KR20090039563A - Helicopter tail rotor test rig - Google Patents

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KR20090039563A
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Abstract

A helicopter tail rotor testing device is provided to test tail performance on the ground by simulating an actual flying condition. A helicopter tail rotor testing device comprises a driving unit, a support unit, a sympathetic vibration unit(8) and a pitch unit(4). The driving unit operates a tail wing(13). The support unit supports the tail wing to rotate. The sympathetic vibration unit is positioned between the tail wing and the support unit and performs sympathetic vibration. The pitch unit is positioned at the lower part of the tail wing and controls the pitch of the tail wing.

Description

헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치 {Helicopter Tail Rotor Test Rig}Helicopter Tail Rotor Test Rig}

본 발명은 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치에 관한 것으로, 구체적으로 피치 제어 및 가진 구현을 통하여 실제 비행조건을 모사하여 실물 크기의 헬리콥터 꼬리 로터의 보다 정밀한 시험을 가능하게 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치에 관한 것이다.The present invention relates to a helicopter tail rotor testing apparatus, and more particularly, to a helicopter tail rotor testing apparatus that enables more precise testing of a full-scale helicopter tail rotor by simulating actual flight conditions through pitch control and excitation implementation.

헬리콥터 주 회전익이 회전함에 따라 헬리콥터 동체는 주 회전익의 회전 반대방향으로 회전하려는 특성을 가지며, 헬리콥터의 꼬리 로터는 이러한 회전 토크를 상쇄시키고 원하는 진행방향으로 방향전환을 가능하게 한다. 이러한 꼬리 로터는 헬리콥터 플랫폼 가격의 4~6%를 차지하고 전체 동력의 10~15%를 소모하며 헬리콥터 전체 사고원인의 30%가 꼬리 로터로 인해 발생하기 때문에 최적으로 설계되고 제작되어야 하는 필수 구성요소이다. 이를 위해 꼬리 로터에 대한 지상 시험 평가를 수행하고 그 결과로 얻어진 시험 데이터를 기반으로 최적화 된 꼬리 로터를 설계하고 제작하며, 설계/제작 된 꼬리 로터를 헬기에 장착하여 비행 시험하기 전에 지상에서 로터 시스템에 대한 성능입증시험, 동역학시험 및 내구성시험을 수행하게 된다.As the helicopter main rotor blade rotates, the helicopter fuselage has the property of rotating in the opposite direction of rotation of the main rotor blade, and the tail rotor of the helicopter cancels this rotational torque and enables the turning in the desired direction of travel. This tail rotor accounts for 4-6% of the helicopter platform price, consumes 10-15% of the total power, and 30% of the total cause of the accident of the helicopter is caused by the tail rotor, which is an essential component that must be optimally designed and manufactured. . To do this, they perform ground test evaluations on the tail rotors, design and build an optimized tail rotor based on the resulting test data, and mount the designed / manufactured tail rotors on the helicopter to launch the rotor system on the ground before flight testing. Performance test, dynamic test and durability test will be performed.

성능입증시험은 헬리콥터 제자리 비행시 일괄 피치각에 따른 꼬리 로터의 추력 및 토크를 측정하는 것으로 꼬리 로터 회전수를 변화시켜 가며 측정하고, 동역학시험은 회전 안정성 및 허브와 블레이드의 진동, 고유진동수, 감쇠 특성 등을 측정하여 꼬리 로터에 대한 안정성과 동역학적 특성을 시험하며, 내구성시험은 일정시간(50 내지 200 시간) 동안 시험설비를 가동시켜 꼬리 로터에 대한 내구성을 시험하는 것이다.The performance verification test measures the thrust and torque of the tail rotor according to the batch pitch angle during helicopter in-flight flight. It is measured by varying the number of rotations of the tail rotor. The stability and dynamics of the tail rotor are measured by measuring the characteristics, and the durability test is to test the durability of the tail rotor by operating the test facility for a certain time (50 to 200 hours).

헬리콥터의 핵심 구성요소인 꼬리 로터에 대한 시험 평가가 매우 중요한 부분을 차지함에도 불구하고, 이러한 실물 크기 꼬리 로터를 장착하여 시험할 수 있는 시험장치는 국내에는 전무하였다.Although test evaluation of the tail rotor, which is a key component of the helicopter, is a very important part, there are no test apparatus in Korea that can be tested with the full-size tail rotor.

본 발명은 설계/제작된 헬리콥터 꼬리 로터의 지상 시험을 안전하고 쉽게 수행하도록 하며, 실제 헬리콥터 비행시 일어날 수 있는 기술적 취약점들을 사전에 파악하여 보완할 수 있도록 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치를 제공하고자 한다.The present invention is to provide a helicopter tail rotor test apparatus that can safely and easily perform the ground test of the designed / manufactured helicopter tail rotor, and to identify and compensate in advance the technical vulnerabilities that may occur during the actual helicopter flight.

특히, 본 발명은 실제 발생할 수 있는 상황을 대비한 가혹한 시험 조건 하에서도 헬리콥터 꼬리 로터 성능 시험을 수행할 수 있도록 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치를 제공하고자 한다.In particular, it is an object of the present invention to provide a helicopter tail rotor test apparatus that enables the helicopter tail rotor performance test to be performed under harsh test conditions in preparation for what may actually occur.

특히, 본 발명은 실물 크기의 헬리콥터 꼬리 로터의 성능 시험을 지상에서 수행하도록 하기 위해서 실제 비행시와 같은 환경을 구현할 수 있는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치를 제공하고자 한다.In particular, the present invention is to provide a helicopter tail rotor test apparatus that can implement the environment as in actual flight in order to perform the performance test of the full-scale helicopter tail rotor on the ground.

본 발명은 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치를 구성하는데 필요한 구동 유닛, 피치 제어 유닛, 가진 유닛을 제공한다. 또한, 실물 크기 꼬리 로터를 장착하여 안전하게 시험하기 위해 충분한 안전율을 가지는 회전축 및 진동시 안전하게 견딜 수 있는 지지 유닛을 제공하고자 한다.The present invention provides a drive unit, a pitch control unit, and an excitation unit necessary to construct a helicopter tail rotor test apparatus. In addition, the present invention aims to provide a rotating shaft having a sufficient safety factor for safely testing a full-size tail rotor and a support unit that can safely withstand vibration.

본 발명에 따른 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치에서, 구동 유닛은 꼬리 날개를 구동시키고, 지지 유닛은 꼬리 날개를 회전 가능하게 지지하며, 가진 유닛이 꼬리 날개와 지지 유닛 사이에 배치되어 꼬리 날개를 가진 시키고, 피치 유닛은 꼬리 날개 하부에 배치되어 꼬리 날개의 피치를 조절한다.In the helicopter tail rotor test apparatus according to the present invention, the drive unit drives the tail wing, the support unit rotatably supports the tail wing, and the excitation unit is disposed between the tail wing and the support unit to have the tail wing, The pitch unit is disposed below the tail wing to adjust the pitch of the tail wing.

바람직하게, 본 발명에 따른 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치의 구동 유닛은 모터, 감속기 및 회전축으로 이루어지며, 모터에서 발생한 구동력이 감속기와 회전축을 통해 전달되어 꼬리 날개를 회전시킨다. 커플링들이 모터의 출력단과 감속기의 입력단의 연결에, 감속기의 입력단과 회전축의 연결에 각각 사용된다.Preferably, the drive unit of the helicopter tail rotor test apparatus according to the present invention is composed of a motor, a reducer and a rotating shaft, the driving force generated in the motor is transmitted through the reducer and the rotating shaft to rotate the tail blades. Couplings are used to connect the output end of the motor and the input end of the reducer, respectively, and to the input end of the reducer and the rotary shaft.

바람직하게, 로드셀리 감속기의 출력단에 장착되어 하중의 측정에 사용되고, 토크셀이 모터의 출력단에 장착되어 토크를 측정한다. 또한, 회전 밸런스가 회전축과 꼬리 날개 사이에 제공된다.Preferably, it is mounted to the output end of the load cell reducer and used for the measurement of the load, and the torque cell is mounted to the output end of the motor to measure the torque. In addition, a rotational balance is provided between the rotational axis and the tail vanes.

바람직하게, 회전축의 내부는 신호선들을 수용할 수 있는 중공축으로 형성되어 있어서 각종 계측센서들로부터의 신호를 받기에 용이하도록 하며, 스페리컬 롤러 베어링이 회전축 내부에 장착되어 꼬리 날개의 회전시 추력, 진동 및 후류에 대한 영향을 견디기에 적합하도록 한다.Preferably, the inside of the rotating shaft is formed of a hollow shaft that can accommodate the signal lines to facilitate receiving signals from various measurement sensors, the spherical roller bearing is mounted inside the rotating shaft to the thrust, when the tail blades rotate, It is suitable to withstand the effects of vibration and wake.

바람직하게, 지지 유닛은 플랫폼과 타워로 이루어지며, 플랫폼이 기부로서의 역할을 하고, 플랫폼의 상부에는 일 측 상에 모터가 장착되고, 타 측 상에는 타워가 수직으로 장착된다. 타워는 그 상부에서 꼬리 날개를 지지하고 있다. Preferably, the support unit consists of a platform and a tower, the platform serving as the base, the motor being mounted on one side of the platform and the tower mounted vertically on the other side. The tower supports the tail wings above it.

바람직하게, 타워는 일반 구조용 강으로 만들어지고, 타워의 직경은 S=σu*Z/Mbm을 만족하도록 선택되며, 회전축은 크롬-몰리브덴강으로 만들어지고, 회전축의 직경은 S=2*σu*Z/(Mbm*(Mbm 2+T2)0.5)을 만족하도록 선택되며, 여기서 S=안전율(3으로 적용), Mbm=굽힘모멘트, σu=재료인장강도, Z=단면계수, T=축에 가해진 토크이 다.Preferably, the tower is made of ordinary structural steel, the diameter of the tower is selected to satisfy S = σ u * Z / M bm , the axis of rotation is made of chromium-molybdenum steel, and the diameter of the axis of rotation is S = 2 * σ u * Z / (M bm * (M bm 2 + T 2 ) 0.5 ), where S = safety factor (applies to 3), M bm = bending moment, σ u = material tensile strength, Z = cross section Coefficient, T = torque applied to the axis.

바람직하게, 상기 피치 유닛은 전기식으로 구동되며, 원활한 작동을 위한 깊은 홈 볼 베어링이 상기 피치 유닛에 사용되어 피치 변화를 구현한다.Preferably, the pitch unit is electrically driven, and a deep groove ball bearing for smooth operation is used in the pitch unit to realize a pitch change.

바람직하게, 상기 가진 유닛은 유압식으로 구동되어, 꼬리 로터의 회전시 진동 환경을 구현하며, 이 때 적어도 두 개 이상의 가진 유닛이 회전축을 중심으로 서로 대칭되게 설치될 수 있다.Preferably, the excitation unit is hydraulically driven to implement a vibration environment during rotation of the tail rotor, wherein at least two excitation units may be installed symmetrically with respect to the rotation axis.

본 발명은 실물 크기의 헬리콥터 꼬리 로터에 대한 지상 시험 평가를 수행한다. 가혹한 조건 하에서도 꼬리 로터의 작동을 안정적으로 지지할 수 있어서 최악의 조건에서도 헬리콥터 꼬리 로터의 동역학시험 및 내구성시험을 안정적으로 수행할 수 있게 한다.The present invention performs a ground test evaluation on a full-size helicopter tail rotor. It can reliably support the operation of the tail rotor even under severe conditions, making it possible to reliably perform kinetic and durability tests of the helicopter tail rotor even under the worst conditions.

본 발명은 실제 비행시 조건을 모사하여 꼬리 날개의 회전수뿐 아니라 헬리콥터 꼬리 날개의 피치를 변화시키고 진동을 구현하여 비행시의 여러 조건 하에서의 성능 및 내구성 시험을 수행하며, 요구조건에 맞게 꼬리 로터가 설계/제작되었는지 확인할 수 있게 한다.The present invention simulates the actual flight conditions to change the rotation of the tail wing as well as the pitch of the helicopter tail wing and implement vibration to perform performance and durability tests under various conditions during the flight, according to the requirements of the tail rotor Make sure it is designed / manufactured.

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 판단되 거나 반복되는 내용은 생략될 수 있다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings, but the present invention is not limited or limited by the embodiments. For reference, in the present description, the same numbers refer to substantially the same elements, and may be described by quoting the contents described in other drawings under the above rules, and the contents determined or apparent to those skilled in the art may be omitted.

도 1 내지 도 4를 참조하면, 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치(100)의 각 구성요소들 및 이들의 결합 관계가 상세히 도시되어 있다.1 to 4, the components of the helicopter tail rotor testing apparatus 100 and their coupling relationship are shown in detail.

도 1 내지 도 3에 도시되어 있는 바와 같이, 헬리콥터 꼬리 로터의 성능을 입증하기 위한 시험 장치(100)는 크게 구동 유닛과 지지 유닛으로 이루어진다. 구동 유닛은 시험 조건을 만족할 수 있는 성능을 가지는 모터(1), 속도를 조절하기 위한 감속기(2) 및 충분한 안전율을 가지는 회전축(3)을 포함한다. 모터(1)의 출력단은 커플링(9)에 의해 감속기의 입력단으로 연결되고, 감속기(2)의 입력단 또한 커플링(9)에 의해 회전축(3)에 연결되어 모터로부터의 구동력을 회전축 상부에 위치한 꼬리날개(13)로 전달하여 꼬리날개(13)를 원하는 토크와 추력을 내도록 회전시킨다. 이 때, 모터(1)의 출력단에 토크셀(7)이 장착되어 모터에서 발생하는 토크를 측정하고, 감속기(2)의 출력단에 로드셀(6)이 장착되어 하중을 측정한다. As shown in Figures 1 to 3, the test apparatus 100 for demonstrating the performance of the helicopter tail rotor consists largely of a drive unit and a support unit. The drive unit includes a motor 1 having a performance capable of satisfying the test condition, a speed reducer 2 for adjusting the speed, and a rotating shaft 3 having a sufficient safety factor. The output end of the motor 1 is connected to the input end of the reducer by the coupling 9, and the input end of the reducer 2 is also connected to the rotary shaft 3 by the coupling 9 to transfer the driving force from the motor to the upper part of the rotary shaft. Transfer the tail wing 13 is located to rotate the tail wing 13 to give the desired torque and thrust. At this time, the torque cell 7 is mounted at the output end of the motor 1 to measure the torque generated by the motor, and the load cell 6 is mounted at the output end of the reducer 2 to measure the load.

회전축(3)의 내부는 각종 계측 센서들의 신호선들이 있으므로 중공축으로 되어 있다. 또한 회전축(3) 내부의 회전을 원활하게 하기 위한 베어링(12)이 타워(11) 내부에서 회전축(3)을 지지하도록 장착된다. 바람직하게는 베어링으로 스페리컬 롤러 베어링을 사용하여, 타워(11)와 회전축(3)을 지지할 뿐만 아니라 꼬리날개의 회전으로 발생하는 추력, 진동 및 후류에 대한 영향을 견디기에 적합하도록 한다. 회전 밸런스(5)가 꼬리날개(13)와 회전축(3) 사이에 설치되어 꼬리날개(13)의 회전에 따른 균형 조절을 수행한다.The inside of the rotating shaft 3 is a hollow shaft because there are signal lines of various measurement sensors. In addition, a bearing 12 for smoothly rotating the inside of the rotating shaft 3 is mounted to support the rotating shaft 3 inside the tower 11. Preferably, spherical roller bearings are used as bearings to support the tower 11 and the axis of rotation 3, as well as to withstand the effects on thrust, vibration and wake generated by the rotation of the tail blades. Rotational balance 5 is installed between the tail blade 13 and the rotary shaft 3 to perform the balance adjustment according to the rotation of the tail blade (13).

도 4에 도시되어 있는 바와 같이, 지지 유닛은 주로 플랫폼(10)과 타워(11) 로 이루어지며, 플랫폼(10)은 시험장치(100)의 하부에 제공되어 기부(基部)로서의 역할을 한다. 플랫폼(10) 상의 일 측에 모터(1)가 장착되고, 타 측에 타워(11)가 수직으로 장착되는데, 타워(11)는 내부에 감속기(2)를 수용하고 상부에서 회전축(3)을 지지하도록 형상화되어 있다. As shown in FIG. 4, the support unit mainly consists of the platform 10 and the tower 11, and the platform 10 is provided at the bottom of the test apparatus 100 to serve as a base. The motor 1 is mounted on one side on the platform 10 and the tower 11 is mounted vertically on the other side. The tower 11 accommodates the reducer 2 therein and rotates the rotary shaft 3 from the top. It is shaped to support it.

지지 유닛을 포함한 시험장치(100)의 구성요소들은 여러 조건 하에서의 회전 시험에 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 특히 꼬리날개를 구성하는 복수의 블레이드 중 하나가 이탈하게 되면 헬리콥터 꼬리 로터에 큰 악영향을 주게 되는데, 이러한 블레이드 한 개 이탈시 조건(One Blade Out 조건)과 같은 최악의 조건에서도 시험을 수행할 수 있도록 시험장치(100)가 설계되어야 한다. 블레이드 한 개 이탈시 조건의 경우 굽힘 모멘트가 전체 시험장치(100)에 미치는 영향이 크므로 꼬리날개(13) 아래의 축을 형성하는 구성요소들은 특히 이러한 굽힘 모멘트를 견딜 수 있도록 설계되어야 한다. 굽힘 모멘트에 대한 축 설계시 안전율에 대한 수식은 다음과 같다.The components of the test apparatus 100 including the support unit must be designed to withstand rotational testing under various conditions. In particular, the departure of one of the plurality of blades that make up the tail wing has a significant adverse effect on the helicopter tail rotor, so that the test can be performed under the worst conditions such as one blade out condition. Test apparatus 100 should be designed. In the case of one blade detachment condition, the bending moment has a large influence on the entire test apparatus 100, and therefore, the components forming the axis below the tail wing 13 should be designed to withstand such bending moment. The formula for the safety factor when designing the axis for bending moment is as follows.

S = σu*Z/Mbm [1]S = σ u * Z / M bm [1]

S = 2*σu*Z/(Mbm*(Mbm 2+T2)0.5) [2]S = 2 * σ u * Z / (M bm * (M bm 2 + T 2 ) 0.5 ) [2]

여기서 s는 안전율, Mbm은 굽힘 모멘트, σu는 재료의 인장강도, z는 단면계수, 그리고 T는 축에 가해지는 토크를 나타낸다.Where s is the safety factor, M bm is the bending moment, sigma u is the tensile strength of the material, z is the section modulus, and T is the torque applied to the axis.

바람직하게, 지지 유닛 중 타워(11)는 일반 구조용 강으로 재질을 선정한다. 타워(11)의 직경은 하중점과 감속기(2) 출력단과 거리에서 발생하는 굽힘 모멘트만 작용하므로 식 [1]에 의해 계산되며, 이 때 안전율은 3.0으로 선정한다.Preferably, the tower 11 of the support unit is selected from the material of general structural steel. The diameter of the tower 11 is calculated by Equation [1] because only the bending moment occurring at the load point and the output end of the reducer 2 and the distance acts, and the safety factor is set to 3.0.

바람직하게, 회전축(3)은 크롬-몰리브덴강으로 재질을 선정한다. 블레이드 한 개 이탈시 조건에서 회전축(3)에 발생하는 굽힘모멘트 뿐만 아니라 꼬리날개(13)를 회전시키기 위한 토크도 발생하므로 식 [2]에 의해 회전축(3)의 직경을 계산하며, 이 때에도 안전율은 3.0으로 적용한다.Preferably, the rotating shaft 3 is selected from chromium-molybdenum steel. In addition to the bending moment generated on the rotating shaft 3 under the condition of detaching one blade, the torque for rotating the tail blade 13 is generated. Therefore, the diameter of the rotating shaft 3 is calculated by Equation [2]. Applies to 3.0.

피치 유닛(4)이 꼬리날개(13) 하부에 배치되어 꼬리날개(13)의 피치를 조절하며, 이러한 피치 제어를 통해 추력 및 토크가 변화되어 실제 비행시와 같은 환경을 구현할 수 있다. 이러한 피치 유닛(4)은 전기식으로 구동되고, 깊은 홈 볼 베어링이 피치 유닛(4)에 사용되어 피치 변화 구현을 원활하게 한다. The pitch unit 4 is disposed under the tail wing 13 to adjust the pitch of the tail wing 13, through the pitch control thrust and torque can be changed to implement the environment as in actual flight. This pitch unit 4 is electrically driven and a deep groove ball bearing is used in the pitch unit 4 to facilitate the pitch change implementation.

도 5a 및 도 5b를 참조하면, 본 발명의 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치(100)의 개념도가 도시되어 있는데, 특히 가진 유닛(8)에 대한 기구학적 구성이 비교 도시되어 있다.5A and 5B, a conceptual diagram of the helicopter tail rotor testing apparatus 100 of the present invention is shown, in particular the kinematic configuration for the excitation unit 8 is shown in comparison.

헬리콥터의 실제 비행시 주 회전익과 꼬리날개의 회전 및 외부 환경에 의해 많은 진동이 발생하게 된다. 이러한 헬리콥터의 진동은 헬리콥터를 구성하는 구조물 및 부품을 손상시킬 수 있을 뿐만 아니라 헬리콥터 탑승자에 대해 피로를 야기할 수 있다는 점에서 헬리콥터 제작 시험 시 큰 영향을 미치는 사항으로 고려되어야 하며, 이는 헬리콥터 꼬리 로터 시험에 있어서도 마찬가지이다. 이러한 진동에 의한 영향이 고려되어야 하므로, 도 5a 및 도 5b에 도시된 바와 같이, 꼬리날개(13)와 지지 유닛 사이에는 가진(加振) 유닛(8)이 구비되어 꼬리날개(13)를 가진 시켜 헬리콥터 꼬리 로터를 진동시킨다. 이러한 가진 유닛(8)은 유압식으 로 구동되며, 꼬리 로터가 회전할 때 실제 비행시와 같은 진동 환경을 구현한다.During the actual flight of the helicopter, a lot of vibration is generated by the rotation of the main rotor blades and tail wings and the external environment. The vibration of these helicopters should not only damage the structures and components that make up the helicopter, but also cause fatigue for the helicopter occupants. The same applies to. Since the influence of this vibration has to be considered, as shown in FIGS. 5A and 5B, an excitation unit 8 is provided between the tail wing 13 and the support unit to have the tail wing 13. To vibrate the helicopter tail rotor. This excitation unit 8 is hydraulically driven, and when the tail rotor rotates to realize the vibration environment as in the actual flight.

도 5a를 참조하면, 가진 유닛(8)이 꼬리 날개(13) 하단의 일 측 상에 설치되어 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치(100)에 진동을 부가시킨다. 도 5b를 참조하면, 두 개의 가진 유닛(3)들이 제공되며, 이들은 회전축(3)을 중심으로 대칭되게 설치되어 있음을 알 수 있다. 이러한 복수의 가진 유닛(8)들의 대칭적 설계는 기구학적으로 더욱 용이하게 구현될 수 있으며, 피치 유닛(4)의 움직임을 더욱 원활하게 할 수 있다는 이점을 가진다.Referring to FIG. 5A, an excitation unit 8 is installed on one side of the lower end of the tail wing 13 to add vibration to the helicopter tail rotor testing apparatus 100. Referring to FIG. 5B, it can be seen that two excitation units 3 are provided, which are symmetrically installed about the axis of rotation 3. The symmetrical design of the plurality of excitation units 8 can be realized more easily kinematically and has the advantage of making the movement of the pitch unit 4 smoother.

이러한 피치 제어 유닛(4)과 가진 유닛(8)을 사용하여 피치 제어 및 진동 구현을 실현할 수 있으므로, 실제 비행시와 같은 조건을 구현하여 실물 크기의 헬리콥터 꼬리 로터에 대한 성능 시험을 실시할 수 있다.Since pitch control and vibration can be realized using the unit 8 with the pitch control unit 4, performance tests on a full-scale helicopter tail rotor can be performed by realizing the same conditions as in actual flight. .

본 발명은 헬리콥터 꼬리 로터의 양산시에만 사용되는 것이 아니라 국내 보유 헬기의 꼬리 로터 성능 개량 연구, 민수 헬기 개발, 무인 헬기 개발 등의 연구 개발에도 활용할 수 있다.The present invention is not only used for mass production of the helicopter tail rotor, but can also be used for research and development such as research on improving tail rotor performance of domestic helicopters, developing civil helicopters, and developing unmanned helicopters.

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.As described above, although described with reference to the preferred embodiment of the present invention, those skilled in the art various modifications and variations of the present invention without departing from the spirit and scope of the invention described in the claims below I can understand that you can.

도 1은 본 발명에 따른 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치를 도시한다.1 shows a helicopter tail rotor testing apparatus according to the present invention.

도 2는 본 발명에 따른 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치의 평면도이다.2 is a plan view of a helicopter tail rotor test apparatus according to the present invention.

도 3은 본 발명에 따른 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치의 측면도이다.3 is a side view of the helicopter tail rotor test apparatus according to the present invention.

도 4는 본 발명에 따른 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치의 정면도이다.4 is a front view of the helicopter tail rotor test apparatus according to the present invention.

도 5a 및 도 5b는 본 발명에 따른 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치의 개념도이다.5A and 5B are conceptual views of a helicopter tail rotor test apparatus according to the present invention.

<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명><Explanation of symbols for the main parts of the drawings>

1: 모터 2: 감속기1: motor 2: reducer

3: 회전축 4: 피치 제어 유닛3: axis of rotation 4: pitch control unit

5: 회전 밸런스 6: 로드셀5: rotating balance 6: load cell

7: 토크셀 8: 가진 유닛7: torque cell 8: excitation unit

9: 커플링 10: 플랫폼9: coupling 10: platform

11: 타워 12: 베어링11: tower 12: bearing

13: 꼬리날개13: tailwing

100: 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치100: helicopter tail rotor test device

Claims (10)

꼬리 날개를 구동시키는 구동 유닛;A drive unit for driving a tail wing; 상기 꼬리 날개를 회전 가능하게 지지하는 지지 유닛;A support unit for rotatably supporting the tail wing; 상기 꼬리 날개와 상기 지지 유닛 사이에 배치되어, 상기 꼬리 날개를 가진(加振)시키는 가진 유닛; 및An excitation unit disposed between said tail wing and said support unit, said excitation unit having said tail wing; And 상기 꼬리 날개 하부에 배치되어, 상기 꼬리 날개의 피치를 조절하는 피치 유닛;A pitch unit disposed below the tail wing to adjust a pitch of the tail wing; 을 포함하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치.Helicopter tail rotor testing device comprising a. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 상기 구동 유닛은 모터, 감속기 및 회전축으로 이루어지며,The drive unit consists of a motor, a reducer and a rotating shaft, 상기 모터에서 발생한 구동력이 감속기와 회전축을 통해 전달되어 상기 꼬리 날개를 회전시키며, 상기 모터의 출력단과 상기 감속기의 입력단, 상기 감속기의 입력단과 상기 회전축은 각각 커플링에 의해 연결되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치.The driving force generated in the motor is transmitted through the reducer and the rotating shaft to rotate the tail blades, the output terminal of the motor and the input terminal of the reducer, the input terminal and the rotating shaft of the reducer are each connected by a coupling Tail rotor testing device. 제 2 항에 있어서,The method of claim 2, 하중 측정을 위한 로드셀이 상기 감속기의 출력단에 장착되고, 토크 측정을 위한 토크셀이 상기 모터의 출력단에 장착되며, 상기 회전축과 상기 꼬리 날개 사 이에 회전 밸런스가 제공되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치.Helicopter tail rotor test, characterized in that the load cell for load measurement is mounted to the output end of the reducer, the torque cell for torque measurement is mounted to the output end of the motor, the rotational balance is provided between the rotating shaft and the tail wing. Device. 제 2 항에 있어서,The method of claim 2, 상기 회전축의 내부는 중공축으로 이루어져 있어 각종 계측센서들로부터의 신호를 받기에 용이하도록 하는 신호선들을 수용하고 있고, 상기 꼬리 날개의 회전시 추력, 진동 및 후류에 대한 영향을 견디기에 적합하도록 하는 스페리컬 롤러 베어링이 상기 회전축 내부에 장착되어 있는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치.The inside of the rotating shaft is composed of a hollow shaft accommodates the signal lines to facilitate receiving signals from various measurement sensors, and is suitable for withstanding the effects on thrust, vibration and wake when the tail blades rotate Helicopter tail rotor testing device, characterized in that a curl roller bearing is mounted inside the rotating shaft. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 상기 지지 유닛은 플랫폼과 타워로 이루어지며,The support unit consists of a platform and a tower, 상기 플랫폼의 일 측 상에는 모터가 장착되고, 상기 플랫폼의 타 측 상에는 타워가 수직으로 장착되어 있어, 상기 타워가 그 상부에서 상기 꼬리 날개를 지지하고 있는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치.The motor is mounted on one side of the platform, the tower is mounted vertically on the other side of the platform, the tower is characterized in that the tower supporting the tail wing at the top. 제 5 항에 있어서,The method of claim 5, wherein 상기 타워는 일반 구조용 강으로 만들어지고, 상기 타워의 직경은The tower is made of general structural steel, and the diameter of the tower S = σu*Z/Mbm S = σ u * Z / M bm 을 만족하도록 선택되며,Is selected to satisfy 상기 회전축은 크롬-몰리브덴강으로 이루어지고, 상기 회전축의 직경은The rotating shaft is made of chromium-molybdenum steel, the diameter of the rotating shaft is S = 2*σu*Z/(Mbm*(Mbm 2+T2)0.5)S = 2 * σ u * Z / (M bm * (M bm 2 + T 2 ) 0.5 ) 을 만족하도록 선택되며,Is selected to satisfy 여기서, S=안전율(3으로 적용), Mbm=굽힘모멘트, σu=재료인장강도, Z=단면계수, T=축에 가해진 토크인 것을 특징으로 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치.Wherein S = safety factor (applied to 3), M bm = bending moment, sigma u = material tensile strength, Z = section modulus, and T = torque applied to the shaft. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 상기 피치 유닛은 전기식으로 구동되며, 원활한 작동을 위한 깊은 홈 볼 베어링이 상기 피치 유닛에 사용되어 피치 변화를 구현하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치.Wherein the pitch unit is electrically driven, and a deep groove ball bearing for smooth operation is used in the pitch unit to implement a pitch change. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 상기 가진 유닛은 유압식으로 구동되어, 꼬리 로터의 회전시 진동 환경을 구현하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치.The excitation unit is hydraulically driven, the helicopter tail rotor testing device, characterized in that to implement a vibration environment during the rotation of the tail rotor. 제 8 항에 있어서,The method of claim 8, 적어도 두 개 이상의 가진 유닛이 상기 회전축을 중심으로 서로 대칭되게 설치되어 있는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 꼬리 로터 시험 장치.Helicopter tail rotor test apparatus, characterized in that at least two excitation units are installed symmetrically with respect to the rotation axis. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 따른 장치를 사용하여 비행시 조건을 모사한 피치 제어 및 가진 구현을 이용한 헬리콥터 꼬리 로터 시험 방법.10. A method for testing a helicopter tail rotor using pitch control and excitation implementation that simulates flight conditions using the device according to claim 1.
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