KR20050064814A - 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치 - Google Patents

실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치 Download PDF

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Abstract

본 발명은 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치에 관한 것으로, 베이스 프레임 상에 설치된 허브 고정구조물과, 상기 허브 고정구조물에 장착된 허브 부품의 단부에 리드래그 하중을 인가할 수 있도록 연결된 복수 개의 내측 수직 구조물과, 각기 대응된 상기 허브 부품의 단부와 연결 부품에 의해 연결대와 연결되어 있으며 상기 연결대에 플랩 하중을 인가하도록 연결된 복수 개의 외측 수직 구조물을 갖는 시험 치구와; 상기 냉각장치가 부설되어 있으며, 유압 및 냉각수 배관에 의해 작동되며 상기 유니버셜 조인트와 각기 연결된 전자식 서보 유압작동기를 구비한 하중부가시스템과; 상기 하중부가시스템의 온도, 압력, 오일 및 냉각수 수준 등의 감시와 제어, 상기 전자식 서보 유압작동기의 움직임을 조합된 명령으로 동작시키며 이의 회귀 신호를 제어하도록 제공된 제어시스템을 포함하여 구성됨으로써, 실제 개발되는 헬리콥터의 허브 시스템에 대한 개발에 따른 검증을 수행할 수 있으며, 헬리콥터의 개발 및 양산 규정에서 필수적인 구조/피로 특성에 대한 기술적인 시험평가 및 인증까지도 해외 설비 활용으로 인한 예산 낭비 없이 수행할 수 있는 효과가 있다.

Description

실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치 {Full-scale Heli-copter Hub-System Fatigue Test Apparatus}
본 발명은 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 다양한 헬리콥터 허브시스템에 있어서 실제 헬리콥터의 비행 하중 조건을 부가하여 정밀한 구조 및 피로 특성에 대한 시험을 수행하여 인증 평가에 활용할 수 있는 장치에 관한 것이다.
헬리콥터 주 회전익이 회전함에 따라 갖게 되는 헬리콥터 주 회전익 시스템을 구성하는 허브 시스템의 구조 및 피로 특성을 파악하기 위해서는 국내는 물론 해외의 헬리콥터 개발에 관한한 유수한 항공선진국에서도 일반적으로 실험에 의존한다. 상용화된 구조 및 피로 해석 프로그램들을 이용하기에는 본질적인 재료의 물성치와 구현되어야 하는 부가 하중들의 정확한 모사를 이루어낼 수 없다.
헬리콥터 주 회전익 시스템의 개발과 양산에 있어 구조 및 피로 시험은 필수적인 인증시험 항목이다. 국내에는 아직까지 헬리콥터 주 회전익 시스템을 개발한 경험을 보유하고 있지 않아 이러한 시험장치 또한 개발되지 않은 상황이다.
그러나 해외의 유수한 헬리콥터 제작업체나 개발기관에서는 필수적으로 보유하고 있어 완제기에 장착하기 전에 충분한 구조 및 피로시험을 수행하고 있다.
종래 기술에 의한 일실시예인 영국의 지케이엔 웨스트랜드 헬리콥더사 (GKN - Westland Helicopter Ltd.)가 보유하고 운용중인 실제 헬리콥터의 로터 시스템(Lynx)을 구성하고 있는 힌지없는 허브시스템에 대한 구조 및 피로시험을 위해 활용되고 있다. 그러나, 이러한 장치는 지면 아래에 약 5m의 직경과 깊이 3m로 지하에 시험장치를 구성하여 허브 시스템과 깃을 연결한 시험이 불가능하다. 또한, 플랩과 리드래깅 하중이 동시에 부가될 경우 허브 부품을 연결하고 있는 베어링과 유압 작동기를 고정하는 끝단의 베어링이 충분한 범위를 갖지 못하기 때문에 기구학적인 차이를 극복하기 어려운 단점이 있다.
따라서, 작은 섭동량을 갖는 운동의 경우는 모사할 수 있지만, 베어링의 운동 범위를 초과하게 되면, 정확성있는 시험이 불가능하다고 볼 수 있다. 실제 헬리콥터의 비행운용 조건은 외란의 영향을 고려하고, 허브 부품 자체의 유연한 움직임이 개발 개념에 따라 크게 변화될 수 있기 때문에 새로운 허브 시스템이 개발되면 시험장치 자체도 많은 수정 및 보완을 해야 정밀하게 하중(진동)을 부가할 수 있는 시험장치가 될 수 있다.
결과적으로, 시험 대상물인 주 회전익 허브 시스템과 깃의 익근쪽 일부분을 연장시켜 수행할 수 있게 하기 위해서는 허브 시스템과 연결된 전자식 서보 유압 작동기와의 사이가 충분히 넓은 공간이 필요하며, 기구학적인 섭동량이 큰 범위까지 시험을 수행하기 위해서는 베어링의 운용 범위를 크게하거나 충분한 길이를 갖는 허브 부품 끝단의 이음이 필요하게 된다.
종래 기술의 다른 실시예인 일본 후지 중공업(Fuji Heavy Industries Ltd.)의 허브시스템 시험장치는 베어링없는 허브 시스템 중 한 개의 허브부품에 대해서만 정적구조 및 피로특성 시험을 수행할 수 있는 장치이다. 여기서, 일본 시험장치는 허브부품의 중심쪽에서 진동 하중을 부가함으로써 실제 물리적인 현상에서는 허브부품의 끝단에 연결된 깃의 움직임에 의해 부가되는 진동 하중에 대하여 정확한 구현이 어려운 단점이 있다.
더욱이, 이러한 장치는 플랩 운동으로 인하여 발생하는 허브부품 끝단의 수직방향 변위를 최소화하면서 리드래깅 운동과 비틀림 운동을 구현할 수 있는 장점이 있으나 실제 허브시스템에 대한 정밀한 시험을 수행하기 위해서는 한 개의 허브부품이 아닌 4개의 허브부품이 연결된 전체 허브시스템에 대한 시험을 구현할 수 없는 단점이 있다.
상기와 같은 문제점을 해소하기 위하여 창출된 본 발명의 목적은, 헬리콥터의 허브 시스템에 작용하는 실제 비행운용 하중조건을 정밀하게 모사하여 부가함으로써 피시험 대상물인 다양한 형태의 허브 시스템에 대한 이륙 및 착륙, 순항 비행, 임무형 기동 비행 등의 각 비행 단계별 구조 및 피로 특성에 대한 분석과 예측 정확도를 개선할 수 있는 실물 크기의 헬리콥터 허브시스템의 피로시험 장치를 제공함에 있다.
이러한 본 발명의 목적은, 베이스 프레임 상에 설치된 허브 고정구조물과, 상기 허브 고정구조물에 장착된 허브 부품의 단부에 리드래그 하중을 인가할 수 있도록 연결된 복수 개의 내측 수직 구조물과, 각기 대응된 상기 허브 부품의 단부와 연결 부품에 의해 연결대와 연결되어 있으며 상기 연결대에 플랩 하중을 인가하도록 연결된 복수 개의 외측 수직 구조물을 갖는 시험 치구와; 상기 냉각장치가 부설되어 있으며, 유압 및 냉각수 배관에 의해 작동되며 상기 유니버셜 조인트와 각기 연결된 전자식 서보 유압작동기를 구비한 하중부가시스템과; 상기 하중부가시스템의 온도, 압력, 오일 및 냉각수 수준 등의 감시와 제어, 상기 전자식 서보 유압작동기의 움직임을 조합된 명령으로 동작시키며 이의 회귀 신호를 제어하도록 제공된 제어시스템을 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치에 의해 달성될 수 있다.
바람직하게는, 본 발명의 외측 수직 구조물에는 상기 연결대에 플랩 하중을 인가하도록 제공된 정적 유압작동기를 더 포함하여 구성된다.
바람직하게는, 본 발명의 내측 수직 구조물에는 상기 허브 부품에 리드래그 하중을 인가할 수 있도록 각기 제공된 동적 유압작동기를 더 포함하여 구성된다.
보다 바람직하게는, 본 발명의 유압작동기의 전, 후단부는 각기 스위블형 및 유니버셜 조인트가 장착된다.
보다 바람직하게는, 본 발명의 유압작동기의 전단부에 장착된 유니버셜 조인트는 블래킷 또는 베어링 등으로 구성된 연결 부품에 의해 상기 허브 부품과 각기 연결된다.
이하, 도면을 참조하여 본 발명의 구성을 상세히 설명하면 다음과 같다.
도 1은 본 발명에 의한 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치를 나타내는 구성도이고, 도 2는 도 1의 요부 사시도이고, 도 3은 도 2의 부분 확대 사시도이다.
도 1 내지 도 3을 참조하면, 본 발명에 의한 실물 크기의 헬리콥더 허브 시스템의 피로 시험장치는 하중부가시스템(100)과 제어시스템(200), 시험치구 (10)로 구성되어 있으며, 하중부가시스템(100)은 유압공급장치(110), 냉각장치 (120), 전자식 서보 유압작동기(5)(6), 유압 및 냉각수 배관(140)(150)으로 구성되어 있다.
제어시스템(200)은 유압공급장치(110) 및 냉각장치(120)의 온도, 압력, 오일 및 냉각수 수준 등의 감시(모니터링)와 제어, 전자식 서보 유압작동기(5)(6)의 움직임을 조합된 명령으로 동작시키기 위한 주파수 생성기(Function Generator)에서 출력되는 명령 신호와 하중 측정 센서인 로드셀 및 변위 측정 센서인 LVDT(Linear Variable Displacement Transducer)로부터의 회귀 신호 등의 제어를 담당한다.
시험치구(10)는 베이스 프레임(10a) 상에 설치된 고정용 구조물과 연결 부품(3)으로 구성되어 있으며, 중앙부에 실물크기 허브시스템(1)이 있으며, 여기에 허브 부품(2)이 부착되어 있고, 연결 부품(3)이 각각의 허브 부품 단부에 연결되어 있다. 플랩, 리드래깅, 비틀림 운동으로 인한 기구학적인 차이를 최소화하기 위해 충분한 길이를 갖는 연결대(4)가 중간에 하중 측정 센서인 로드 셀과 함께 연결되어 있다.
여기서, 연결대(4)는 회전이 가능하게 설계된 고정된 치구에 연결되어 원심력 하중을 부가하는 정적 유압작동기의 움직임과 허브 부품의 플랩 운동으로 인한 원심력 하중의 변화를 최소화시켜준다. 결과적으로, 연결대(4)는 시험대상물인 허브시스템(1)의 허브 부품(2)이 갖는 각도와 평행하게 연결되어 있어 헬리콥터의 주 회전익이 회전하면서 발생하는 원심력 방향이 허브 중심과 허브부품이 이루는 원심력 하중 크기 변화를 최소화 할 수 있다.
연결 부품(3)의 경우, 동적 전자식 서보 유압작동기(이하, "동적 유압작동기"이라 한다)(5)(6)와 정적 전자식 서보 유압작동기(이하, "정적 유압작동기"이라 한다)(7)와 허브 시스템(1)을 연결하며, 각 유압작동기의 동작에 따라 허브 시스템(1)의 움직임을 가능하게 해주는 기구학적인 연결 치구 역할을 한다. 따라서, 허브시스템 시편에 최대 6m/sec의 속도로 만들어진 플랩, 래그 방향의 진동 (vibration)이 동적 유압작동기(5,6) 단부의 회전 머리(swivel head)를 통해 블래킷 또는 베어링 등으로 구성된 연결 부품(Joint Part)(3)에 전달된다.
여기서, 하기의 표 1은 유압작동기의 전단부의 회전 머리와 후단부의 유니버설(universal) 조인트가 갖는 운용 범위를 보여주고 있다.
연결부품은 허브시스템 시편과 원심력 하중을 부가해 주는 정적 유압작동기(7) 단부의 회전 머리와 연결되어 있고, 해당 원심력을 유지하기 위한 하중제어를 하며, 변위는 허용한다.
동적 유압작동기(5,6)의 뒤쪽 끝단(하단부)은 상기 표에서 보여주는 것과 같이 ±25도 정도의 각도 변화를 갖는 유니버설 조인트(universal joint)로 고정 구조물에 고정되며, 정적 유압작동기도 마찬가지로 자중을 지지하며, 유압작동기의 범위 내에서 자유로운 움직임을 보장하도록 뒤쪽 끝단(하단부)에 유니버설 조인트로 고정 구조물(8)에 장착된다.
시험치구(8)인 고정 구조물의 경우, 안쪽에 4개의 수직 구조물은 리드래깅 모드 하중을 부가하기 위한 동적 유압작동기가 고정되어 있고, 바깥쪽의 4개의 수직 구조물은 원심력 하중을 부가하기 위한 연결대와 정적 유압작동기가 연결되도록 고정시키는 지지구조물이다. 허브 고정구조물(9)은 실물크기 허브시스템을 고정하는 역할을 하며, 유압작동기가 포함되어 있는 시험치구(8)와 분리되어 있어 유압작동기로부터 받을 수 있는 진동의 영향을 차단할 수 있게 되어 있다.
본 발명에 의한 실물크기 허브시스템의 피로 시험기는 실제 개발되어지는 헬리콥터 주 회전익 시스템의 기술적 데이터를 이용하여 종래 기술에 의한 시험 장치의 단점을 보완하였고, 실제 헬리콥터의 허브 시스템 형상을 발명에 활용하였다. 따라서, 본 발명의 구성은 한 가지 종류의 허브시스템에 대한 시험뿐만 아니라, 여러 가지 형태로 개발되는 허브 시스템에도 적용할 수 있다.
더욱이, 본 발명의 구성은 지상에서 이루어지는 필수적인 시험으로 헬리콥터가 지상 및 전진비행을 할 경우에 해당되는 모든 상황에서의 하중 조건들에 대해서도 정밀한 구현이 가능하며, 대상물인 허브시스템에 대한 구조/피로 시험을 모두 수행할 수 있는 장점이 있다.
결과적으로, 본 발명은 헬리콥터가 전진 비행할 경우에 대한 시험에 있어서, 공기 중에서 주 회전익 시스템이 갖는 외란의 영향을 모두 고려하여 본 시험 장치의 플랩, 리드래깅, 비틀림 운동의 하중과 원심력 하중 명령을 자유롭게 프로그래밍하고, 실제 비행조건을 구현하였다. 또한, 본 발명은 허브시스템에 익근부분까지 연결된 깃의 일부를 장착하여 시험평가가 가능하기 때문에 더욱 정확성이 높은 시험을 수행할 수 있으며, 보다 현실적이고 정밀한 시험결과를 얻을 수 있었다.
이상에서 설명된 본 발명은 일실시예에 한정되어 설명되었지만, 이에 한정되지 않고 본 발명이 속하는 분야의 통상적인 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있는 정도의 변형은 본 발명의 기술적 사상에 속하는 것임은 자명하다.
이상의 구성을 갖는 본 발명은 실제 개발되는 헬리콥터의 허브 시스템에 대한 개발에 따른 검증을 수행할 수 있으며, 이를 설계에 반영함으로써 시행착오로 인한 막대한 예산 낭비를 막을 수 있는 이점이 있다. 또한, 헬리콥터 주 회전익의 양산과정에서 본 발명으로 확보되는 시험평가 장치를 활용하게 되면, 헬리콥터의 개발 및 양산 규정에서 필수적인 구조/피로 특성에 대한 기술적인 시험평가 및 인증까지도 해외 설비 활용으로 인한 예산 낭비 없이 수행할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 의한 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치를 나타내는 구성도이다.
도 2는 도 1의 요부 사시도이다.
도 3은 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치를 구성한 실제 사진이다.
<< 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명 >>
1 : 허브 시스템 2 : 허브 부품
3 : 연결 부품 4 : 연결대
5, 6 : 동적 유압작동기 7 : 정적 유압작동기
8 : 수직 구조물 9 : 허브 고정구조물
10 : 시험치구

Claims (5)

  1. 베이스 프레임 상에 설치된 허브 고정구조물과, 상기 허브 고정구조물에 장착된 허브 부품의 단부에 리드래그 하중을 인가할 수 있도록 연결된 복수 개의 내측 수직 구조물과, 각기 대응된 상기 허브 부품의 단부와 연결 부품에 의해 연결대와 연결되어 있으며 상기 연결대에 플랩 하중을 인가하도록 연결된 복수 개의 외측 수직 구조물을 갖는 시험 치구와;
    상기 냉각장치가 부설되어 있으며, 유압 및 냉각수 배관에 의해 작동되며 상기 유니버셜 조인트와 각기 연결된 전자식 서보 유압작동기를 구비한 하중부가시스템과;
    상기 하중부가시스템의 온도, 압력, 오일 및 냉각수 수준 등의 감시와 제어, 상기 전자식 서보 유압작동기의 움직임을 조합된 명령으로 동작시키며 이의 회귀 신호를 제어하도록 제공된 제어시스템을 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 시험치구의 외측 수직 구조물에는 상기 연결대에 플랩 하중을 인가하도록 제공된 정적 유압작동기를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 시험치구의 내측 수직 구조물에는 상기 허브 부품에 리드래그 하중을 인가할 수 있도록 각기 제공된 동적 유압작동기를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치.
  4. 제 3 항 또는 제 4 항에 있어서,
    상기 유압작동기의 전, 후단부는 각기 스위블형 및 유니버셜 조인트가 장착된 것을 특징으로 하는 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 유압작동기의 전단부에 장착된 유니버셜 조인트는 블래킷 또는 베어링 등으로 구성된 연결 부품에 의해 상기 허브 부품과 각기 연결되는 것을 특징으로 하는 실물 크기의 헬리콥터 허브 시스템의 피로 시험장치.
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