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公开(公告)号：KR1020050064814A
公开(公告)日：2005-06-29
申请号：KR1020030096415
申请日：2003-12-24
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M7/02
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.
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公开(公告)号：KR101048618B1
公开(公告)日：2011-07-13
申请号：KR1020080138222
申请日：2008-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 헬리콥터의 로터 블레이드의 피로수명을 테스트하기 위하여 회전 시 로터 블레이드에 발생하는 원심력, 플랩 모멘트 및 리드-래그 모멘트를 모사하여 로터 블레이드 시편에 시험 하중을 부가하기 위한 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치가 제시된다. 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치는, 분리 가능하게 헬리콥터 로터 블레이드 시편의 양 단부를 고정하는 시편 고정 유닛, 상기 시편 고정 유닛과 연결되어 상기 시편의 길이방향 하중인 원심력을 가하는 원심력 부가 유닛, 상기 시편 고정유닛과 연결되어 상기 시편의 길이방향과 수직한 방향인 수직하중을 가하는 수직하중 부가 유닛, 및 상기 시편 고정 유닛, 원심력 부가 유닛, 수직하중 부가 유닛이 장착되는 프레임 유닛을 포함하고, 상기 시편의 중앙 부위에 유발되는 변형이 최대가 되도록 상기 수직하중 및 원심력의 가진 주파수는 상기 시편의 고유진동수에 가깝도록 조절하는 것을 특징으로 한다. 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 피로시험장치에 의하면, 헬리콥터 로터 블레이드가 실제로 회전하는 운용 조건을 모사하여 원심력과 플랩 모멘트 및 리드-래그 모멘트를 동시에 부가할 수 있으며, 블레이드의 고유진동수에 가깝도록 시험 하중을 부가하여 공진 상태가 되도록 하고, 블레이드 시편 중앙 부위의 변형을 최대로 유도하여 해당 부위의 피로 특성을 평가할 수 있는 효과를 얻을 수 있다.
헬리콥터, 로터, 블레이드, 피로 시험, 원심력, 수직하중, 공진.Abstract translation: 为了测试直升机离心力，挡板时刻，并在旋转转子叶片的时间所产生的铅的转子叶片的疲劳寿命 - 直升机旋翼桨叶疲劳试验装置，以模拟将测试负载到它公开了转子叶片试件的阻力力矩。 根据本发明可以用于固定叶片试件的相对端部在样品离心力添加单元的纵向方向的负荷施加离心力可移除直升机被连接到试样定影单元的转子，所述样品固定部直升机旋翼桨叶疲劳试验装置， 的连接固定部的试样包括框架单元在垂直于载荷加法单元对齐，和试样固定单元，离心力添加单元，垂直负载加法单元，其安装在一个方向上施加一个垂直的力的长度垂直于试件的方向， 在试样，使得与垂直负载和离心力的最大频率的中央部分的特征在于，控制引起的应变，以尽量靠近样品的固有频率。 根据本发明的根据本发明的直升机旋翼桨叶疲劳试验装置中，直升机旋翼桨叶，以模拟操作条件用于实际旋转的离心力和所述襟翼力矩和引线可以同时被添加到滞后的时刻，在负载测试，以尽量靠近叶片的固有频率 这样可以最大限度地引起叶片试样中心部分的变形，并且可以评估该部分的疲劳特性。
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公开(公告)号：KR1020100075069A
公开(公告)日：2010-07-02
申请号：KR1020080133675
申请日：2008-12-24
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F15B19/002 , F15B21/00 , F15B2211/855 , F15B2211/857
Abstract: PURPOSE: A tuning apparatus of a hydraulic actuator and a tuning method using the same are provided to reduce preparing time and cost by simplifying a servo valve gain setting, LVDT correction, and a load cell correction in order to be easily processed. CONSTITUTION: A tuning apparatus(100) of a hydraulic actuator comprises a base frame unit(20) wherein a hydraulic actuator(10) is arranged in the upper side of the base frame unit, a hydraulic actuator fixing unit(30) which is fixed on the one side of the base frame unit and fixes the hydraulic actuator, a standard load cell fixing unit(40) which is arranged on the other side of the base frame unit and fix a standard load cell(42), and a displacement sensor fixing unit(50) which is arranged on the base frame unit and fixes a displacement sensor(52).
Abstract translation: 目的：提供一种液压致动器的调谐装置和使用其的调谐方法，以通过简化伺服阀增益设置，LVDT校正和称重传感器校正来减少准备时间和成本，以便容易地处理。 构成：液压致动器的调谐装置（100）包括基架单元（20），其中液压致动器（10）布置在基架单元的上侧;液压致动器固定单元（30），其固定 在基座单元的一侧上固定液压致动器，该标准称重传感器固定单元（40）设置在基架单元的另一侧并固定标准测力传感器（42），并且位移传感器 固定单元（50），其布置在基架单元上并固定位移传感器（52）。
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公开(公告)号：KR100951641B1
公开(公告)日：2010-04-07
申请号：KR1020070136001
申请日：2007-12-24
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64C27/615
Abstract: 본 발명은 유인 또는 무인 헬리콥터의 소음 및 진동을 저감하기 위하여 뒷전 플랩 장치(TEF, Trailing Edge Flap)를 안정적으로 구동하고자 하는, 유인 또는 무인 헬리콥터용 뒷전 플랩 구동 장치에 관한 것으로, 본 발명에 의한 유인 또는 무인 헬리콥터용 뒷전 플랩 구동 장치는 유인 또는 무인 헬리콥터의 로터 블레이드에 구비되는 TEF(trailing edge flap, 뒷전 플랩, 30)을 구동하는 장치에 있어서, 유인 또는 무인 헬리콥터 로터의 회전수를 측정하고 측정된 회전수 신호를 변환 및 증폭하여 TEF 구동용 기초 파형을 생성하는 TEF 구동용 주파수 생성장치(10) 및 상기 TEF 구동용 주파수 생성장치(10)에 연결되어 상기 TEF 구동용 주파수 생성장치(10)에서 생성된 TEF 구동용 기초 파형 신호를 변환 및 증폭하고, 상기 변환 및 증폭된 신호를 사용하여 상기 로터 회전부를 통해 상기 TEF(30)를 직접 구동하는 TEF 구동기(20)를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 헬리콥터 TEF 구현 방법은 헬리콥터 소음/진동 저감방법의 하나인 TEF가 헬기 엔진이 가동되는 시간 동안에 연속적으로 운용될 수 있게 된다. 이러한 방법을 이용할 경우 유인/무인 헬리콥터의 활용 범위를 획기적으로 증가시킬 수 있다.
헬리콥터, TEF(Trailing Edge Flap), 소음, 진동, 슬립링, 전원공급-
公开(公告)号：KR1020090066674A
公开(公告)日：2009-06-24
申请号：KR1020070134334
申请日：2007-12-20
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: A blade lift for whirl tower test facility is provided to control vertical and horizontal angles of a blade mounting board to insert one end of the blade into a combining groove of a rotor hub. A blade lift for whirl tower test facility includes a lifting unit(20), a lower part seizure arm(50), a lower part seizure arm driver, and a supporting part(60). The lifting unit includes a blade platform loading a blade, a person platform on which working staffs ride, and a lower plate supporting the two platforms. The lower part seizure arm is attached to the bottom face of the lower plate to support the bottom end of the lifting unit. The lower part seizure arm driver vertically moves the lifting unit. The supporting part is fixed to one end of the bottom of the lower part seizure arm to support the lower part seizure arm and supports the loads of the lifting unit and the lower part seizure arm driver.
Abstract translation: 提供用于旋转塔测试设备的叶片升降器以控制叶片安装板的垂直和水平角度，以将叶片的一端插入转子毂的组合槽中。 用于旋转塔测试设备的叶片升降机包括提升单元（20），下部抓取臂（50），下部抓取臂驱动器和支撑部件（60）。 提升单元包括装载叶片的叶片平台，工作人员乘坐的人平台和支撑两个平台的下板。 下部检测臂连接到下板的底面以支撑提升单元的底端。 下部检测臂驱动器垂直移动提升单元。 支撑部分固定在下部抓握臂的底部的一端，以支撑下部抓取臂，并支撑提升单元和下部抓取臂驱动器的载荷。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR100504950B1
公开(公告)日：2005-07-29
申请号：KR1020020078691
申请日：2002-12-11
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M99/00
Abstract: 본 발명은 헬리콥터의 꼬리로터 시스템인 반토크(테일팬) 시스템에 대한 성능 및 기능성을 시험하기 위한 헬리콥터 테일팬 성능시험 장치에 관한 것이다. 특히, 테일팬 시스템의 성능 변수인 추력 및 토크 특성, 팬 깃의 응력특성, 꼬리 기어박스(90도 감속기어박스)의 기능성 등을 시험하기 위한 헬리콥터 테일팬 성능시험장치에 관한 것이다.
본 발명은 유압모터(6)에 연결된 증속기어박스(5)에서 토크계(3)를 통과하며 테일펜 시스템(1)이 수평형태의 주 구동축(2)에 연결하여 실제 헬리콥터의 꼬리부에 직접 연결할 수 있도록 하는 주구동부(100)와,
상기 주 구동부(100)의 하측에서 경사힌지(7)와 전자식 서보 유압작동기(8)로 지지하며 고정밸런스(10)로 밸런스가 유지되는 지지부(200)와,
상기 지지부(200)의 하측에서 회전반 결합체(12)에 설치된 전자식 서보 유압작동기(13)를 통해 비행방향을 전환할 수 있도록 하는 회전부(300)로 이루어짐을 특징으로 하는 것이다.-
公开(公告)号：KR1020040051729A
公开(公告)日：2004-06-19
申请号：KR1020020078691
申请日：2002-12-11
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M99/00
Abstract: PURPOSE: An apparatus for testing performance of a tail fan of a helicopter is provided to test thrust force, torque, a stress characteristic of a fan blade, and functions of a tail fan and a gear box. CONSTITUTION: A tail fan performance testing apparatus for a helicopter includes a main driving section(100), a supporting section(200) and a rotating section(300). The main driving section(100) generates and transfers rotational force. The supporting section(200) supports a tail fan system(1) and the main driving section(100) and adjust a gradient of a tail section in which the tail fan system(1) is provided. The rotating section(300) rotates the tail fan performance testing apparatus while supporting the main driving section(100) and the supporting section(200).
Abstract translation: 目的：提供一种用于测试直升机尾翼性能的装置，以测试推力，转矩，风扇叶片的应力特性，以及尾风扇和齿轮箱的功能。 构成：用于直升机的尾部风扇性能测试装置包括主驱动部分（100），支撑部分（200）和旋转部分（300）。 主驱动部（100）产生并转动旋转力。 支撑部分（200）支撑尾风扇系统（1）和主驱动部分（100）并且调节其中设置有尾扇系统（1）的尾部的坡度。 旋转部（300）在支撑主驱动部（100）和支撑部（200）的同时使尾部风扇性能检测装置旋转。
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公开(公告)号：KR1020120068145A
公开(公告)日：2012-06-27
申请号：KR1020100129611
申请日：2010-12-17
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64C27/51 , B64C27/467 , B64C27/473 , B64C13/16
Abstract: PURPOSE: A smart tap for a helicopter and a driving method thereof are provided to apply a driving tap to a rotor blade for a manned/unmanned helicopter and to satisfy noise reduction demanded in the international civil aviation organization. CONSTITUTION: A smart tap for a helicopter is mounted on a rotor blade(B) of a helicopter and comprises a tap(10) and an piezoelectric actuator(20). The tap is hinge coupled to the end of the rotor blade. The other end of the tap is hinge-turned to the outside of the rotor blade around a pivot(11) as a shaft. The piezoelectric actuator turns the tap according to displacement by receiving electric field signals.
Abstract translation: 目的：提供用于直升机的智能水龙头及其驾驶方法，以将驱动水龙头应用于载人/无人直升机的转子叶片，并满足国际民用航空组织所要求的降噪。 构成：用于直升机的智能水龙头安装在直升机的转子叶片（B）上，并包括水龙头（10）和压电致动器（20）。 水龙头铰链连接到转子叶片的端部。 龙头的另一端铰链转动到作为轴的枢轴（11）周围的转子叶片的外侧。 压电执行器通过接收电场信号根据位移来转动水龙头。
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公开(公告)号：KR1020100079680A
公开(公告)日：2010-07-08
申请号：KR1020080138222
申请日：2008-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: G01N3/14 , G01M5/0016 , G01N2203/0037 , G01N2203/0073 , G01N2203/04
Abstract: PURPOSE: A fatigue tester for a rotor blade of a helicopter is provided to perform a fatigue test of a rotor blade by copying actual flight environment and to freely control the mounting angle of the rotor blade. CONSTITUTION: A fatigue tester(10) for a rotor blade of a helicopter comprises a specimen fixing unit(100), a centrifugal force applying unit(200), a vertical load applying unit(300), and a frame unit(400). The specimen fixing unit separably fixes both ends of a specimen of a rotor blade. The centrifugal force applying unit is connected to the specimen fixing unit and applies centrifugal force to the specimen. The vertical load applying unit applies a vertical load to the specimen. The specimen fixing unit, the centrifugal force applying unit, and the vertical load applying unit are installed in the frame unit.
Abstract translation: 目的：提供一种用于直升机转子叶片的疲劳试验机，通过复制实际飞行环境并自由地控制转子叶片的安装角度，对转子叶片进行疲劳试验。 构成：用于直升机的转子叶片的疲劳试验机（10）包括试样固定单元（100），离心力施加单元（200），垂直载荷施加单元（300）和框架单元（400）。 样本固定单元可拆卸地固定转子叶片的样本的两端。 离心力施加单元连接到试样固定单元，并向试样施加离心力。 垂直载荷施加单元对试样施加垂直载荷。 试样固定单元，离心力施加单元和垂直载荷施加单元安装在框架单元中。
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公开(公告)号：KR100920234B1
公开(公告)日：2009-10-05
申请号：KR1020070134334
申请日：2007-12-20
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명에 따르면, 블레이드를 적재하는 블레이드 승강대와 작업인원이 탑승하는 인원승강대 및 상기 블레이드 승강대와 인원승강대의 하부면에 장착되어 상기 두 승강대를 지지하는 하부플레이트를 포함하여 구비되는 승강부;와 하부플레이트의 하부면에 장착되어 승강부의 하단부를 지지하며, 두 개의 프레임이 X자상으로 교차되어 결합된 하부시저암이 수직방향으로 연속되어 결합된 구조로 구비된 하부시저암부;와 상기 하부시저암부의 하부에 위치하며, 하부시저암부의 하단부에 위치한 프레임의 일측에 장착된 구동실린더를 상하 작동시켜, 하부시저암부에 구비된 각각의 시저암이 접철됨으로써, 승강부의 상하 수직이동이 가능하도록 구비된 하부 시저암구동부; 및 하부시저암부의 하단부의 일단과 일측부가 고정결합되어 하부시저암부를 지지하며, 승강부와 하부 시저암구동부의 하중을 지지할 수 있도록 지면에 고정된 지지부를 포함하며, 블레이드 승강대의 하단부에는 두 개의 프레임이 X자상으로 교차되어 결합된 상부시저암과 상부시저암의 일측에는 구동실린더가 장착된 상부 시저암구동부가 더 구비되어, 블레이드 승강대가 하부플레이트에서 더 상승가능한 것을 특징으로 하는 훨타워용 블레이드 리프트.
리프트, 훨타워, 블레이드, 시저암, 실린더
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