KR20030017044A - Bench for static structure/fatigue tests of helicopter rotor blade and hub system - Google Patents

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KR20030017044A
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Abstract

PURPOSE: An apparatus for testing a static structure and fatigue of a helicopter rotor blade and hub system is provided to determine the fatigue life and fatigue characteristics of a blade. CONSTITUTION: A rotor hub(3) is connected to a supporting reinforcement(2) at an upper side of a support(1). A blade(4) is mounted between the rotor hub(3) and a bracket(7) and is used as a test sample. Electro-servo hydraulic operators(5,16) provide an axial centrifugal force at both sides of the blade(4). An electro-servo hydraulic operator(8) is mounted above the bracket(7) and applies a vertical-directional excitation force on the blade(4). An elastic impact absorption device(15) connects the electro-servo hydraulic operator(16) and an axial bearing link(14).

Description

헬리콥터 로터 블레이드 및 허브시스템 정적구조와 피로시험 장치{Bench for static structure/fatigue tests of helicopter rotor blade and hub system}{Bench for static structure / fatigue tests of helicopter rotor blade and hub system}

본 발명은 헬리콥터 로터(회전익) 시스템의 구성요소, 특히 로터 블레이드(깃) 및 허브시스템의 정적 구조시험과 실제 헬리콥터 비용 운용 하중 조건을 정밀하게 구현하여 깃의 피로수명과 피로특성을 결정하기 위한 헬리콥터 로터 블레이드 및 허브시스템 정적구조와 피로시험 장치에 관한 것이다.The present invention precisely implements the static structural tests of the rotor rotor (rotary blade) system, in particular the rotor blades and hub systems, and the actual helicopter cost operating load conditions to determine the fatigue life and fatigue characteristics of the feather. Rotor blade and hub system static structure and fatigue testing apparatus.

헬리콥터 로터 시스템의 개발과 양산에 있어 핵심 구성부품인 로터 깃과 허브시스템의 정적구조와 피로시험은 필수적인 사항이다.In the development and production of helicopter rotor systems, the static structure and fatigue testing of the rotor blades and hub systems, which are key components, are essential.

기존의 로터 깃의 피로시험 장치대는 도 5 와 같이 시험 수행 중인 깃을 포함하고 있는 것으로 유압작동기(20)를 이용해 축 원심력을 부가하고, 별도의 기계적인 연결이 되어 있는 모터, 케이블 장치를 지지하는 구조물과 부속품들로 구성되어 있다.Existing rotor blade fatigue test apparatus includes a blade under test as shown in Figure 5 to add a centrifugal force using the hydraulic actuator 20, and to support a motor, cable device that is a separate mechanical connection Consists of structures and accessories.

이러한 로터 깃의 피로시험 장치대는 몇 가지 문제점들이 다음과 같이 나타난다.Some of the problems with this rotor blade fatigue test stand are as follows.

첫째, 시험되는 깃의 굽힘 모멘트의 형상이 비행 운용 조건과 다르게 나타나며, 시험재료인 깃의 시편이 간단한 구조의 외팔보와 같이 시험되고, 선형성을 갖는 굽힘 모멘트의 형상이 변화된다.First, the shape of the bending moment of the feather to be tested is different from the flight operation conditions, the test specimen of the feather as a test material is tested like a cantilever beam of simple structure, and the shape of the bending moment with linearity is changed.

이는 시험 재료인 깃의 한 점에서의 응력만을 얻을 수 있게 한다.This makes it possible to obtain only stresses at one point of the feather, the test material.

기본적으로 날개보 뿌리 부분에서의 한 점에 대해서만 시험을 수행할 수 있다.Basically, the test can only be carried out on one point at the root of the wing.

그리고 비행 운용 조건에 따라 깃의 길이 방향으로 형성될 수 있는 응력의 분포를 제공하지 못하는 단점이 있다.And there is a disadvantage in that it does not provide a distribution of stress that can be formed in the longitudinal direction of the feather depending on the flight operating conditions.

둘째, "지상 - 공중 - 지상"의 비행 주기를 제공하는 것이 불가능하다. 왜냐하면, 굽힘 모멘트가 별도의 기계적인 연결을 통해서 제공되기 때문이다.Secondly, it is impossible to provide a "ground-air-ground" flight cycle. This is because the bending moment is provided through a separate mechanical connection.

셋째, 허브시스템에 대한 정적구조시험은 불가능하며, 이 장치대는 다음과 같은 모드로 운용된다.Third, static structural tests on the hub system are not possible. The platform is operated in the following modes.

축방향 원심력은 유압작동기에 의해 제공되며, 시험재료인 깃의 굽힘 모멘트는 가변 속도 구동장치(모터)와 연결된 별도의 기계적인 연결에 의해 제공된다.The axial centrifugal force is provided by the hydraulic actuator, and the bending moment of the quill, the test material, is provided by a separate mechanical connection to the variable speed drive (motor).

장치대가 운용 중에 있을 때 깃을 따라 형성되는 응력의 분포가 실제 비행 운용 조건에서의 응력 분포와 다르기 때문에 시험되는 재료인 헬리콥터 로터 깃의 정밀한 피로수명을 예측하기 어렵다.It is difficult to predict the precise fatigue life of the helicopter rotor blade, the material being tested, because the distribution of stresses along the vane when the rack is in operation is different from the stress distribution under actual flight operating conditions.

본 발명은 실제 비행 운용 조건을 모사하여 플랩면(회전면의 수직방향)과 회전면 방향 모두에서 깃의 굽힘 모멘트 형상을 정확히 구현하여 주행 운용 하중 조건 부여의 정밀성을 높여주는 것이다.The present invention is to simulate the actual flight operating conditions to accurately implement the bending moment shape of the feather in both the flap surface (vertical direction of the rotating surface) and the rotating surface direction to increase the precision of the driving operating load conditions.

이러한 본 발명은 실제 헬리콥터와 동일한 기술적이 데이터를 갖는 로터 허브시스템을 사용함으로써 달성할 수 있다.This invention can be achieved by using a rotor hub system having the same technical data as a real helicopter.

이는 깃 날개보의 뿌리 부분에서의 응력 분포와 비행 중 깃을 따라 형성되는 응력 분포도 정밀하게 구현할 수 있게 해준다.This makes it possible to precisely implement the stress distribution at the root of the vane and the stress distribution along the feather during flight.

그 외 시험재료인 깃의 끝단이 고정 하중으로부터 자유로울 수 있도록 베어링 결합체와 탄성 충격 흡수장치를 연결하고 마지막에 축방향 원심력을 제공하는 전자-서보 유압작동기가 연결된다.In addition, an electro-servo hydraulic actuator is connected which connects the bearing assembly and the elastic shock absorber and finally provides the axial centrifugal force so that the end of the test blade is free from the fixed load.

이때 깃의 끝단에 연결되어 있는 브래킷은 베어링 결합체 안의 두 개의 베어링 연결부에 결합되고, 베어링 결합체의 한 개의 베어링 연결부와 탄성 충격 흡수장치가 연결된다.At this time, the bracket connected to the end of the feather is coupled to the two bearing connection in the bearing assembly, one bearing connection of the bearing assembly and the elastic shock absorber is connected.

추가적으로 두 개의 베어링 연결부는 고정된 구조물에 연결되어 있으며, 비행 운용 하중 조건에 해당하는 축방향 원심력 하중이 부가된 상태에서 수직 방향으로 깃의 끝단에 반복 하중을 부가하게 되면, 깃의 길이방향을 따라 형성되는 굽힘 모멘트 형상을 구현하게 된다.In addition, the two bearing connections are connected to a fixed structure, and the repetitive load is applied to the end of the vane in the vertical direction with an axial centrifugal load corresponding to the flight operating load conditions. The bending moment shape to be formed is realized.

이때 하중 조건 부여의 정밀성을 높여주기 위해 탄성 충격 흡수장치를 사용하고, 수직방향으로 설치된 전자-서보 유압작동기는 세밀한 반복 하중을 부가한다.At this time, the elastic shock absorber is used to increase the precision of the load condition assignment, and the vertically installed electro-servo hydraulic actuator is applied with a fine repetitive load.

이렇게 나타나는 굽힘 모멘트의 형상은 깃의 끝단에서 뿌리부분까지 비행 중 깃에 나타나는 굽힘 모멘트의 형상과 가장 근접하게 된다.The shape of the bending moment appearing closest to the shape of the bending moment appearing on the feather during flight from the tip of the feather to the root.

또한 뿌리부분에서의 응력 변화뿐만 아니라, 깃의 날개보를 따라 형성되는 중요한 응력의 분포를 얻게 된다.In addition to stress changes at the roots, important stress distributions along the vanes of the feathers are obtained.

도 1 은 본 발명의 설치상태 정면도1 is a front view of the installation state of the present invention

도 2 는 본 발명의 설치상태 평면도2 is a plan view of the installation state of the present invention

도 3 은 본 발명 도 1 의 K방향에 대한 평면도3 is a plan view of the K direction of the present invention Figure 1

도 4 는 본 발명 도 2 의 A-A 선 단면도4 is a cross-sectional view taken along the line A-A of the present invention Figure 2

도 5 은 기존의 로터 깃의 장치대에 대한 정면도5 is a front view of a mounting stage of a conventional rotor blade.

[도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명][Description of Symbols for Main Parts of Drawing]

1 : 구조물 지지대2 : 지지 보강대1: structure support 2: support reinforcement

3 : 로터 허브4 : 깃3: rotor hub 4: feather

5, 8, 16 : 전자-서보 유압작동기5, 8, 16: E-Servo Hydraulic Actuator

6 : 하중 측정기7 : 브래킷6: load meter 7: bracket

9, 10, 12, 13 : 베어링 링크11 : 베어링 결합체9, 10, 12, 13: bearing link 11: bearing assembly

14 : 주축 베어링 링크15 : 탄성충격 흡수장치14: spindle bearing link 15: elastic shock absorber

본 발명의 정적구조와 피로시험 장치는 구조물 지지대(1)를 중심으로 좌우 부분으로 구성되어 있다.Static structure and fatigue test apparatus of the present invention is composed of a left and right portion around the structure support (1).

구조물 지지대(1)의 상측에는 로터 허브(3)가 연결되어 있는 지지 보강대(2)가 있고, 로터 허브(3)의 수직 중심을 기준으로 좌측 부분에 시험재료인 깃(4)이 연결된다.On the upper side of the structure support (1) there is a support reinforcement (2) to which the rotor hub (3) is connected, and the feather (4), which is a test material, is connected to the left part based on the vertical center of the rotor hub (3).

로터 허브(3)는 실제 헬리콥터 허브시스템의 기술적 설계 데이터를 그대로이용하여 제작된 허브시스템이 사용된다,The rotor hub 3 is a hub system manufactured using technical design data of an actual helicopter hub system as it is.

우측 부분은 상대적으로 간단하게 구현되어 있는데 전자-서보 유압작동기(5)에 관절형 연결부에 의해 연결된다.The right part is relatively simple and is connected by an articulated connection to the electro-servo hydraulic actuator 5.

전자-서보 유압작동기(5)는 하중 측정기(6)가 부착되어 있고 우측 구조물 지지대(1)에 연결된다.The electro-servo hydraulic actuator 5 has a load measuring instrument 6 attached thereto and is connected to the right structure support 1.

한편, 시험재료인 깃(4)의 시편은 브래킷(7)에 연결되어 있고 수직으로 장착된 전자-서보 유압작동기(8)의 봉(막대)에는 관절형 연결부에 브래킷(7)이 연결된다.On the other hand, the test piece of the feather 4 as the test material is connected to the bracket (7) and the bracket (7) is connected to the articulated connection to the rod (rod) of the vertically mounted electro-servo hydraulic actuator (8).

브래킷(7)은 한 개의 베어링 축으로 두 개의 평행한 베어링 링크(9, 10)와 연결되고, 두 개의 평행한 베어링 링크(9, 10)는 관절형 연결부를 이용하여 베어링 결합체(11)의 주축에 일직선상에 놓인 두 개의 끝단 베어링 링크(12, 13)로 연결된다.The bracket 7 is connected to two parallel bearing links 9 and 10 with one bearing axis, and the two parallel bearing links 9 and 10 are connected to the main shaft of the bearing assembly 11 using articulated connections. It is connected by two end bearing links 12, 13 which are in line with each other.

베어링 결합체(11)의 주축과 연결된 한 개의 주축 베어링 링크(14)가 탄성 충격 흡수장치(15)와 연결된다.One spindle bearing link 14 connected to the spindle of the bearing assembly 11 is connected to the elastic shock absorber 15.

탄성 충격 흡수장치(15)의 다른 한쪽은 전자 서보 유압작동기(16)와 연결되고, 이어서 하중 측정기(17)가 좌측의 구조물 지지대(1)에 관절형으로 연결되어 있다.The other side of the elastic shock absorber 15 is connected to the electromagnetic servohydraulic actuator 16, and then the load measuring device 17 is articulated to the structure support 1 on the left side.

두 개의 전자-서보 유압작동기(5, 16)는 정적구조와 피로 시험장치의 로터 허브(3)의 좌측과 우측에 동일한 축 원심력을 동시에 제공한다.The two electro-servo hydraulic actuators 5 and 16 simultaneously provide the same axial centrifugal force to the left and right sides of the rotor hub 3 of the static structure and fatigue test apparatus.

지지 보강대(2)는 굽힘 모멘트로 인해 발생하는 하중의 영향을 제거해주는역할을 한다.The support reinforcement 2 serves to eliminate the influence of the load generated by the bending moment.

다음으로, 전자-서보 유압작동기(8)는 공진 주파수에 해당하는 특정 굽힘 모멘트를 시험재료인 깃(4)의 시편에 부가한다.Next, the electro-servo hydraulic actuator 8 adds a specific bending moment corresponding to the resonant frequency to the specimen of the feather 4 as the test material.

로터 허브(3)와 시험재료인 깃(4)의 시편에 제공되는 축 원심력은 특정 크기의 진동을 갖고 있는데, 이런 현상은 적절한 탄성 충격 흡수장치(15)의 특성을 이용하여 진동의 크기를 조정할 수 있어 깃(4)의 회전속도(시험 주파수)에 따른 축 원심력 하중 조건을 정확히 구현하게 된다.The axial centrifugal force provided to the specimens of the rotor hub 3 and the tester feather 4 has a certain magnitude of vibration, which is controlled by the characteristics of the appropriate elastic shock absorber 15. It is possible to accurately implement the axial centrifugal load conditions according to the rotational speed (test frequency) of the feather (4).

즉, 순항 비행 영역에서 회전하는 깃(4)의 축방향 원심력 진동 폭은 깃(4)의 형상 특성, 회전속도(시험주파수), 대기 조건 등에 따라 변화된다.That is, the axial centrifugal force oscillation width of the feather 4 rotating in the cruising flight region varies depending on the shape characteristic of the feather 4, the rotational speed (test frequency), and atmospheric conditions.

이러한 조건들에 따라 변화되는 축방향 원심력 진동폭을 조정할 수 있는 탄성 충격 흡수장치(15)가 연결되어 있어서 축방향 원심력 하중의 진동 폭은 하중 측정기를 통해 결과를 보고 탄성 충격 흡수장치(15)의 탄성력을 변경하면서 조정하게 되므로 정확한 구현이 가능하게 된다.The elastic shock absorber 15 which can adjust the axial centrifugal force oscillation width which changes according to these conditions is connected, and the vibration width of the axial centrifugal force load is the result of the elastic force of the elastic shock absorber 15 by seeing the result through a load measuring instrument By tweaking these changes, the correct implementation is possible.

또한, 플랩면 방향(깃의 수직방향) 외에 깃(4)의 회전면 방향(수평방향)으로도 깃(4)의 피로 수명 예측이나 피로 강도를 측정할 수 있는데, 특수 제작한 연결 치구인 지지 보강대(2)를 90도 회전시켜 설치하여 회전면 방향으로 발생하는 시험재료인 깃의 리드 - 래그 운동을 구현할 수 있다.In addition to the flap surface direction (vertical direction of the feather), the fatigue life prediction and the fatigue strength of the feather 4 can be measured also in the rotational surface direction of the feather 4 (horizontal direction). It can be installed by rotating (2) 90 degrees to realize lead-lag movement of the feather, which is a test material generated in the direction of the rotation surface.

시험재료인 깃(4)의 시편의 끝단에 부가되는 하중 신호는 전자-서보 유압작동기(5, 8, 16)를 사용하여 "지상 - 공중 - 지상"의 비행 단계에 대한 비행 하중 사이클에 해당하는 입력 신호로서 제어 시스템의 신호 생성기에서 만들어지게 된다.The load signal applied to the end of the specimen of the test piece, feather 4, corresponds to the flight load cycle for the "ground-to-air" flight phase using the electro-servo hydraulic actuators 5, 8 and 16. It is made by the signal generator of the control system as an input signal.

전자-서보 유압작동기(5, 8, 16)의 막대의 변위 신호와 하중 측정기로부터 출력되는 하중 신호를 피드백 받아 "지상 - 공중 - 지상"의 비행 단계에 대한 비행 하중 사이클을 정밀하게 구현하게 된다.The displacement signal of the rods of the electro-servo hydraulic actuators 5, 8 and 16 and the load signal output from the load gauge are fed back to precisely implement the flight load cycle for the "ground-air-ground" flight phase.

피로시험 대상인 깃의 비행 운용 하중조건에 따른 응력 분포응력 계측장치를 설치하여 컴퓨터에서 결과 분석하고, 로터 깃(4)의 피로 운용 수명을 결정하며 피로 특성을 해석할 수 있도록 하는 것이다.The stress distribution stress measurement device according to the flight operating load conditions of the feather to be fatigue tested is installed to analyze the results on a computer, to determine the fatigue operating life of the rotor blade (4) and to analyze the fatigue characteristics.

여기서 전자-서보 유압작동기(5, 8, 16)는 해당 시험 주파수에서 수직 반복 하중을 부가할 수 있는 동일한 성능을 가진 다른 기계적 진동기(Vibrator)를 사용하여도 본 발명을 이용한 피로 수명 결정 및 피로 특성의 시험이 가능하게 된다.Here, the electro-servo hydraulic actuators (5, 8, 16) can be used to determine fatigue life and fatigue characteristics using the present invention even when using another mechanical vibrator having the same capability to add vertical cyclic load at the corresponding test frequency. Test is possible.

따라서, 피로 시험장치는 헬리콥터 로터 깃의 비행 운용 상황을 정확하게 구현하였으며, 시험재료인 깃의 시편에 실제 상황과 유사하게 하중을 부가하게 되어 개발 또는 생산된 헬리콥터 로터 깃의 정밀한 피로 수명과 피로 특성을 결정하게 한다.Therefore, the Fatigue Tester accurately embodied the flight operation situation of the helicopter rotor blade, and applied the load to the specimen of the feather as a test material similarly to the actual situation, thereby improving the precise fatigue life and fatigue characteristics of the developed or produced helicopter rotor blade. Let the decision

또한 깃의 시편 강성이 큰 보로 대체할 경우 수직 방향의 정적 하중을 부가하여 허브시스템의 정적 구조시험이 가능하다.In addition, the static structural test of the hub system is possible by adding a static load in the vertical direction when replacing the beam with a large specimen stiffness.

또한 정적구조 및 피로시험 장치와 유사한 기계, 항공, 자동차 분야의 구성 부품들에 대한 피로시험에도 쉽게 응용할 수 있는 것이다.It can also be easily applied to fatigue testing of components in mechanical, aerospace and automotive applications similar to static structures and fatigue testing devices.

본 발명은 깃의 뿌리부분을 고정시켜 축방향 원심력을 한쪽 방향에서만 부가할 수 있도록 되어 있는 기존 장치대의 문제점을 해결하기 위하여 실제 헬리콥터 허브시스템의 기술적 데이터를 적용한 허브를 사용하였고, 허브를 중심으로 양쪽 방향으로 축방향 원심력 하중을 부가할 수 있는 것이다.The present invention uses the hub to apply the technical data of the actual helicopter hub system in order to solve the problem of the existing equipment that can be fixed in the root portion of the feather to add the axial centrifugal force in only one direction, both centered on the hub It is possible to add an axial centrifugal force load in the direction.

본 발명은 헬리콥터가 실제 비행하는 동안 부가되는 깃의 하중조건을 정밀하게 구현하여 부가 하중의 불안정성을 제거하였으며, 탄성 충격 흡수장치를 사용하여 실제 비행 운용 상태를 정밀하게 구현하였다.The present invention removes instability of the additional load by precisely implementing the load condition of the feather added during the actual flight of the helicopter, and precisely implemented the actual flight operation state using the elastic shock absorber.

본 발명은 기존의 피로시험 장치대에서 구현이 불가능한 허브시스템의 정적구조시험 특성과 깃을 따라 형성되는 응력 분포를 얻을 수 있으며, 로터 깃의 정확한 피로 운용 수명을 계산할 수 있는 것이다.The present invention can obtain the static structural test characteristics of the hub system that can not be implemented in the existing fatigue test equipment and the stress distribution formed along the feather, it is possible to calculate the exact fatigue operating life of the rotor blade.

Claims (5)

헬리콥터 로터 블레이드 및 허브시스템 정적구조와 피로시험 장치에 있어서,In the helicopter rotor blade and hub system static structure and fatigue test device, 구조물 지지대(1)의 상측에서 지지 보강대(2)에 연결된 로터 허브(3)와,A rotor hub 3 connected to the support reinforcement 2 at an upper side of the structure support 1, 상기 로터 허브(3)와 브래킷(7)의 사이에 설치되어 시험재료로 사용되는 시편인 깃(4)과,A feather 4 installed between the rotor hub 3 and the bracket 7 and used as a test material; 상기 깃(4)의 양측에서 축방향 원심력을 제공하는 전자-서보 유압작동기(5, 16)와,An electro-servo hydraulic actuator (5, 16) providing axial centrifugal force on both sides of the feather (4), 상기 브래킷(7)의 상측에 설치되어 깃(4)에 수직방향의 진동하중을 부가하는 전자-서보 유압작동기(8)와,An electro-servo hydraulic actuator 8 installed on the upper side of the bracket 7 to add a vibration load in the vertical direction to the feather 4; 상기 전자-서보 유압작동기(16)와 주축 베어링 링크(14)를 연결하는 탄성 충격 흡수장치(15)와,An elastic shock absorber (15) connecting the electro-servo hydraulic actuator (16) and the spindle bearing link (14); 상기 브래킷(7)이 연결된 양측에서 두 개의 베어링 링크(9, 10)가 연결되어 있고, 베어링 링크(9, 10)는 베어링 결합체(11)의 주축 양측에서 두 개의 끝단 베어링 링크(12, 13)와 연결됨을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 및 허브시스템 정적구조와 피로시험 장치.Two bearing links 9 and 10 are connected at both sides to which the bracket 7 is connected, and the bearing links 9 and 10 have two end bearing links 12 and 13 at both sides of the main shaft of the bearing assembly 11. Helicopter rotor blades and hub system static structure and fatigue testing device. 제1항에 있어서, 깃의 끝단에 부가되는 하중 신호는 "지상 - 공중 - 지상"의 비행 단계에 대한 비행 하중 사이클에 해당하는 입력 신호로서 제어 시스템의 신호 생성기에서 만들어지고, 전자-서보 유압작동기를 동작시키며, 전자-서보 유압작동기의 변위 신호와 하중 측정기로부터 출력되는 하중 신호를 피드백 받아 "지상 - 공중 - 지상"의 비행 단계에 대한 비행 하중 사이클을 구현할 수 있도록 함을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 및 허브시스템 정적구조와 피로시험 장치.2. The load generator of claim 1, wherein the load signal added to the end of the feather is made in the signal generator of the control system as an input signal corresponding to the flight load cycle for the "ground-air-ground" flight phase, and the electro-servo hydraulic actuator Helicopter rotor blades, characterized in that to operate the flight load cycle for the "ground-air-ground" flight stage by receiving the displacement signal of the electro-servo hydraulic actuator and the load signal output from the load gauge. And hub system static structure and fatigue testing equipment. 제1항에 있어서, 전자-서보 유압작동기(8)는 해당 시험 주파수에서 수직 반복 하중을 부가할 수 있도록 함을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 및 허브시스템 정적구조와 피로시험 장치.2. The helicopter rotor blade and hub system static structure and fatigue test apparatus according to claim 1, characterized in that the electro-servo hydraulic actuator (8) enables the application of vertical repetitive loads at the corresponding test frequencies. 제1항에 있어서, 탄성 충격 흡수장치는 변화되는 축방향 원심력 진동폭을 조정할 수 있으며, 축방향 원심력 하중의 진동폭은 하중 측정기를 통해 결과를 보고 탄성력을 변경하면서 조정할 수 있도록 함을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 및 허브시스템 정적구조와 피로시험 장치.The helicopter rotor according to claim 1, wherein the elastic shock absorber can adjust the axial centrifugal force oscillation width to be changed, and the oscillation width of the axial centrifugal force load can be adjusted while changing the elastic force by viewing the result through a load measuring instrument. Blade and hub system static structure and fatigue test device. 제1항에 있어서, 지지 보강대(2)를 90도 회전시켜 설치하여 회전면 방향으로 발생하는 시험재료인 깃(4)의 리드 - 래그 운동을 구현할 수 있도록 함을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드 및 허브시스템 정적구조와 피로시험 장치.The helicopter rotor blade and hub system according to claim 1, wherein the support reinforcing bar 2 is rotated by 90 degrees to implement a lead-lag movement of the feather 4, which is a test material generated in the direction of the rotation surface. Static structure and fatigue test device.
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