WO2019203469A1 - 블레이드 구조 시험장치 및 이를 이용한 블레이드 시편 시험방법 - Google Patents

블레이드 구조 시험장치 및 이를 이용한 블레이드 시편 시험방법 Download PDF

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WO2019203469A1
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blade specimen
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김태주
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한국항공우주연구원
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    • G01N2203/0069—Fatigue, creep, strain-stress relations or elastic constants
    • G01N2203/0075—Strain-stress relations or elastic constants

Definitions

  • the present invention is a device for the structural test of the rotor lifting components, such as helicopter blades and propellers to generate a lift through the rotational movement, specifically, the force and the moment to approximate the load / boundary conditions in the actual operation of the blade
  • the present invention relates to a structural test apparatus providing a structure capable of doing so.
  • Patent Publication No. 10-2016-0027529 shown in Figure 3
  • a typical form of the apparatus for the test of most of the conventional blade structure is shown in FIG. same.
  • a conventional blade structure test method is as follows.
  • One end of the blade test specimen (hereinafter, referred to as a blade) is fixed to the body 10 of the structural test fixture, and the other end of the blade B is equipped with hydraulic actuators 20 and 30 for applying a load. Connect the hydraulic actuator to the specimen using an adapter to transfer the load generated by the hydraulic actuator to the test specimen. Apply hydraulic loads (centrifugal and lift) to the test specimen and check the specimen for damage.
  • FIG. 5 is a diagram conceptually showing the force acting in the actual operating environment of the blade.
  • the conventional test method cannot predict the moment generated when the actual load is applied, and for this purpose, there is a problem that a test is performed while confirming whether the desired moment is added by establishing a moment monitoring environment using a sensor such as a strain gauge.
  • the load cell has to be calibrated for use of the hydraulic actuator, and a complicated process is required, such as configuring and calibrating the Wheatstone bridge on the blade specimen to calculate the added moment.
  • the present invention has been made to solve the above problem, and an object of the present invention is to propose a method for easily adding desired centrifugal force and moment to a blade component, and also applies the same boundary conditions as the actual operation of the blade and requires additional sensor calibration. It aims to provide a method that can simplify the test work by providing a method that is not available, and at the same time increase the reliability of the results.
  • the mounting jig is mounted one end of the blade specimen;
  • the grip member is coupled to the other end of the blade specimen and one end is attached to the grip member is a wire for applying a tensile force in a direction having a predetermined angle to the ground to the blade specimen; provides a blade structure testing apparatus comprising a.
  • a weight is connected to the other end of the wire, thereby applying a tensile force to the blade specimen with the weight of the weight.
  • the mounting jig is provided with a support 110; and an adapter 125 coupled to the upper end of the support, the one end of the blade specimen is mounted, and the mounting jig is located between the support and the adapter,
  • the adapter further comprises a rotating member rotatable in the longitudinal direction of the blade specimen in the axial direction.
  • the pulley is disposed to be able to move in the vertical direction while being located higher than the blade specimen.
  • the present invention one step of coupling one end of the blade specimen to the mounting jig and the other end to the grip member; Determining the values of centrifugal force, flap moment, and lag moment to be added to the blade specimen; Determining the magnitude and direction of the tensile force to be applied to the blade specimen based on the value determined in step 2; And attaching one end of the wire to the grip member and applying a tensile force to the blade specimen with a wire in the magnitude and direction of the tensile force determined in the third step.
  • the other end of the wire is connected to the weight corresponding to the magnitude of the tensile force determined in the third step to apply a tensile force to the blade specimen, to place the wire in the direction of the tensile force determined in the third step
  • the direction of the wire tension force can be adjusted, and the arrangement of the wire allows the wire to be arranged in the direction of tension force by adjusting the vertical position of the pulley while the wire is supported by the pulley.
  • rotating the blade specimen in the longitudinal direction of the axial direction may further include a.
  • the present invention provides a test environment that applies the same boundary conditions as the actual operation of the blade using only the weight, and the beneficial effect of adding the main centrifugal force and the lead lag moment and the flap moment acting on the blade without changing the boundary conditions occurs. do.
  • 1 and 2 show the forces and moments acting on the blades of the rotor, such as a helicopter
  • FIG. 3 is a view of the blade structure test apparatus according to the prior art
  • FIG. 6 is a view of the blade structure testing apparatus according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 7 is a partial view of the blade structure test apparatus shown in FIG.
  • Figure 9 is a cross-sectional view of the blade is rotated based on the longitudinal direction mounted to the blade structure test apparatus according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 6 and 7 is a state of the blade structure test apparatus according to an embodiment of the present invention.
  • the mounting jig (110, 125) is composed of a columnar support (110) disposed perpendicular to the ground and the adapter 125 for directly coupling the blade specimen at the top of the support.
  • the adapter 125 is made of a structure that can be replaced on the support by considering the size and shape of the blade.
  • the mounting fixture of the present invention may further include a rotating member 120 located between the support 110 and the adapter 125, the rotating member 120 is provided with a rotating shaft 123 adapter It is a member capable of rotating the longitudinal direction (X direction of Fig. 7) of the blade specimen in the rotation axis direction.
  • the longitudinal direction of the blade specimen is referred to as the X direction
  • the direction of the support 110 is referred to as the Z direction
  • the direction perpendicular to the X and Z directions is referred to as the Y direction. do.
  • the adapter can rotate about the X direction by the rotating member 120
  • the blade specimen B can rotate in a state where one end is fixed to the mounting jig.
  • blade axial rotation in the present description is meant the rotation of the blade specimen in this direction. The reason why the blade is rotated in the X-axis direction is to simultaneously apply the lead lag moment together with the flap moment to the specimen (described below).
  • the blade structure test apparatus of the present invention further includes a grip member 150 for holding the other end of the blade specimen B and a wire W for applying force to the blade specimen by applying a tensile force to one end of the grip member 150. do.
  • the wire exerts a force on the blade specimen, but is preferably inclined upward by a predetermined angle ( ⁇ in FIG. 7) with respect to the horizontal direction.
  • a pulley 180 for supporting the wire (W) above the blade specimen.
  • the pulley may be mounted to be movable in the vertical direction to adjust the inclination angle applied to the blade specimen.
  • the weight 190 is connected to the other end of the wire, thereby applying a tensile force to the blade specimen under the weight of the weight.
  • the drawing is applied to the other end of the wire by using a weight to the weight, it is not necessary to use the weight, it will be possible only if there is a means for applying the tensile force. That is, in the drawing of FIG. 6, the pulley and the weight may be removed and a force may be applied using a means for giving the wire a tensile force in an inclined direction at an angle.
  • the wire tension force Fw When a tensile force is applied to the blade specimen by a wire upward by a predetermined angle, the wire tension force Fw may be separated into a horizontal force in the X-axis direction (F1, corresponding to the centrifugal force) and a vertical force in the Z direction (F2, corresponding to the lift force). .
  • the angle formed by the wire tension force Fw and the horizontal force F1 is ⁇ . Then, the flap moment is generated by the horizontal force (F1).
  • the centrifugal force and flap moment to be added to the specimen if there is no lead lag moment
  • the magnitude and direction of the force of the tensile force to be applied to the wire That is, the horizontal force F1 is determined by the centrifugal force, and the vertical force F2 can be determined by the flap moment.
  • the magnitude and direction of the wire tension force Fw are determined by the sum of the horizontal force and the vertical force. Using this principle, the specimen can be tested by applying tension to the wire.
  • Figure 9 is a cross-sectional view of the blade is mounted on the blade structure test apparatus according to an embodiment of the present invention in the longitudinal direction of rotation (blade axial rotation).
  • 9 is a view of the blade specimen from the left, that is, the cross section perpendicular to the X axis. 30 degrees, 45, etc. in FIG.9 (b), (c) mean an exemplary rotation angle of blade axial rotation. That is, the blade axial rotation occurs by rotating the rotating member 120 of the test apparatus, and in this state is a test to apply a tensile force to the wire. In this case, not only the centrifugal force and the flap moment but also the lead lag moment can be applied to the blade specimen.
  • the vertical force F2 which is the vertical component of the wire tension force Fw, is inclined by 'blade axial rotation' on the blade upper surface, the vertical force F2 is the first component force generating the flap moment. F3) and the second component force F4 generating the lead lag moment.
  • the centrifugal force and flap moment to be applied to the blade specimen are determined, the necessary component force in the X, Y, and Z directions is determined, respectively.
  • the cantilever boundary condition is used to determine the moment size using only the force and the moment arm. Then, one determined force can be obtained from the determined X, Y, Z direction components through the vector sum operation, and this force becomes the tensile force (Fw) to act on the wire, so that the direction of the wire and the magnitude of the tensile force are determined. Then, in order to add the determined tensile force to the wire, the weight of the pulley and the appropriate weight of the pulley may be selected.
  • the centrifugal force, the flap moment, and the lead lag moment are loads calculated by a physical method, there is no need to further verify the load applied to the blade. That is, in the prior art, a process using a Wheatstone bridge and a correction is performed to confirm the moment. However, in the present invention, such a process is unnecessary.
  • the following describes a method for performing a test test using the blade specimen test apparatus according to the present invention.
  • the blade specimen test is carried out in a four step process of applying tension.
  • the other end of the wire may be connected to the weight corresponding to the size of the tensile force determined in the third step to apply a tensile force to the blade specimen or to pull the wire through other methods.
  • the wire tension force direction can be adjusted to arrange the wire in the direction of the tensile force determined in step 3, for example, the wire is arranged in the tension direction by adjusting the vertical position of the pulley while the wire is supported by the pulley. You can do that.
  • the present invention considers the principle of applying the force to the blade through the wire by using a plurality of weights in consideration of gravity acting without direct contact, and six components (centrifugal force, lift, drag force acting on the blade by using the weight) ,
  • the most important load among flap moment, lead lag moment, and torsion moment, such as centrifugal force, lead lag moment, and flap moment can be added so that boundary condition does not change compared to actual blade operating environment. .

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Abstract

본 발명은, 블레이드 시편의 일단이 장착되는 장착치구; 상기 블레이드 시편의 타단이 결합되는 그립부재 및 상기 그립부재에 일단이 부착되어 상기 블레이드 시편에 지면에 대해 소정의 각도를 갖는 방향으로 인장력을 가하는 와이어(W);를 포함하는 블레이드 구조 시험장치를 제공하며, 또한, 블레이드 시편의 일단을 장착치구에 결합하고 타단은 그립부재에 결합하는 1단계; 상기 블레이드 시편에 부가하고자 하는 원심력과, 플랩 모멘트와, 래그 모멘트의 값를 결정하는 2단계; 상기 2단계에서 결정된 값을 기초로 블레이드 시편에 가할 인장력의 크기와 방향을 결정하는 3단계; 및 상기 그립부재에 와이어의 일단을 부착하고, 상기 3단계에서 결정된 인장력의 크기와 방향으로 상기 블레이드 시편에 와이어로 인장력을 가하는 4단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 블레이드 시편 시험방법을 제공한다.

Description

블레이드 구조 시험장치 및 이를 이용한 블레이드 시편 시험방법
본 발명은 회전운동을 통해 양력을 발생시키는 헬리콥터 블레이드나 프로펠러와 같은 회전체 양력 발생 구성품의 구조 시험을 위한 장치이며, 구체적으로는 블레이드의 실제 운용시의 하중/경계조건과 근사한 힘과 모멘트를 부가할 수 있는 구조를 제공하는 구조 시험장치에 관한 것이다.
헬리콥터와 같은 회전익 항공기의 동적구성품을 설계하고 개발하는 경우 구조적인 안전성에 문제가 없는지를 확인하여야 하며, 이를 위해 구조해석이나 시험을 통해 이를 확인하고 있다. 회전익 항공기의 경우, 블레이드가 고속으로 회전하면서 양력을 발생시키는 과정에서, 블레이드에는 원심력과 양력 및 항력의 세가지 힘이 작용하며(도 1의 f1,f2,f3) 동시에 이들 힘에 의해 플랩 모멘트, 리드래그 모멘트 및 뒤틀림 모멘트의 세 가지 모멘트가 발생한다(도 2의 M1,M2,M3). 이 중 원심력과 리드래그 모멘트와 플랩 모멘트와 같은 인장 응력과 굽힘 하중이 구조적인 영향을 가장 크게 미친다. 그러므로, 프로펠러 내지 블레이드를 개발하는 과정에서는 이들 힘과 모멘트를 고려하여 블레이드의 구조적 안전성을 테스트 하기 위한 시험을 수행하여야 한다.
블레이드 구조 성능을 테스트하는 종래기술로는 공개특허 제10-2016-0027529가 있으며 대표적인 모습을 도 3에서 도시하고 있으며, 이러한 종래 대부분의 블레이드 구조 테스트를 위한 장치들에 대한 개념적인 형태는 도 4와 같다.
종래의 블레이드 구조시험 수행 방법을 도 4를 참조하여 개략적으로 보면 다음과 같다.
블레이드 시험 시편(이하, 블레이드)의 일단을 구조시험용 치구의 몸체(10)에 고정하고, 블레이드(B)의 타단에는 하중을 부가하기 위한 유압작동기(20,30)를 장착한다. 유압작동기에서 발생시키는 하중을 시험 시편에 전달하기 위해서 어뎁터를 이용하여 유압작동기와 시편을 연결한다. 유압작동기에서 하중(원심력과 양력)을 발생시켜 시험 시편에 하중을 가하고 시편에 파손이 일어나는지를 확인한다.
그런데, 이러한 종래의 테스트 방법에 따른 문제점을 도 4와 도 5를 비교하여 설명한다. 도 5는 블레이드의 실제 운용환경에서 작용하는 힘을 개념적으로 도시한 그림이다.
-도 5를 보면, 실제 블레이드 운용환경에서는 블레이드에 작용하는 하중은 공기력과 원심력뿐이며(블레이드에는 고정경계조건만이 존재함), 블레이드에 힘이 전달되기 위해 접촉하는 회전경계조건이 없다. 그런데, 도 4와 같은 종래 테스트 방법에서는 유압작동기를 이용하여 부가적인 회전경계조건이 추가된다.
-이로 인해 종래 테스트 방법에서는 실제하중 부가시 발생하는 모멘트를 예측할 수 없으며, 이를 위해서는 스트레인게이지 등 센서를 활용한 모멘트 모니터링 환경을 구축하여 원하는 모멘트가 부가되는지를 확인하면서 시험을 하여야 하는 문제가 있다.
-또한, 종래 테스트 방법에서는 유압작동기 사용을 위해 로드셀을 교정하여야 하고, 부가되는 모멘트를 계산하기 위해 블레이드 시편에 휘스톤 브릿지를 구성하고 교정하여야 하는 등 복잡한 과정이 동반되는 불편함이 있었다.
본 발명은 위 문제를 해결하기 위한 것으로, 블레이드 구성품에 원하는 원심력과 모멘트를 간편하게 부가할 수 있는 방법을 제시하는 것을 목적으로 하며, 또한 블레이드 실제 운용과 동일한 경계조건을 가하며 부가적인 센서의 교정도 필요없는 방법을 제시하여 테스트 작업의 간편화를 도모하면서 동시에 결과의 신뢰성을 높일 수 있는 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명은, 블레이드 시편의 일단이 장착되는 장착치구; 상기 블레이드 시편의 타단이 결합되는 그립부재 및 상기 그립부재에 일단이 부착되어 상기 블레이드 시편에 지면에 대해 소정의 각도를 갖는 방향으로 인장력을 가하는 와이어;를 포함하는 블레이드 구조 시험장치를 제공한다.
상기 와이어의 타단에는 무게추가 연결되어 있어서, 상기 무게추의 하중으로 상기 블레이드 시편에 인장력을 가하게 된다.
상기 장착치구는 지지대(110);와 상기 지지대의 상단에 결합되고, 상기 블레이드 시편의 일단이 장착되는 어뎁터(125);를 구비하며, 또한 상기 장착치구는 상기 지지대와 상기 어뎁터 사이에 위치하면서, 상기 어뎁터를 블레이드 시편의 길이방향을 축방향으로 하여 회전가능한 회전부재(120);를 더 구비한다.
상기 회전부재를 소정 각도 회전시킴에 따라 상기 와이어 인장력에 의해 상기 블레이드 시편에는 플랩 모멘트와 래그 모멘트가 가해진다.
상기 와이어의 하중 방향을 변경하기 위해 구비되는 도로레(180)를 더 포함하고, 상기 도르레는 상기 블레이드 시편보다 더 높은 곳에 위치하면서 상하 방향 이동이 가능하게 배치된다.
또한, 본 발명은, 블레이드 시편의 일단을 장착치구에 결합하고 타단은 그립부재에 결합하는 1단계; 상기 블레이드 시편에 부가하고자 하는 원심력과, 플랩 모멘트와, 래그 모멘트의 값를 결정하는 2단계; 상기 2단계에서 결정된 값을 기초로 블레이드 시편에 가할 인장력의 크기와 방향을 결정하는 3단계; 및 상기 그립부재에 와이어의 일단을 부착하고, 상기 3단계에서 결정된 인장력의 크기와 방향으로 상기 블레이드 시편에 와이어로 인장력을 가하는 4단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 블레이드 시편 시험방법을 제공한다.
상기 4단계에서, 상기 와이어의 타단에는 상기 3단계에서 결정된 인장력의 크기에 해당하는 무게추를 연결하여 상기 블레이드 시편에 인장력을 가하는 것이며, 상기 3단계에서 결정된 인장력의 방향으로 상기 와이어를 배치하기 위해 와이어 인장력 방향을 조절할 수 있으며, 상기 와이어의 배치는, 와이어가 도르레에 의해 지지되도록 하면서 도르레의 상하 위치를 조절하여 와이어가 인장력 방향으로 배치되도록 한다.
상기 4단계에서, 상기 3단계에서 결정된 인장력의 방향으로 상기 와이어를 배치하기 위해, 상기 블레이드 시편을 그 길이방향을 축방향으로 하여 회전시키는 단계;를 더 포함할 수 있다.
본 발명은, 무게추 만을 이용하여 블레이드의 실제 운용과 동일한 경계조건을 가하는 테스트 환경을 제공하며, 블레이드 작용하는 주요한 원심력과 리드래그 모멘트와 플랩 모멘트를 경계조건 변화 없이 부가할 수 있는 유리한 효과가 발생한다.
도 1과 도 2는 헬리콥터 등 회전체의 블레이드에 작용하는 힘과 모멘트를 도시하고 있으며,
도 3은 종래 기술에 따른 블레이드 구조 시험장치의 모습이며,
도 4는 종래 기술에 따른 블레이드 구조 시험장치에서의 경계조건을 보여주는 그림이며,
도 5는 실제 운용시 블레이드의 경계조건을 보여주는 그림이며,
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 블레이드 구조 시험장치의 모습이며,
도 7은 도 6에 도시된 블레이드 구조 시험장치의 일부 모습이며,
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 블레이드 구조 시험장치에서 와이어에 의해 작용하는 인장력의 분력의 모습이며,
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 블레이드 구조 시험장치에 장착되는 블레이드가 길이방향을 기준으로 회전되는 단면의 모습이다.
본 발명의 목적, 특정한 장점들 및 신규한 특징들은 첨부된 도면들과 연관되는 이하의 상세한 설명과 바람직한 실시예로부터 더욱 명백해질 것이다. 또한, 사용된 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 정의된 용어들로써, 이는 사용자 운용자의 의도 또는 관례에 따라 달라질 수 있다. 그러므로 이러한 용어들에 대한 정의는 본 명세서의 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.
도 6과 도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 블레이드 구조 시험장치의 모습이다.
본 발명에 따른 블레이드 구조 시험장치의 구성을 보면, 먼저 블레이드 시편(또는 '블레이드', B)의 일단이 고정되어 장착되는 장착치구와 상기 블레이드 시편의 타단이 결합되는 그립부재(150)를 갖는다. 상기 장착치구(110,125)는, 지면에 수직하게 배치되는 기둥형상의 지지대(110)와 지지대의 상단에서 블레이드 시편을 직접적으로 결합하는 어뎁터(125)로 이루어진다. 상기 어뎁터(125)는 블레이드의 크기와 형상을 고려하여 교체하여 지지대에 장착할 수 있는 구조로 이루어진다.
본 발명의 상기 장착치구는 상기 지지대(110)와 상기 어뎁터(125) 사이에 위치하는 회전부재(120)를 더 포함할 수 있으며, 상기 회전부재(120)는 회전축(123)을 구비하고 있어서 어뎁터를 블레이드 시편의 길이방향(도 7의 X방향)을 회전축 방향으로 회전시킬 수 있는 부재이다.
도 6과 도 7에서 도시된 바와 같이, 본 발명 설명 편의상 블레이드 시편의 길이방향을 X방향이라 하고, 상기 지지대(110)의 방향을 Z방향이라고 하고 X및 Z방향에 수직한 방향을 Y방향이라고 한다. 상기 어뎁터는 회전부재(120)에 의해 X방향을 기준축으로 하여 회전할 수 있게 되므로, 상기 블레이드 시편(B)은 장착치구에 일단이 고정된 상태에서 회전할 수 있다. 본 발명 설명에서 "블레이드 축방향 회전"이라 함은, 블레이드 시편의 이러한 방향의 회전을 의미한다. 이렇게 블레이드를 X축 방향으로 회전시키는 이유는 시편에 플랩 모멘트와 함께 리드래그 모멘트를 동시에 가하기 위한 것이다(이하, 설명함).
본 발명의 블레이드 구조 시험장치는 또한 블레이드 시편(B)의 타단을 잡는 그립부재(150)와 상기 그립부재에 일단이 부착되어 인장력을 가함으로써 상기 블레이드 시편에 힘을 가하는 와이어(W)를 더 포함한다. 상기 와이어는 블레이드 시편에 힘을 가하되 블레이드 시편에 수평방향에 대해 소정 각도(도 7의 θ)만큼 상향 경사져서 힘을 가하는 것이 좋다. 이를 위해 블레이드 시편 보다 위쪽에서 와이어(W)를 지지하는 도르레(180)를 구비하도록 한다. 상기 도르레는 상하 방향으로 이동이 가능하게 장착함으로써 블레이드 시편에 가해지는 경사각을 조절할 수 있다. 그리고, 상기 와이어의 타단에는 무게추(190)가 연결되어 있어서, 상기 무게추의 하중으로 상기 블레이드 시편에 인장력을 가하게 된다. 와이어의 타단에 무게추를 이용하여 인장력을 가하는 도면이 도시되어 있으나, 반드시 무게추를 이용할 필요는 없고 인장력을 가할 수 있는 수단만 있으면 가능할 것이다. 즉, 도 6의 도면에서 도르레와 무게추를 제거하고 상기 와이어를 일정 각도 경사진 방향으로 인장력을 줄 수 있는 수단을 이용하여 힘을 작용하게 할 수도 있을 것이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 블레이드 구조 시험장치에서 와이어에 의해 작용하는 인장력의 분력의 모습이며, 위에서 설명한 '블레이드 축방향 회전'이 일어나지 않은 상태에서의 모습이다.
와이어에 의해 블레이드 시편에 소정각도 상향으로 인장력을 가하게 되면, 와이어 인장력(Fw)는 X축방향의 수평력(F1, 원심력에 해당)과 Z방향의 수직력(F2, 양력에 해당)으로 분리될 수 있다. 여기서 와이어 인장력(Fw)과 수평력(F1)이 이루는 각이 θ가 된다. 그리고, 상기 수평력(F1)에 의해 플랩 모멘트가 발생하게 된다.
이를 통해, 시편에 부가하고자 하는 원심력과 플랩 모멘트가 결정되면(리드래그 모멘트는 없는 경우), 와이어에 작용시켜야 하는 인장력의 합력의 크기와 방향을 결정할 수 있게 된다. 즉, 원심력에 의해 수평력(F1)이 결정되고, 플랩 모멘트에 의해 수직력(F2)를 결정할 수 있게 된다. 또한, 수평력과 수직력의 합력에 의해 와이어 인장력(Fw)의 크기와 방향이 결정되는 것이다. 이런 원리를 이용하여 와이어에 인장력을 가해서 시편 시험을 할 수 있게 되는 것이다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 블레이드 구조 시험장치에 장착되는 블레이드가 길이방향을 기준으로 회전하는(블레이드 축방향 회전) 단면의 모습이다. 도 9의 단면은 블레이드 시편을 좌측에서 바라본 즉, X축에 수직한 단면의 모습이다. 도 9의 (b), (c)에서의 30도, 45 등은 블레이드 축방향 회전의 예시적인 회전각도를 의미한다. 즉, 시험장치의 회전부재(120)를 회전시켜서 블레이드 축방향 회전이 일어나고, 이 상태에서 와이어에 인장력을 가하는 시험이다. 이때는 블레이드 시편에 원심력과 플랩 모멘트 뿐 아니라 리드래그 모멘트까지 부여할 수 있다.
즉, 와이어 인장력(Fw)의 수직방향 분력인 수직력(F2)이 블레이드 상면에서 '블레이드 축방향 회전'만큼 경사진 상태로 작용하기 때문에, 상기 수직력(F2)은 플랩 모멘트를 발생시키는 제1분력(F3)과 리드래그 모멘트를 발생시키는 제2분력(F4)으로 나누어질 수 있다.
그러므로, 블레이드 시편에 가하고자 하는 원심력과 플랩 모멘트가 결정되면, 그에 필요한 X,Y,Z방향의 분력이 각각 결정된다. 본 시험장치에서는 외팔보 경계조건이므로 힘과 모멘트 암 두 가지만으로 모멘트 크기가 결정된다. 그리고, 결정된 X,Y,Z방향의 분력을 벡터 합 연산을 통해 하나의 합력을 구할 수 있고 이 합력이 와이어에 작용시키야 하는 인장력(Fw)이 되므로, 와이어의 방향과 인장력의 크기가 결정 된다. 그리고, 와이어에 결정된 인장력을 부가하기 위하여 도르레의 상하 이동과 적절한 무게의 무게추를 선택하면 된다.
본 발명에서는 원심력과 플랩 모멘트 및 리드래그 모멘트는 모두 물리학적인 방법으로 계산되는 하중이므로, 블레이드에 부가되는 하중을 추가로 검증할 필요가 없게 된다. 즉, 종래 기술에서는 모멘트 확인을 위해 휘스톤 브릿지를 이용하고 또한 보정을 하는 과정을 거치게 되는데, 본 발명에서는 이러한 과정이 불필요하게 되는 유리한 점이 있다.
이하는 본 발명에 따른 블레이드 시편 시험장치를 이용하여 시험 시험을 하는 방법에 대해 설명한다.
먼저, 블레이드 시편의 일단을 장착치구에 결합하고 타단은 그립부재에 결합하는 1단계와, 상기 블레이드 시편에 부가하고자 하는 원심력과, 플랩 모멘트와, 래그 모멘트의 값를 결정하는 2단계와, 상기 2단계에서 결정된 값을 기초로 블레이드 시편에 가할 인장력의 크기와 방향을 결정하는 3단계와 및 상기 그립부재에 와이어의 일단을 부착하고, 상기 3단계에서 결정된 인장력의 크기와 방향으로 상기 블레이드 시편에 와이어로 인장력을 가하는 4단계 과정을 통해 블레이드 시편 시험을 실시하게 된다.
상기 4단계에서, 상기 와이어의 타단에는 상기 3단계에서 결정된 인장력의 크기에 해당하는 무게추를 연결하여 상기 블레이드 시편에 인장력을 가하거나 기타 다른 방법을 통해 와이어를 견인하도록 할 수도 있다. 또한, 3단계에서 결정된 인장력의 방향으로 상기 와이어를 배치하기 위해 와이어 인장력 방향을 조절할 수 있으며, 그 하나의 예로서 와이어가 도르레에 의해 지지되도록 하면서 도르레의 상하 위치를 조절하여 와이어가 인장력 방향으로 배치되도록 할 수 있다.
본 발명은 중력이 직접적인 접촉 없이 작용하는 것을 고려하여 여러 개의 무게추를 활용하여 와이어를 통해 블레이드에 힘을 가하는 원리를 고려한 것이며, 무게 추를 활용하여 블레이드에 작용하는 6분력(원심력, 양력, 항력, 플랩 모멘트, 리드래그 모멘트, 뒤틀림 모멘트) 중 가장 주요한 3가지 하중인 원심력과 리드래그 모멘트와 플랩 모멘트를 부여하되, 실제 블레이드 운용환경과 비교하여 경계조건이 변화하지 않도록 부가할 수 있는 이점이 있다.

Claims (11)

  1. 블레이드 시편의 일단이 장착되는 장착치구;
    상기 블레이드 시편의 타단이 결합되는 그립부재 및
    상기 그립부재에 일단이 부착되어 상기 블레이드 시편에 지면에 대해 소정의 각도를 갖는 방향으로 인장력을 가하는 와이어;를 포함하는 블레이드 구조 시험장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 와이어의 타단에는 무게추가 연결되어 있어서, 상기 무게추의 하중으로 상기 블레이드 시편에 인장력을 가하는 것을 특징으로 하는 블레이드 구조 시험장치.
  3. 제1항에 있어서, 상기 장착치구는,
    지지대; 및
    상기 지지대의 상단에 결합되고, 상기 블레이드 시편의 일단이 장착되는 어뎁터(125);를 구비하는 것을 특징으로 하는 블레이드 구조 시험장치.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 장착치구는,
    상기 지지대와 상기 어뎁터 사이에 위치하면서, 상기 어뎁터를 블레이드 시편의 길이방향을 축방향으로 하여 회전가능한 회전부재(120);를 더 구비하는 것을 특징으로 하는 블레이드 구조 시험장치.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 회전부재를 소정 각도 회전시킴에 따라 상기 와이어 인장력에 의해 상기 블레이드 시편에는 플랩 모멘트와 래그 모멘트가 가해지는 것을 특징으로 하는 블레이드 구조 시험장치.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 와이어의 하중 방향을 변경하기 위해 구비되는 도로레(180)를 더 포함하고,
    상기 도르레는 상기 블레이드 시편보다 더 높은 곳에 위치하면서 상하 방향 이동이 가능하게 구비되는 것을 특징으로 하는 블레이드 구조 시험장치.
  7. 블레이드 시편의 일단을 장착치구에 결합하고 타단은 그립부재에 결합하는 1단계;
    상기 블레이드 시편에 부가하고자 하는 원심력과, 플랩 모멘트와, 래그 모멘트의 값를 결정하는 2단계;
    상기 2단계에서 결정된 값을 기초로 블레이드 시편에 가할 인장력의 크기와 방향을 결정하는 3단계; 및
    상기 그립부재에 와이어의 일단을 부착하고, 상기 3단계에서 결정된 인장력의 크기와 방향으로 상기 블레이드 시편에 와이어로 인장력을 가하는 4단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 블레이드 시편 시험방법.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 4단계에서, 상기 와이어의 타단에는 상기 3단계에서 결정된 인장력의 크기에 해당하는 무게추를 연결하여 상기 블레이드 시편에 인장력을 가하는 것을 특징으로 하는 블레이드 시편 시험방법.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 4단계에서, 상기 3단계에서 결정된 인장력의 방향으로 상기 와이어를 배치하기 위해 와이어 인장력 방향을 조절하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 블레이드 시편 시험방법.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 와이어의 배치는, 와이어가 도르레에 의해 지지되도록 하면서 도르레의 상하 위치를 조절하여 와이어가 인장력 방향으로 배치되도록 하는 것을 특징으로 하는 것을 특징으로 하는 블레이드 시편 시험방법.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 4단계에서, 상기 3단계에서 결정된 인장력의 방향으로 상기 와이어를 배치하기 위해, 상기 블레이드 시편을 그 길이방향을 축방향으로 하여 회전시키는 단계;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 블레이드 시편 시험방법.
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102404651B1 (ko) * 2020-11-10 2022-05-31 한국항공우주연구원 블레이드 시편 시험장치
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
US11761866B2 (en) * 2022-02-23 2023-09-19 Textron Innovations Inc. Apparatus for introducing test loads to a rotor blade

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20100079680A (ko) * 2008-12-31 2010-07-08 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치
US20100175480A1 (en) * 2007-05-30 2010-07-15 Vestas Wind Systems A/S Fatigue Testing Device for Wind Turbine Blade Testing, a Method of Testing Wind Turbine Blades and a Control System for a Blade Testing Actuator
KR20110078999A (ko) * 2009-12-31 2011-07-07 한국항공우주연구원 로터 블레이드 공력하중 측정장치 및 측정장치 보정방법
KR20130087920A (ko) * 2012-01-30 2013-08-07 강원대학교산학협력단 풍력발전기 블레이드의 시험장치 및 시험방법
KR20140056667A (ko) * 2012-10-30 2014-05-12 한국표준과학연구원 블레이드 정적 강도 평가용 이축 하중 부가 장치

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5425276A (en) * 1993-10-26 1995-06-20 Mts Systems Corporation Material testing system providing simultaneous force loads
JP2005273840A (ja) * 2004-03-26 2005-10-06 Denso Corp ベルト伝動システムの設計方法
WO2009097055A2 (en) * 2007-12-13 2009-08-06 Alliance For Sustainable Energy, Llc Wind turbine blade testing system using base excitation
US8475128B2 (en) * 2008-12-17 2013-07-02 Vestas Wind Systems A/S Fairing for wind turbine blade
US8449255B2 (en) * 2010-03-21 2013-05-28 Btpatent Llc Wind turbine blade system with air passageway
KR101368070B1 (ko) 2012-12-28 2014-02-27 현대위아 주식회사 헬리콥터 주로터 회전형 스와시 플레이트의 피로시험 장치
KR101486325B1 (ko) 2013-12-26 2015-01-26 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터허브의 구조시험장치
KR101680091B1 (ko) 2014-09-01 2016-12-13 주식회사 대한항공 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법
EP3034863B1 (en) * 2014-12-19 2019-10-23 Nordex Energy Spain, S.A.U. Blade for a wind turbine and wind turbine comprising said blade
GB2548589B (en) * 2016-03-22 2020-06-17 Vestas Wind Sys As Fatigue testing of a wind turbine blade
EP3548741A2 (en) * 2016-11-30 2019-10-09 Vestas Wind Systems A/S Torsional testing of a wind turbine blade

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100175480A1 (en) * 2007-05-30 2010-07-15 Vestas Wind Systems A/S Fatigue Testing Device for Wind Turbine Blade Testing, a Method of Testing Wind Turbine Blades and a Control System for a Blade Testing Actuator
KR20100079680A (ko) * 2008-12-31 2010-07-08 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치
KR20110078999A (ko) * 2009-12-31 2011-07-07 한국항공우주연구원 로터 블레이드 공력하중 측정장치 및 측정장치 보정방법
KR20130087920A (ko) * 2012-01-30 2013-08-07 강원대학교산학협력단 풍력발전기 블레이드의 시험장치 및 시험방법
KR20140056667A (ko) * 2012-10-30 2014-05-12 한국표준과학연구원 블레이드 정적 강도 평가용 이축 하중 부가 장치

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