으며, 이러한 액츄에이터(210)는 로드엔드베어링(rod end bearing; 240) 및 도르래(sheave; 250)에 의해서 와이어로프(220)의 일 단과 연결된다. 와이어로프(220)는 복수 개의 와이어로 구성될 수 있으며, 와이어지지부(230)에 의해 지지되는 구조를 가질 수 있다.
와이어로프(220)의 타 단은 제2 고정부(120)와 결합되어 있는 수직하중 링크(350)에 연결됨으로써, 액츄에이터(210)로부터의 원심력은 시편(B)에 가해질 수 있다. 즉, 시편(B)에 가해지는 원심력은 와이어로프(220)를 통해 전달되며, 수직하중을 부가하는 동시에 시편(B)의 변형이 용이하도록 하는 충분한 와이어로프(220)의 길이가 적용되는 것이 바람직하다.
원심력을 감당하기 위한 와이어로프(220)의 최소지름(d)을 계산하기 위해서는 아래의 [수학식 2]에 의해 와이어로프 선정계수(C) 및 최대장력(S)이 설정되어야 한다.
[수학식 2]
C = { Z / (K * R) }0.5
d = C * S0.5
여기서,
C : 와이어로프 선정계수 (mm/√N)
K : 로프 구조에 따른 최소 파단하중의 실험계수
R : 와이어로프의 최소인장강도 (N/mm2)
Z : 최소 실질사용계수
d : 와이어로프의 최소지름 (mm)
S : 와이어로프의 최대장력 (N)
이다.
도 7은 본 발명에 따른 수직하중 부가 유닛(300)의 구성을 개략적으로 도시한 사시도이고, 도 8은 수직하중 부가 유닛(300)의 수직하중 링크(350)와 슬라이딩 가이드(36)를 구체적으로 도시한 사시도이다.
도 7을 참조하여, 수직하중 부가 유닛(300)은 회전력을 발생시키는 모터(310), 모터(310)에 연결되어 회전력을 전달받는 감속기(320), 감속기(320)에 연결되어 회전력을 직선운동으로 변환하는 수직운동 변환링크(330), 상기 수직운동 변환링크(330)에 연결된 링크로드(340) 및 링크로드(340)에 연결되고 제2 고정구(120)와 결합되는 수직하중 링크(350)를 포함한다.
수직하중 부가 유닛(300)은 모터(310), 감속기(320), 수직운동 변환링크(330), 링크로드(340)를 이용하여, 모터(310)로부터의 회전력을 수직운동 변환링크(330)를 통해 상하로 왕복하는 형태의 수직력으로 변환 발생시킨다. 수직운동 변환링크(330)는 감속기(320)의 회전 중심으로부터 반경방향으로 이격된 위치에서 링크로드(340)를 결합시킨다.
또한, 수직운동 변환링크(330)는 감속기(320)에서의 회전중심으로부터 반경방향으로 링크로드(340)를 이동 가능하도록 체결할 수 있으며, 이에 의해 링크로드(340)에 의한 수직운동의 변위가 조절될 수 있다.
도 8의 (a) 및 (b)를 참조하여, 링크로드(340)와 결합된 수직하중 링크(350)의 일 단에는 제2 고정부(120)가 결합되어 있으며, 이에 의해 링크로드(340)로부터의 수직 왕복 운동에 의한 수직하중은 제2 고정부(120)에 고정되어 있는 시편(B)에 가해질 수 있다.
슬라이딩 가이드(360)가 수직하중 링크(350)의 양 측면에 구비되어, 수직하중 링크(350)의 상하 운동을 유도하고, 좌/우 수평 이동을 제한한다. 수직하중 링크(350)는 슬라이딩 가이드(360)와 접촉하므로 접촉면에서 마찰에 의한 열이 발생하게 된다. 이러한 마찰에 의한 열을 냉각시키기 위해서 오일 분사부(미도시)가 구비될 수 있으며, 오일 분사부는 슬라이딩 가이드(360)를 냉각시키고 윤활을 원활하게 할 수 있도록 하는 오일을 슬라이딩 가이드(360)로 분사한다.
도 9는 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치(10)에 의한 피로 시험 모습을 개략적으로 도시한 구성도이다.
도 9를 참조하여, 시편 고정 유닛(100)에 의해 시편(B)의 양 단부가 분리 가능하게 고정될 수 있으며, 원심력 부가 유닛(200)은 시편(B)의 길이방향으로 원심력(FC)을 가할 수 있다. 수직하중 부가 유닛(300)은 상하 방향의 수직 하중(FV)을 가함으로써, 시편(B)에 플랩 모멘트와 리드-래그 모멘트를 적절히 가할 수 있다.
이 때, 플랩 모멘트 및 리드-래그 모멘트를 유발하기 위한 수직 하중의 가진 주파수를 시편(B)의 고유진동수에 가깝도록 조절함으로써, 시편(B)의 중앙 부위에 유발되는 블레이드 변형(BD)이 최대가 되도록 할 수 있다.
본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치(10)는 시편(B)dl 실제로 회전하는 운용 조건을 모사하여 원심력과 플랩 모멘트 및 리드-래그 모멘트를 동시에 부가할 수 있다. 또한, 시편(B)의 고유진동수에 가깝도록 시험 하중을 부가하여 공진상태가 되게 하고, 시편(B) 중앙 부위의 변형을 최대로 유도하여 해당 부위의 피로 특성을 평가할 수 있는 효과가 있다.
상술한 바와 같이, 본 발명의 바람직한 실시예를 참조하여 설명하였지만 해당 기술분야의 숙련된 당업자라면 하기의 청구범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.
본 명세서 내에 포함되어 있음.
도 1은 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치의 사시도이다;
도 2는 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치의 구조를 개략적으로 도시한 분해도이다;
도 3은 본 발명의 시편 고정 유닛이 고정되는 위치가 도시된 시편의 단면도이다;
도 4는 본 발명에 따른 시편 고정 유닛의 사시도이다;
도 5는 본 발명에 따른 시편 고정 유닛을 다른 각도에서 도시한 사시도이다;
도 6은 본 발명에 따른 원심력 부가 유닛의 구성을 개략적으로 도시한 사시도이다;
도 7은 본 발명에 따른 수직하중 부가 유닛의 구성을 개략적으로 도시한 사시도이다;
도 8은 본 발명에 따른 수직하중 부가 유닛의 수직하중 링크 및 슬라이딩 가이드의 상세도이다;
도 9는 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치에 의한 피로 시험 모습을 개략적으로 도시한 구성도이다.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
10 : 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
100 : 시편 고정 유닛 110 : 제1 고정부
112 : 힌지 114 : 오일 냉각 부분
116 : 베어링 부쉬 118 : 시편 체결 선단
119 : 볼트 120 : 제2 고정부
200 : 원심력 부가 유닛 210 : 액츄에이터
220 : 와이어로프 230 : 와이어지지부
240 : 로드엔드베어링 250 : 도르래
300 : 수직하중 부가 유닛 310 : 모터
320 : 감속기 330 : 수직운동 변환링크
340 : 링크로드 350 : 수직하중 링크
360 : 슬라이딩 가이드 400 : 프레임 유닛

Claims (11)

  1. 분리 가능하게 헬리콥터 로터 블레이드 시편의 양 단부를 고정하는 시편 고정 유닛;
    상기 시편 고정 유닛과 연결되어, 상기 시편의 길이방향 하중인 원심력을 가하는 원심력 부가 유닛;
    상기 시편 고정유닛과 연결되어, 상기 시편의 길이방향과 수직한 방향인 수직하중을 가하는 수직하중 부가 유닛; 및
    상기 시편 고정 유닛, 원심력 부가 유닛 및 수직하중 부가 유닛이 장착되는 프레임 유닛;
    을 포함하고,
    상기 시편 고정유닛은 상기 시편의 일 단부를 고정하는 제1 고정부, 및 상기 시편의 타 단부를 고정하는 제2 고정부를 포함하고, 상기 제1 고정부 및 제2 고정부는 상기 시편의 수직 방향 회전을 가능하게 하는 힌지를 각각 구비하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 시편의 중앙 부위에 유발되는 변형이 최대가 되도록, 상기 수직하중의 가진 주파수는 상기 시편의 고유진동수에 가깝도록 조절되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 제1 고정부는 상기 프레임 유닛의 일 단에 고정되고, 상기 제1 고정부 및 제2 고정부는 각각 기계적 결합 방식에 의해 상기 시편을 분리 가능하게 고정하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
  4. 삭제
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 힌지 내부에 배치되는 베어링 및 상기 베어링의 마찰열을 발산시키는 오일 냉각부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 원심력 부가 유닛은,
    상기 원심력을 가하는 액츄에이터; 및
    상기 액츄에이터와 상기 시편 고정 유닛을 연결하는 와이어로프;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 와이어로프의 최소지름 및 와이어로프 선정계수는,
    C = { Z / (K * R) }0.5
    d = C * S0.5
    C : 와이어로프 선정계수 (mm/√N)
    K : 로프 구조에 따른 최소 파단하중의 실험계수
    R : 와이어로프의 최소인장강도 (N/mm2)
    Z : 최소 실질사용계수
    d : 와이어로프의 최소지름 (mm)
    S : 와이어로프의 최대장력 (N)
    을 만족하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 수직하중 부가 유닛은,
    회전력을 발생시키는 모터;
    상기 모터에 연결되어, 상기 회전력을 전달받는 감속기;
    상기 감속기에 연결되어, 상기 회전력을 직선운동으로 변환하는 수직운동 변환링크;
    상기 수직운동 변환링크에 연결된 링크로드; 및
    상기 링크로드에 연결되고, 상기 시편 고정 유닛과 결합되는 수직하중 링크;
    를 포함하고, 상기 수직운동 변환링크는 상기 감속기의 회전 중심으로부터 반경 방향으로 이격되게 상기 링크로드를 결합하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 수직운동 변환링크는 상기 링크로드를 상기 감속기의 회전 중심으로부터 반경 방향으로 이동시켜 결합시킬 수 있는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
  10. 제 8 항 또는 제 9 항에 있어서,
    상기 수직하중 링크의 수직 방향 운동을 안내하는 슬라이딩 가이드를 더 포함하고,
    상기 슬라이딩 가이드는 상기 수직하중 링크의 측면에 수직 방향으로 배치되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 슬라이딩 가이드로 오일을 분사하는 오일 분사부를 구비하고, 상기 오일 분사부는 상기 슬라이딩 가이드를 냉각시키고 윤활 시키는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치.
KR1020080138222A 2008-12-31 2008-12-31 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치 KR101048618B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020080138222A KR101048618B1 (ko) 2008-12-31 2008-12-31 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020080138222A KR101048618B1 (ko) 2008-12-31 2008-12-31 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20100079680A KR20100079680A (ko) 2010-07-08
KR101048618B1 true KR101048618B1 (ko) 2011-07-13

Family

ID=42640742

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020080138222A KR101048618B1 (ko) 2008-12-31 2008-12-31 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101048618B1 (ko)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105593661A (zh) * 2014-05-21 2016-05-18 韩国机械研究院 用于叶片疲劳测试的具有最大化移动质量比的共振发生装置和使用该共振发生装置的疲劳测试方法
WO2018151516A1 (ko) * 2017-02-20 2018-08-23 주식회사 티브이에스 헬리콥터 블레이드의 진동 억제 장치
US11761866B2 (en) 2022-02-23 2023-09-19 Textron Innovations Inc. Apparatus for introducing test loads to a rotor blade

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102243142B (zh) * 2011-04-13 2013-06-19 中国航空动力机械研究所 离心载荷施加系统
KR101310244B1 (ko) * 2012-06-28 2013-09-24 (주)케이엔알시스템 풍력 블레이드 피로시험용 공진발생장치 및 이를 이용한 풍력 블레이드의 공진발생방법
KR101503297B1 (ko) * 2012-10-30 2015-03-25 한국표준과학연구원 블레이드 정적 강도 평가용 이축 하중 부가 장치
KR101424762B1 (ko) * 2013-01-29 2014-08-04 한국기계연구원 풍력 블레이드 피로시험용 공진발생장치의 유압 및 전원 라인을 위한 공진 연동 장치 및 이를 이용한 유압 및 전원 라인의 공진 연동 방법
KR101418322B1 (ko) * 2013-05-16 2014-07-14 한국기계연구원 이송질량의 비를 최대화한 블레이드 피로시험용 공진발생장치 및 이를 이용한 피로시험 방법
KR101482975B1 (ko) * 2013-05-16 2015-01-19 한국기계연구원 사이드로드를 감소시킨 블레이드 피로시험용 공진발생장치
KR101486325B1 (ko) * 2013-12-26 2015-01-26 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터허브의 구조시험장치
CN104019967B (zh) * 2014-05-20 2016-09-14 北京航空航天大学 一种测试直升机主桨大梁疲劳性能的试验系统
WO2016060417A1 (ko) * 2014-10-17 2016-04-21 한국기계연구원 페어링 및 이를 이용한 피로 시험 장치 및 방법
CN105300639A (zh) * 2015-11-04 2016-02-03 中国直升机设计研究所 一种主桨叶疲劳试验台激振力施加装置
KR101865180B1 (ko) * 2017-09-29 2018-06-07 (주)영광공작소 블레이드에 작용하는 균일압력의 분포하중 및 비틀림 하중 변환장치
KR102061831B1 (ko) * 2018-04-17 2020-01-02 한국항공우주연구원 블레이드 구조 시험장치 및 이를 이용한 블레이드 시험방법
CN113148225B (zh) * 2021-04-20 2022-11-22 中国直升机设计研究所 一种用于固定及旋转直升机桨叶的试验装置及试验方法
CN115420479A (zh) * 2021-05-31 2022-12-02 惠阳航空螺旋桨有限责任公司 一种螺旋桨桨叶疲劳试验装置
CN113504039A (zh) * 2021-07-06 2021-10-15 零重力南京飞机工业有限公司 旋翼结构静强度试验方法
CN113670739B (zh) * 2021-08-17 2024-04-26 无锡瑞来新材料科技有限公司 一种直升机主旋叶片疲劳试验装置
CN116358860B (zh) * 2023-06-01 2023-08-11 安徽羲禾航空科技有限公司 一种螺旋桨桨叶疲劳试验设备
CN117433782A (zh) * 2023-11-03 2024-01-23 中国人民解放军海军工程大学 一种潜艇舵杆机构疲劳试验装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000321189A (ja) 1999-05-14 2000-11-24 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 翼の疲労試験方法及び翼の疲労試験装置
KR20020054160A (ko) * 2000-12-27 2002-07-06 장근호 헬리콥터 로우터 구성 부품의 피로시험 장치대
KR20030017044A (ko) * 2001-08-23 2003-03-03 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터 블레이드 및 허브시스템 정적구조와피로시험 장치
KR20050064814A (ko) * 2003-12-24 2005-06-29 한국항공우주연구원 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000321189A (ja) 1999-05-14 2000-11-24 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 翼の疲労試験方法及び翼の疲労試験装置
KR20020054160A (ko) * 2000-12-27 2002-07-06 장근호 헬리콥터 로우터 구성 부품의 피로시험 장치대
KR20030017044A (ko) * 2001-08-23 2003-03-03 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터 블레이드 및 허브시스템 정적구조와피로시험 장치
KR20050064814A (ko) * 2003-12-24 2005-06-29 한국항공우주연구원 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105593661A (zh) * 2014-05-21 2016-05-18 韩国机械研究院 用于叶片疲劳测试的具有最大化移动质量比的共振发生装置和使用该共振发生装置的疲劳测试方法
CN105593661B (zh) * 2014-05-21 2018-10-30 韩国机械研究院 用于叶片疲劳测试的具有最大化移动质量比的共振发生装置和使用该共振发生装置的疲劳测试方法
WO2018151516A1 (ko) * 2017-02-20 2018-08-23 주식회사 티브이에스 헬리콥터 블레이드의 진동 억제 장치
US11761866B2 (en) 2022-02-23 2023-09-19 Textron Innovations Inc. Apparatus for introducing test loads to a rotor blade

Also Published As

Publication number Publication date
KR20100079680A (ko) 2010-07-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101048618B1 (ko) 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치
CN107110736B (zh) 风轮机叶片的疲劳试验
CN109073500B (zh) 风轮机叶片的疲劳测试
US8578753B2 (en) Impact test fixture with simulated centrifugal force
ES2668276T3 (es) Banco de ensayo para una pala de rotor o un segmento de pala de rotor, disposición con un banco de ensayo de este tipo y procedimiento de ensayo
CN110177938B (zh) 风轮机叶片的扭转测试
CN102089520B (zh) 用于测试风力涡轮机叶片的测试设备
EP2269023B1 (en) Specimen loading apparatus and method
CN104359671B (zh) 用于输电线路中球头挂环弯曲振动疲劳特性的测试装置
CN112014109B (zh) 一种航空发动机转子叶片丢失的模拟试验装置
CN101230832A (zh) 抗振风力发电机
CN112129503A (zh) 一种风机叶片扭转疲劳试验装置及其测试方法
CN113670739B (zh) 一种直升机主旋叶片疲劳试验装置
EP2674740A1 (en) A fatigue testing device for a wind turbine blade
CN103267686B (zh) 沥青混合料旋转剪切应力松弛试验装置及方法
Miranda et al. Fatigue evaluation of all aluminium alloy conductors fitted with elastomeric and metallic suspension clamps
CN102865984A (zh) 一种斜拉索单模态瞬态激振系统
KR100417527B1 (ko) 헬리콥터 로터 블레이드와 허브시스템의 정적구조 피로시험 장치
CN111645877A (zh) 跷跷板式旋翼疲劳试验装置及其工作方法
CN110017960B (zh) 一种桥梁钢缆振动检测模拟器
US11326661B2 (en) Damper
RU2686644C1 (ru) Композитная лопатка компрессора
RU2137108C1 (ru) Стенд для динамических испытаний элементов воздушного винта летательного аппарата
CN118010355A (zh) 模拟航空发动机台架基础激励的转子故障试验平台
Lefánti et al. PLASTIC MACHINE ELEMENTS OF SMALL AIRPLANE: EXAMINATION OF THE LANDING-GEAR LEG SUPPORT OF CESSNA 172

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20140708

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20150707

Year of fee payment: 5

LAPS Lapse due to unpaid annual fee