KR20120006807A - 헬기 로터의 안전 진단 시스템 - Google Patents

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최경식
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한국항공우주산업 주식회사
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Abstract

본 발명에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템은 헬기 로터에 설치된 회전체의 회전 축의 변위, 회전 속도와 기준 위상을 측정하는 신호 입력부; 상기 신호 입력부에 의해서 측정된 상기 회전 축의 변위, 상기 회전 속도 및 상기 기준 위상에 의거하여 2차원 평면 공간에 상기 회전 축의 궤도를 맵핑시키고, 상기 궤도로부터 궤도 패턴, 차수 및 선회 방향을 추출하고 이에 의해서 상기 헬기 로터의 안정성 여부를 진단하는 실시간 신호 처리부; 상기 실시간 신호 처리부와 네트워크 상에서 연결되어 상기 안정성 여부의 진단 결과를 수신하는 중앙 처리부; 및 상기 중앙 처리부에 의해서 상기 진단 결과를 출력하는 신호 출력부를 포함한다.

Description

헬기 로터의 안전 진단 시스템{HELICOPTER ROTOR SAFTY DIAGNOSIS SYSTEM}
본 발명은 헬기 로터의 안전 진단 시스템에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 비접촉 변위 센서를 이용하여 헬기 로터의 회전축 선회 정보를 취득한 후, 회전축 선회 정보의 궤도를 분석하여 안전 진단을 행하는 헬기 로터의 안전 진단 시스템에 관한 것이다.
헬기는 특성상 고정익에 비해 설계가 어려우며, 안전사고 또한 빈번히 발생하는 편이다. 따라서 헬기의 안전 진단 시스템은 매우 중요하다. 헬기는 적어도 하나의 메인 로터와 꼬리 로터를 포함한다. 그 중에서도 헬기의 메인 로터(이하 헬기 로터라 함)는 헬기의 추진체 역할을 하므로 헬기 로터의 안전 진단은 헬기의 이륙 및 비행과 직접적인 연관이 있어 매우 중요하다. 이를 위해 헬기의 안전성 진단과 관련하여 헬기는 HUMS(Health and Usage Monitoring Systems) 시스템을 구비하고 있으며, 헬기의 전반적인 안전 진단을 수행하고 있다. 기존에 HUMS는 헬기 로터의 안전 진단과 관련하여 가속도계 센서를 이용한 소음, 진동 분석이 주류를 이루었으며, 비접촉 변위 센서를 이용한 헬기 로터의 안전 진단 기법은 적용되지 않았다.
가속도센서는 비접촉 변위센서에 비해 높은 주파수 대역의 신호 취득 및 분석이 가능 하지만, 접촉식이므로 시간이 지남에 따라 기계적인 마모가 수반되고 충격에 영향을 받기 때문에 헬기 로터의 안전 진단에 적합하지 못한 단점을 가지고 있다. 따라서 헬기 로터의 안전 진단과 관련하여 다양한 안전 진단 기법들이 요구되고 있으며, 특히 비접촉식에 의한 헬기 로터의 안전 진단 시스템이 요구되고 있다.
본 발명은 상기 요구를 감안하여 이루어진 것으로, 비접촉 변위 센서를 이용하여 안전 진단을 행함으로써, 헬기 로터의 결함에 의해 발생되는 이상 유무를 조기에 발견하는 동시에 헬기의 안정성을 더욱 향상시키는데 목적이 있다.
상기 목적을 달성하기 위해서, 본 발명에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템은, 헬기 로터에 설치된 회전체의 회전 축의 변위, 회전 속도와 기준 위상을 측정하는 신호 입력부; 상기 신호 입력부에 의해서 측정된 상기 회전 축의 변위, 상기 회전 속도 및 상기 기준 위상에 의거하여 2차원 평면 공간에 상기 회전 축의 궤도를 맵핑시키고, 상기 궤도로부터 궤도 패턴, 차수 및 선회 방향을 추출하고 이에 의해서 상기 헬기 로터의 안정성 여부를 진단하는 실시간 신호 처리부; 상기 실시간 신호 처리부와 네트워크 상에서 연결되어 상기 안정성 여부의 진단 결과를 수신하는 중앙 처리부; 및 상기 중앙 처리부에 의해서 상기 진단 결과를 출력하는 신호 출력부를 포함한다.
본 발명에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템에 있어서, 바람직하게는, 상기 신호 입력부는 두 개의 비접촉 변위 센서와 키 페이저(Key phaser) 센서를 구비하고 있으며, 상기 두개의 비접촉 변위 센서에 의해서 상기 회전체의 회전 축의 상기 변위를 측정하고, 상기 키 페이저 센서에 의해서 상기 회전체의 상기 회전 속도와 상기 기준 위상을 측정한다.
본 발명에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템에 있어서, 바람직하게는, 상기 신호 입력부는, 아날로그/디지털 컨버터를 더 포함하고, 상기 두개의 비접촉 변위 센서에 의해서 측정된 상기 회전체의 회전 축의 상기 변위를, 상기 아날로그/디지털 컨버터에 의해서 각각의 디지털 변위 신호로 변환하고, 또한, 상기 신호 입력부는, 상기 각각의 디지털 변위 신호에 대하여, 한 주기 안에 샘플링 개수가 동일하도록 데이터를 솎아 내는 보간법에 의해서, 상기 헬기 로터의 회전 속도에 따라 한 주기당 샘플링 개수가 동일하게 한다.
본 발명에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템에 있어서, 바람직하게는, 상기 궤도 패턴은, 상기 회전체의 회전 축의 상기 변위 또는 상기 디지털 변위 신호를 직교 좌표계 위에 나타낸 점들을 서로 연결하여 상기 헬기 로터의 회전축의 이동 경로를 나타내는 궤도 분석법에 의해서 추출된다.
본 발명에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템에 있어서, 바람직하게는, 상기 차수는 상기 헬기 로터의 상기 회전 축이 선회하는 동안, 원 모양을 몇 번 생성하는지에 대한 정보를 분석하는 차수 분석법에 의해서 추출된다.
본 발명에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템에 있어서, 바람직하게는, 상기 선회 방향은 방향성 스펙트럼 분석법에 의해서 추출된다.
본 발명에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템에 의하면, 비접촉 변위 센서를 이용하여 안전 진단을 행하기 때문에, 헬기 로터의 결함에 의해 발생되는 이상 유무를 조기에 발견할 수 있는 동시에 헬기의 안정성을 더욱 향상시킬 수 있다. 또한, 헬기 로터의 중심축 궤도의 움직임을 실시간 감시하고 진단하여 헬기 로터의 움직임이 미리 설정된 기준 설정치를 넘어서는 경우 경보를 발생해 줌으로써, 운전자가 보다 쉽게 헬기 로터의 안정 상태를 진단할 수 있다.
도 1은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템을 기능별로 나타낸 블록도이다.
도 2는 본 발명에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템의 비접촉식 변위 센서가 헬기 로터의 회전체에 설치된 상태를 개략적으로 나타낸 설명도이다.
도 3은 보간법을 이용하여 차수분석이 가능하도록 비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)의 두 변위 신호를 재생성하는 것을 나타낸 도면이다.
도 4는 도 3에서 재생성한 변위 신호를 이용하여 궤도 분석법에 의해서 헬기 로터의 회전 축의 궤도를 출력한 것을 나타낸 도면이다.
도 5는 도 3에서 재생성한 변위 신호에 대하여 방향성 스펙트럼 분석법을 이용하여 차수 분석 결과를 나타낸 도면이다.
도 6은 f = fs/2인 지점에서 주파수가 낮은 영역과 주파수가 높은 영역의 신호를 부호 변경 없이 바꾸고 신호를 실수부와 허수부의 절대치를 구하여 나타낸 방향성 스펙트럼의 분석 결과를 나타낸 도면이다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템에 대하여 설명한다.
도 1은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템을 기능별로 나타낸 블록도이고, 도 2는 본 발명에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템의 비접촉식 변위 센서가 헬기 로터의 회전체에 설치된 상태를 개략적으로 나타낸 설명도이다.
도 1에서, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 헬기 로터의 안전 진단 시스템은 신호 입력부(10), 실시간 신호 처리부(20), 중앙 처리부(30) 및 신호 출력부(40)를 포함한다.
신호 입력부(10), 실시간 신호 처리부(20) 및 신호 출력부(40)는 중앙 처리부(30)에 직간접적으로 전기적으로 연결되어 중앙 처리부(30)에 의해서 제어된다. 신호 입력부(10)는, 도 2에 도시된 바와 같이 비접촉 변위 센서 x(t), 비접촉 변위 센서 y(t) 및 키 페이저(key Phaser) 센서를 포함하고, 또한 저주파 통과 필터(anti-alias filter)(도 1 참조) 및 아날로그/디지털 컨버터(미도시)를 포함한다. 실시간 신호 처리부(20)는 저주파 통과 필터(디지털 필터)를 포함한다. 저주파 통과 필터는 고주파 신호에 의한 신호왜곡 현상을 없애는 기능을 하고, 도시되어 있지 않지만 인터폴레이션 알고리즘(interpolation algorithm)에 의해서 데이터를 솎아 내는 기능을 행한다(도 3에서 설명).
본 실시예에서 사용되는 비접촉 변위 센서는 특별히 한정되지 않으며 당해 분야에서 숙련된 자에 의해서 사양에 따라 취사선택할 수 있는 어떠한 비접촉 변위센서이어도 좋다. 이하, 예로서 비접촉 변위 센서에 대하여 간략히 설명한다.
비접촉 변위 센서는 와전류의 원리로 작동되고, 산업 기계의 보호와 상태 감시에 대하여 세계적으로 널리 인정을 받고 있으며, 통상적으로 Proximity Probe, 연결 케이블, 진동신호 변환기(Proximitor)로 구성된다. 축 변위 Probe는 나사 산이 있는 몸체 내에 넣어진 부도체의 플라스틱이나 세라믹 물질의 내부에 전선 코일이 설치되어 있고 Proximitor(Signal Sensor)와 연결된다.
Proximitor(Signal Sensor)는 발진기회로, 검출기(Detector) 또는 복조회로, Filter회로를 포함하며, 어떤 시스템에는 증폭회로도 있다. 감지 코일과 연결 케이블은 발진회로의 일부이며 발진회로는 감지코일에 고주파 전류를 발생시킨다. 이 고주파 전류에 의해 감지코일 주변에 자장이 형성되며, 감지코일 가까이 강철과 같은 도체를 접근시키면 이 도체가 자속선을 끊어 도체 내에 와전류를 유기시킨다. 이 와전류는 감지 코일에 대해 임피던스부하가 변화된 것처럼 작용하여 발진기의 동작점을 변경시킨다. 이때 고주파 전송 신호가 감지되며 이 신호에는 감지코일과 목표물인 도체 사이의 거리에 비례하는 신호가 들어있다. 이 거리를 Gap이라 하며 Gap의 변동(즉, 진동 발생)으로 인해 발진기 출력이 변화되어 진동 변위에 비례하는 출력이 나오게 된다. 진동이 없다면 출력은 Gap에 비례하는 일정 직류 전압(DC)이 될 것이며 진동 발생이 있다면 출력은 평균 Gap에 비례하는 직류전압과, 진동에 비례하는 교류전압이 된다.
본 실시예에서는 도 2에 도시된 바와 같이 두 개의 비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)와 하나의 키 페이저 센서가 사용된다. 통상 두 개의 비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)는 헬기 로터의 회전체의 회전축을 중심으로 90°각도로 이격 위치되어 있고, 키 페이저 센서는 두 개의 비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)에 대한 각도 조건이나 거리 조건이 없이 회전체의 근방에 고정 설치되어 있다.
두 개의 비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)는 각각 회전체의 변위를 감지하여 아날로그 신호로서 출력하고, 아날로그 신호는 신호 입력부(10)에 포함되어 있는 저주파 통과 필터(Anti-alias filter)와 아날로그/디지털 컨버터를 거쳐 디지털 신호로 변환된다. 디지털 신호로 변환된 두 개의 변위 신호는 실시간 신호처리부(20)로 전달된다.
실시간 신호처리부(20)는 두 개의 변위 신호에 대하여, 보간법, 궤도 분석법, 방향성 스펙트럼 분석법, 또는 차수 분석법을 행하고, 그 처리 결과를 네트워크 상에서 통신 프로트콜(예를 들면, MUX1553)을 이용하여 중앙 처리부(임무 컴퓨터라고도 함)(30)로 전송한다.
중앙 처리부(30)는 실시간 신호처리부(20)의 처리 결과에 의거하여 헬기 로터에 대하여 안전 진단을 판단하고, 헬기 로터의 안전 여부를 신호 출력부(40)에 전송한다. 신호 출력부(40)는 안전 여부를 헬기 운전자가 볼 수 있도록 헬기 내의 계기판에 표시하거나 외부 장치에 전송한다.
본 발명의 핵심이 되는 신호 입력부(10)와 실시간 신호 처리부(20)에 대하여 좀 더 구체적으로 설명한다.
상술한 바와 같이, 신호 입력부(10)는 비접촉 변위센서로부터 출력되는 아날로그 신호를 디지털 신호로 변환하여 실시간 신호처리부(20)로 전송한다. 도 2의 확대 도면에 도시된 바와 같이, 헬기 로터에 설치된 회전체에는 원뿔 모양의 홈이 형성되어 있다. 회전체는 헬기 로터와 동일한 회전 축을 가지고 있기 때문에, 헬기 로터가 1회전 하면 회전체도 1회전한다. 한편, 회전하는 회전체에 대하여 회전 수 또는 회전 속도(예를 들면, 분당 회전 속도 RPM)를 측정하기 위해서는 기준점이 필요한데, 이 기준점의 역할을 하는 것이 상술한 원뿔 모양의 홈이다. 즉, 신호 입력부(10)에 구비된 키 페이저 센서에 의해서 이 원뿔 모양의 홈의 변위를 감지하여 회전체의 회전 횟수 또는 회전 속도를 측정할 수 있다. 또한, 비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)도 키 페이저 센서와 마찬가지로 원뿔 모양의 홈의 변위를 시간의 흐름에 따라 감지한다. 따라서, 회전체의 원뿔 모양의 홈이 회전함에 따라서 비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)에서는 사인파에 해당하는 아날로그 신호가 출력된다.
이 아날로그 신호는 신호 입력부(10) 내의 아날로그/디지털 컨버터에 의해서 디지털 신호로 변환된다. 이때, 아날로그 신호로부터 디지털 신호를 취득하기 위한 신호 취득 샘플링 주파수보다 높은 고주파 신호 입력에 의한 신호 왜곡을 막기 위해 아날로그/디지털 컨버터의 앞단에 저주파 통과 필터인 반 앨리어스 필터(Anti-alias filter)를 마련하여 이를 통과시킨 아날로그 신호를 디지털 신호로 변환(샘플링)하는 것이 바람직하다.
또한, 실시간 신호처리부(20)는 헬기 로터의 회전 축이 선회하는 원의 차수를 분석(후술함)하기 전에, 보간법을 이용하여 하드웨어 샘플링 주파수보다 낮은 샘플링 주파수로 재 샘플링하여 데이터를 얻게 되는데, 이때 고주파 신호에 의한 신호 왜곡을 막기 위해 저주파 통과 필터로서 디지털 필터가 적용된다.
저주파 통과 필터로서 디지털 필터의 차단 주파수는 아날로그/디지털 컨버터의 샘플링 주파수 fs의 1/2.56 배인 나이키스트 주파수(Nyquist Frequency)보다 낮은 주파수를 차단 주파수로 하여 저주파 대역만 통과될 수 있도록 설계되는 것이 바람직하다.
도 2를 참조하여, 헬기 로터의 안전 진단을 위한 분석을 위해, 키 페이저 센서에 의해서 회전체의 회전 속도(분당 회전수)를 구하는 방법에 대하여 설명한다.
키 페이저 센서에 의해서 얻어지는 키 페이저 신호의 역할은 헬기 로터의 분당 회전수인 rpm(revolutions per minute)을 구하고, 헬기 로터의 회전 축의 이동 경로를 추적함에 있어서 비접촉 변위센서 x(t), y(t) 신호의 시작 점을 지시하며 주기를 구할 수 있게 한다. 키 페리저 신호를 이용하여 헬기 로터의 분당 회전수인 RPM을 구하는 방법은, 한 주기 동안 총 샘플 개수를 N이라고 하고, 아날로그/디지털 컨버터의 취득 샘플링 주파수를 fs라고 하면, RPM을 구하는 수식은 아래와 같다. 단, 이때 샘플 개수 N은 보간법을 적용하기 전의 샘플 개수를 의미한다.
RPM = 60 × (fs/N)
위의 수식에서, fs/N을 통해 헬기 로터가 1초 동안에 회전한 횟수를 알 수 있으며, 여기에 60을 곱해 줌으로써, 총 1분 동안의 회전수를 구하게 된다.
이하, 실시간 신호처리부(20)에서 두 개의 변위 신호에 대하여 행하는 보간법, 궤도 분석법, 방향성 스펙트럼 분석법, 또는 차수 분석법에 대하여 도 3 내지 도 6을 참조하여 설명한다.
먼저, 실시간 신호처리부(20)에서 행하는 다양한 분석법이 헬기 로터의 안전 진단 여부를 판정하는데 중요한 부분을 차지하고 있는 이유에 대하여, 이해를 돕기 위해서 앞서 설명한 바와 중복 되는 부분이 있더라도 개략적으로 설명한다.
통상적으로, 헬기 로터가 아니더라도 전동기 등과 같은 회전하는 회전체의 회전 축은 일정 궤도를 따라 선회한다. 이를 측정하기 위해서는 회전체의 둘레에 회전 수 측정과 기준 위상을 측정할 목적으로 장착되는 키 페이저 센서와 회전축의 2차원 평면 공간에서의 선회현상을 측정하기 위하여 한 쌍의 비접촉 센서가 원주상에서 90도 각도로 벌려서 설치된다. 설치된 한 쌍의 비접촉 센서로부터 측정되는 변위 신호를 오실로스코프의 x-y 모드에서 관찰하게 되면, 회전체의 운전 상태에 따라 다양한 선회 현상을 관찰할 수 있으며, 많은 경우에 이 선회하는 패턴만으로도 회전체의 불균형, 균열의 진전 등 기계의 다양한 이상 상태나 운전 상황을 판단할 수 있다. 이러한 선회 패턴은 회전축의 궤도 운동(orbit motion) 또는 리사쥬 도면(Lissjous figure)이라고 불리운다. 이 궤도 운동을 어떻게 계량화하여 유용한 정보로서 활용할 수 있느냐가 관건인데, 이러한 정량화 변환법 중에 본 발명에서 제시하는 궤도 분석법, 방향성 스펙트럼 분석법, 또는 차수 분석법을 예롤 들 수 있다.
예를 들면, 방향성 스펙트럼에 의하면, 회전체 역학과 선회 운동 형상 및 방향의 중요 성분을 파악할 수 있다. 단순 등방 회전체(Jeffcott rotor)의 선회 운동의 경우, 동일한 방향과 속도로 회전하는 운동을 하고 전방향 동기 가진력이라고 하며, 비등방 회전체의 선회 운동의 경우. 후방 선회 운동(회전체와 회전 방향과 선회 방향이 상이한 운동)이 이루어질 수 있는데, 1회전당 두 번의 응력 반전(인장-압축-인장-압축)이 이루어져 회전 축의 피로 파괴가 야기될 수 있다.
따라서, 이러한 방향성 스펙트럼에 의해서, 회전체의 회전축이 피로 파괴되는 조건에 있는지 알 수 있다. 이상 방향성 스펙트럼 분석법에 대하여 개략적으로 설명하였다.
다음으로, 궤도 분석법, 차수 분석법 및 보간법에 대하여 설명한다.
헬기 로터의 회전축이 선회하는 궤도를 분석하는 궤도 분석법은 단순히 비접촉 센서 x(t), y(t)로부터 취득한 변위(아날로그/디지털 컨버터에 의해서 변경된 디지털 변위값)를 직교 좌표계 위에 나타낸 점들을 서로 연결하여 헬기 로터의 회전축의 이동 경로(즉, 궤도 패턴)를 육안으로 확인하는 것이다(예를 들면, 상술한 바와 같이 오실로스코프의 x-y모드에서의 관찰).
궤도 분석에서 나타나는 헬기 로터의 회전 축의 궤도 패턴에 대한 차수 분석법은 헬기 로터의 회전 축이 선회하는 동안, 원 모양을 몇 번 생성하는지에 대한 정보를 분석하는 것이다. 모든 헬기 로터는 회전축이 한 점에서 고정되지 못하고 미세하게 진동하며 움직이게 된다. 대개 찌그러진 원이나 타원 모양을 보이며 선회하게 되는데, 이때 차수는 원모양의 경로가 몇 개가 존재하는지 알 수 있다. +1x 성분은 원모양이 하나만 있는 것을 의미하며, +2x, +3x 등의 성분이 많을수록 헬기 로터 운동이 불안정하다. 또한 헬기 로터 차수 앞에 붙어 있는 부호는 회전축의 이동 운동 방향을 의미한다. +부호는 정방향(회전체의 회전방향과 선회 방향이 동일)을 의미하며 -부호는 반대 방향(회전체의 회전방향과 선회 방향이 반대)으로 회전축이 운동하고 있음을 의미한다. 따라서 +부호와 -부호가 비슷한 크기로 섞여 있는 경우 또한 헬기 로터 움직임이 불안정함을 나타낸다.
헬기 로터의 회전 축이 선회하는 궤도 패턴에 대하여 차수 분석을 위해서는 도 3에서 두 개의 비접촉 변위센서 x(t), y(t)로부터 취득한 사인파의 디지털 신호를 보간법을 이용하여 한 주기당 동일한 개수로 재 샘플링하여 헬기 로터 회전 속도에 따라 한 주기당 샘플링 개수가 동일하도록 한다. 이처럼 보간법을 적용하는 이유는, 아날로그/디지털 컨버터는 헬기 로터의 회전속도와 무관하게 일정한 속도로 샘플링 하므로 헬기 로터의 회전속도가 느린 경우 한 주기 안에 더 많은 수의 샘플링 데이터가 존재하게 되고, 헬기 로터의 회전 속도가 빨라질수록 한 주기당 샘플링 개수가 적어지게 된다. 이 경우 헬기 로터의 회전속도 변화에 대한 정보는 얻을수 있지만, 본 발명에서는 헬기 로터의 차수 분석을 통하여 헬기 로터의 안전성을 평가하고 진단하는데 목적이 있기 때문에, 보간법을 이용하여 한 주기당 샘플링 개수를 동일하게 하여 헬기 로터 회전속도에 무관하게 동일한 주기의 샘플링 데이터를 얻는다.
도 3은 보간법을 이용하여 차수분석이 가능하도록 비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)의 두 변위 신호를 재생성하는 것을 나타낸다. 도 4는 도 3에서 재생성한 변위 신호를 이용하여 궤도 분석법에 의해서 헬기 로터의 회전 축의 궤도를 출력한 것을 나타낸다. 도 4에는 키 페이저 센서, 비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)로부터 출력되는 신호가 도시되어 있고, 이를 이용하여 나타나는 회전축 중심의 궤도가 도시되어 있다. 헬기 운전자는 헬기 로터의 회전축의 이동 궤도를 실시간 감시 함으로써, 헬기 로터의 이상 유무를 실시간 파악할 수 있으며 미리 설정된 한계치를 벗어나는 경우, 즉, 회전 축의 궤도 패턴이 미리 설정된 궤도 패턴과 일치하지 않는 경우, 중앙 처리부(30)에 의해서 신호 출력부(40)를 통해 헬기 내의 계기판이나 외부 장치에 이상 경보를 발생한다.
또한, 도 3의 보간법을 이용하여 재생성한 변위센서 신호는 도 5 및 도 6에서와 같이 방향성 스펙트럼을 이용하여 차수 분석이 가능하다.
도 5는 비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)의 두 신호를 방향성 스펙트럼 분석법을 이용하여 차수 분석 결과를 보여준다. 방향성 스펙트럼 분석법은 아래와 같다.
비접촉 변위 센서 x(t) 및 y(t)로 출력되는 신호를 실수부와 허수부로하여 나누면 아래와 같고,
f(t) = x(t) + jy(t) (1)
이 신호를 하드웨어적으로 샘플한 신호는 샘플링 주파수가 fs이고, 샘플 간격 △t가 △t = 1/fs이면, 다음 식이 성립된다.
Figure pat00001
(2)
위의 (2)식에 고속푸리에 변환(Fast Fourier Transforms)하여 주파수 영역에서 신호를 재 정의하면, 신호 길이가 T = N△t 일 때 , 주파수 분해능 △f는 △f = 1/T 이고 결과적으로 다음 식이 성립한다.
Figure pat00002
(3)
하드웨어 샘플링 주파수가 fs에서 도 6에서와 같이 f = fs/2인 지점에서 주파수가 낮은 영역과 주파수가 높은 영역의 신호를 부호 변경 없이 바꾸고 신호를 실수부와 허수부의 절대치를 구하게 되면, 방향성 스펙트럼과 헬기 로터의 회전 축의 차수 및 방향성을 구할 수 있고 이에 의해서 헬기 로터의 안정성 여부를 진단 할 수 있다.
예를 들면, 도 5 및 6에 도시된 방향성 스펙트럼에 의하면 헬기 로터의 회전체의 회전 축이 선회하는 궤도, 즉 원 또는 타원을 형성하는 궤도가 4개(-2x, -1x, +1x, +2x) 존재하며(즉, 차수가 4이며), 그 원의 방향이 + 인 것(+를 반시계방향으로 정의한 경우)과 -인 것(-를 시계방향으로 정의 한 경우)이 각각 두 개씩이고, + 쪽 방향이 -쪽 방향보다 에너지 밀도가 큰 것을 알 수 있다. 즉, 궤도 분석법에 의하면 헬기 로터의 회전체의 회전 축이 선회하는 궤도가 원 또는 타원인지를 알 수 있지만, 방향성 스펙트럼에 의하면, 선회하는 원 또는 타원 궤도의 수와 선회 방향도 알 수 있고, 궤도의 기울기도 알 수 있다. 따라서, 이를 기반으로 헬기 로터의 회전축의 기계적인 피로도를 구할 수 있기 때문에 헬기 로터의 안전 진단을 행할 수 있게 된다.
예를 들면, 헬기 로터의 회전체의 회전 축이 선회하는 궤도의 차수가 증가하면 헬기 로터의 회전 축에 피로도가 증가하고, 궤도의 모양이 찌그러진 타원이면서 바나나 모양에 가까우면, 회전 축에 크랙이 갈 확률이 높기 때문에, 이 들 경우에는 중앙 처리부(30)에 의해서 신호 출력부(40)를 통해 헬기 내 계기판이나 외부 장치에 경고를 행한다.
본 발명은 도면에 도시된 실시예를 참고로 하여 설명되었으나, 이는 예시적인 것에 불과하며 당해 기술이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호범위는 특허청구범위에 의하여 정해져야 할 것이다.
10: 신호 입력부
20: 실시간 신호 처리부
30: 중앙 처리부
40: 신호 출력부
x(t), y(t) : 비접촉 변위 센서

Claims (6)

  1. 헬기 로터에 설치된 회전체의 회전 축의 변위, 회전 속도와 기준 위상을 측정하는 신호 입력부;
    상기 신호 입력부에 의해서 측정된 상기 회전 축의 변위, 상기 회전 속도 및 상기 기준 위상에 의거하여 2차원 평면 공간에 상기 회전 축의 궤도를 맵핑시키고, 상기 궤도로부터 궤도 패턴, 차수 및 선회 방향을 추출하고 이에 의해서 상기 헬기 로터의 안정성 여부를 진단하는 실시간 신호 처리부;
    상기 실시간 신호 처리부와 네트워크 상에서 연결되어 상기 안정성 여부의 진단 결과를 수신하는 중앙 처리부; 및
    상기 중앙 처리부에 의해서 상기 진단 결과를 출력하는 신호 출력부를 포함하는 헬기 로터의 안전 진단 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 신호 입력부는 두 개의 비접촉 변위 센서와 키 페이저(Key phaser) 센서를 구비하고 있으며, 상기 두개의 비접촉 변위 센서에 의해서 상기 회전체의 회전 축의 상기 변위를 측정하고, 상기 키 페이저 센서에 의해서 상기 회전체의 상기 회전 속도와 상기 기준 위상을 측정하는 것을 특징으로 하는 헬기 로터의 안전 진단 시스템.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 신호 입력부는, 아날로그/디지털 컨버터를 더 포함하고, 상기 두개의 비접촉 변위 센서에 의해서 측정된 상기 회전체의 회전 축의 상기 변위를, 상기 아날로그/디지털 컨버터에 의해서 각각의 디지털 변위 신호로 변환하고,
    또한, 상기 신호 입력부는, 상기 각각의 디지털 변위 신호에 대하여, 한 주기 안에 샘플링 개수가 동일하도록 데이터를 솎아 내는 보간법에 의해서, 상기 헬기 로터의 회전 속도에 따라 한 주기당 샘플링 개수가 동일하게 하는 것을 특징으로 하는 헬기 로터의 안전 진단 시스템.
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 궤도 패턴은, 상기 회전체의 회전 축의 상기 변위 또는 상기 디지털 변위 신호를 직교 좌표계 위에 나타낸 점들을 서로 연결하여 상기 헬기 로터의 회전축의 이동 경로를 나타내는 궤도 분석법에 의해서 추출되는 것을 특징으로 하는 헬기 로터의 안전 진단 시스템.
  5. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 차수는 상기 헬기 로터의 상기 회전 축이 선회하는 동안, 원 모양을 몇 번 생성하는지에 대한 정보를 분석하는 차수 분석법에 의해서 추출되는 것을 특징으로 하는 헬기 로터의 안전 진단 시스템.
  6. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 선회 방향은 방향성 스펙트럼 분석법에 의해서 추출되는 것을 특징으로 하는 헬기 로터의 안전 진단 시스템.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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WO2023146200A1 (ko) * 2022-01-31 2023-08-03 신재용 속도 센서를 이용한 회전체 진단 시스템

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