KR101680091B1 - Method for testing fatigue life of composit airfoil structure - Google Patents
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Abstract
본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법은 블레이드 시편에 가해지는 원심력과 수직하중을 측정하기 위해 로드셀을 장착하는 단계, 블레이드 각 단면에 부가되는 플랩모멘트(moment of flap)와 래그모멘트(moment of lag) 측정을 위해 풀 브릿지(Full-Bridge) 회로를 장착하는 단계, 하중을 단계적으로 높여가며 블레이드 구조물이 파손될 때까지 복수회의 사이클까지 피로시험을 수행한 후 정적 및 동적 변형률을 계산하는 단계, 정적 변형률과 동적 변형률을 혼합하여 등가 변형률을 계산하여 복합재 날개 구조물에 대한 피로선도를 얻는 단계, 및 피로하중 스펙트럼을 이용하여 피로평가를 수행하여 복합재료 날개 복합재료 날개 구조물의 피로수명을 계산하는 단계;을 포함하여, 복합구조 구성품의 피로수명을 정확히 측정할 수 있는 효과가 있다.
The method for evaluating the fatigue life of a composite wing structure according to the present invention includes the steps of mounting a load cell to measure centrifugal force and vertical load applied to a blade specimen, measuring a moment of flap and a lag moment load of full-bridge circuit for measuring the moment of lag, calculating the static and dynamic strain rates by performing fatigue tests up to several cycles until the blade structure is broken by increasing the load step by step , Calculating the equivalent strain by mixing the static strain and the dynamic strain to obtain the fatigue line for the composite wing structure and the fatigue evaluation using the fatigue load spectrum to calculate the fatigue life of the composite wing composite wing structure The effect of accurately measuring the fatigue life of composite structural components, including the step The.
Description
본 발명은 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 복합재 구조물의 날개구조의 에어포일 지역에서 게이지를 설치하고, 설치 위치에 대한 선형성을 이용하여 모멘트 하중을 계산하고 날개구조물의 변형률을 계산하여 복합재료로 구성된 세장비가 큰 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 관한 것이다.
The present invention relates to a method of evaluating the fatigue life of a composite wing structure, and more particularly, to a method of evaluating the fatigue life of a composite wing structure by installing a gauge in an airfoil region of a wing structure of a composite structure, calculating a moment load using the linearity of the installation position, To a method for evaluating the fatigue life of a composite wing structure having a large slenderness ratio made of a composite material.
일반적인 피로시험은 도 1에 도시된 바와 같이, 시험체의 영역에 변형률 게이지를 붙이고 피로하중을 인가하게 된다.As shown in Fig. 1, a general fatigue test applies a strain gauge to a region of a test body and applies a fatigue load.
피로하중은 수행 임무에 따른 수평비행, 이착륙, 기동, 돌풍 및 지상운용하중과 속도, 고도, 중량조건 등 모든 운용환경 하에서 발생하는 하중 환경을 모두 고려하여 피로하중 스펙트럼을 구성한다.Fatigue loads constitute the fatigue load spectrum considering all the load environments occurring under all operating environments, such as horizontal flight, takeoff and landing, maneuvering, blast and ground operating loads, and speed, altitude and weight conditions.
특히, 지상운용과 공중 기동 간의 하중 환경 차이를 고려한 지상-공중-지상(G-A-G) 운용 하중 및 로터 시스템의 가동 및 정지절차를 고려한 하중 이력을 저사이클 피로하중 조건으로 별도로 고려하여 피로해석 시 반영한다.Especially, the fatigue analysis considering the load history considering the operation conditions of the ground - air - ground (GAG) operation load and the rotor system considering the load environment difference between the ground operation and the public operation is separately considered as the low cycle fatigue load condition .
한편, 피로하중은 정적하중과 동적하중의 합으로 구성되며, 도 2에 도시된 그래프에서 상기 정적하중은 아래의 [수학식 1]과 같고, On the other hand, the fatigue load is composed of the sum of the static load and the dynamic load, and in the graph shown in FIG. 2, the static load is expressed by the following equation (1)
상기 동적하중은 아래의 [수학식 2]와 같다.The dynamic load is expressed by the following equation (2).
회전익 항공기의 동적구성품에 대한 피로손상(fatigue damage) 해석은 전 수명 안전설계(safe-life) 개념을 균열 발생수명을 고려한다. The analysis of fatigue damage on the dynamic components of a rotorcraft aircraft takes into account the life of the cracks as a whole-life safe-life concept.
즉, 회전익 항공기의 경우, 고속으로 회전하는 로터 시스템, 동력 전달장치 및 엔진 등으로부터 유발되는 피로하중이 매우 큰 발생 빈도 수(occurrence)를 가지기 때문에 균열발생 시점에서부터 최종 판단에 이르기까지를 의미하는 균열성장 수명이 균열발생 수명보다 현저히 짧기 때문에 균열발생 시점을 부품의 수명이 다한 것으로 평가한다.That is, in the case of a rotorcraft aircraft, since the fatigue load generated from the rotor system rotating at high speed, the power transmission device, and the engine has a very high occurrence frequency, cracks from the point of occurrence of cracking to the final judgment Since the growth lifetime is significantly shorter than the crack occurrence life, the crack occurrence time is evaluated as the lifetime of the component.
따라서 전 수명 안전설계에 있어서 부품의 교체시점은 균열발생이 예상되는 시점을 기준으로 현장 운용 및 정비 상황을 적절히 고려하여 결정하게 된다.Therefore, the part replacement time in the entire lifetime safety design is determined by taking into account the site operation and maintenance situation based on the point at which the crack is expected to occur.
한편, 도 4에 도시된 바와 같이 하부 부과 이력에 따른 회전익 항공기의 동적 구성품 대한 피로손상 해석은 아래와 같은 [수학식 3]의 Miner`s rule이 이용된다.Meanwhile, as shown in FIG. 4, the fatigue damage analysis of the dynamic components of the rotor blade aircraft according to the lower loading history is performed using the Miner's rule of Equation (3) as follows.
상기 [수학식 4]에서 Dj는 각 손상 D는 총 손상이다In Equation (4), D j is the total damage of each damage D
즉, 상기 Miner`s rule에 의한 손상평가결과 D>=1인 경우, 부품은 기능을 상실(fail)한 것으로 평가된다.That is, when D> = 1, the parts are evaluated as failing the function.
상기 Miner`s rule에 따라 산출된 총 손상(tatal damage)을 이용하여 부품의 안전수명(safe life)은 아래의 [수학식 5]에 의해 산출된다.The safe life of the part using the tatal damage calculated according to the miner's rule is calculated by the following equation (5).
상술한 종래의 수명평가에서는 재질의 허용치(allowable)를 가지고 피로수명 평가를 하게 된다. 그러나 복합재료로 구성된 구성품(component)은 다양한 재질로 구성되어 있고 복합재 각각의 층에서 하중을 받아가는 양이 다르기 때문에 단일 재질의 허용치를 이용하여 피로수명을 평가하지 않고 복합재 구조체 전체를 피로시험을 해서 구성품 단위의 허용치를 얻어서 피로수명을 평가하여야 한다.
In the above-described conventional life evaluation, fatigue life evaluation is carried out with an allowable value of a material. However, since components made of composite materials are composed of various materials and the amount of load applied to each layer of the composite is different, the entire composite structure is subjected to fatigue test without evaluating the fatigue life using the allowable value of a single material The fatigue life shall be assessed by obtaining the permissible values for the component units.
따라서, 본 발명은 블레이드 시편에 부가되는 원심력과 수직하중을 측정하기 위하여 로드셀을 장착하고, 아울러 브레이드 각 단면에 부가되는 플랩모멘트와 래크 모멘트 측정을 위해 풀 브릿지 회로를 장착하여, 하중을 단계적으로 높여가며 블레이드 구조물이 파손될 때까지 피로시험을 수행한 후 정적 및 동적 변형률을 계산하며, 정적 및 동적 변형률을 혼합한 등가 변형률을 계산하여 복합재 날개 구조물의 피로선도를 산출함으로써, 피로하중 스펙트럼을 통한 피로평가를 통해 복합재료 나개 구조물의 피로수명을 계산하는 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법의 제공을 목적으로 한다.
Therefore, in the present invention, a load cell is mounted to measure the centrifugal force and the vertical load added to the blade specimen, and a full bridge circuit is mounted for measuring the flap moment and the rack moment added to each cross section of the braid, The fatigue test is performed until the blade structure is broken and the static and dynamic strain is calculated and the equivalent strain obtained by mixing the static and dynamic strain is calculated to calculate the fatigue diagram of the composite wing structure. The present invention relates to a method of evaluating the fatigue life of a composite wing structure.
상술한 목적을 달성하기 위한, 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법은 블레이드 시편에 가해지는 원심력과 수직하중을 측정하기 위해 로드셀을 장착하는 단계, 블레이드 각 단면에 부가되는 플랩모멘트(moment of flap)와 래그모멘트(moment of lag) 측정을 위해 풀 브릿지(Full-Bridge) 회로를 장착하는 단계, 하중을 단계적으로 높여가며 블레이드 구조물이 파손될 때까지 복수회의 사이클까지 피로시험을 수행한 후 정적 및 동적 변형률을 계산하는 단계, 정적 변형률과 동적 변형률을 혼합하여 등가 변형률을 계산하여 복합재 날개 구조물에 대한 피로선도를 얻는 단계, 및 피로하중 스펙트럼을 이용하여 피로평가를 수행하여 복합재료 날개 복합재료 날개 구조물의 피로수명을 계산하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
In order to achieve the above object, a method for evaluating fatigue life of a composite wing structure according to the present invention includes the steps of mounting a load cell to measure centrifugal force and vertical load applied to a blade specimen, a full-bridge circuit for measurement of the moment of flap and moment of lag, a fatigue test for a plurality of cycles until the blade structure is broken by increasing the load stepwise, Calculating static and dynamic strain rates, calculating equivalent strains by mixing static strain and dynamic strain to obtain a fatigue diagram for the composite wing structure, and performing fatigue evaluation using the fatigue load spectrum to calculate the composite wing composite material And calculating a fatigue life of the wing structure.
본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법은 복합구조 구성품의 피로수명을 정확히 측정할 수 있는 효과가 있다.
The fatigue life evaluation method of a composite wing structure according to the present invention has an effect of accurately measuring the fatigue life of a composite structural component.
도 1은 종래 피로시험 시편 변형률 게이지 장착예를 도시한 도면,
도 2는 정하중과 동하중 그래프를 도시한 도면,
도 3은 고사이클 피로하중과 저사이클 피로하중을 도시한 도면,
도 4는 하중 부과 이력을 도시한 도면,
도 5는 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 풀 브릿지회로를 도시한 도면.
도 6은 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 인보드 블레이드 뒷전 굽힘 피로시험을 도시한 도면,
도 7은 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 인보드 블레이드 복합 굽힘 피로시험을 도시한 도면,
도 8은 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 아웃보드 블레이드 뒤전 굽힘 피로시험을 도시한 도면,
도 9는 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 아웃보드 블레이드 스파 굽힘 피로시험을 도시한 도면,
도 10은 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 등가 변형률 산출 그래프,
도 11은 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 복합재 구조물에 대한 피로선도,
도 12는 본 발명에 따른 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법에 있어서 사이클에 따른 피로도를 도시한 도면이다.
BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a view showing an example of mounting a conventional fatigue test specimen strain gauge,
2 is a graph showing a static load versus dynamic load graph,
3 is a view showing a high cycle fatigue load and a low cycle fatigue load,
4 is a view showing a load part and history,
Figure 5 illustrates a full bridge circuit in a method of assessing fatigue life of a composite wing structure in accordance with the present invention.
6 is a view showing the inboard bending fatigue test of an inboard blade in the method of evaluating fatigue life of a composite material wing structure according to the present invention,
7 is a view showing an inboard blade composite bending fatigue test in a method of evaluating fatigue life of a composite material wing structure according to the present invention,
8 is a view showing an outboard blade after-bending fatigue test in a method of evaluating fatigue life of a composite material wing structure according to the present invention,
9 is a view of an outboard blade span bending fatigue test in a method of evaluating fatigue life of a composite wing structure according to the present invention,
10 is a graph showing an equivalent strain calculation graph in the fatigue life evaluation method of a composite material wing structure according to the present invention,
11 is a fatigue diagram for a composite structure in a method for evaluating fatigue life of a composite wing structure according to the present invention,
12 is a view showing fatigue according to a cycle in the fatigue life evaluation method of a composite wing structure according to the present invention.
이하, 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 보다 상세하게 설명하고자 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정하여 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. Prior to this, terms and words used in the present specification and claims should not be construed to be limited to ordinary or dictionary meanings, and the inventor should properly interpret the concept of the term to describe its own invention in the best way. The present invention should be construed in accordance with the meaning and concept consistent with the technical idea of the present invention.
따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.Therefore, the embodiments described in this specification and the configurations shown in the drawings are merely the most preferred embodiments of the present invention and do not represent all the technical ideas of the present invention. Therefore, It is to be understood that equivalents and modifications are possible.
먼저, 블레이드 시편에 가해지는 원심력과 수직하중을 측정하기 위하여 로드셀을 장착하는 단계를 수행한다.First, the load cell is mounted to measure the centrifugal force and the vertical load applied to the blade specimen.
이후, 상기 블레이드의 각 단면에 부가되는 플랩모멘트(moment of flap)와 래그모멘트(moment of lag) 측정을 위하여 4개의 스트레인 게이지로 구성된 풀 브릿지(Full-Bridge) 회로를 장착하는 단계를 수행한다.Then, a full-bridge circuit composed of four strain gauges is mounted for measurement of a moment of flap and a moment of lag added to each cross section of the blade.
보다 구체적으로, 상기 풀 브릿지 회로는 도 5에 도시된 바와 네 개의 노드로 구성되어, 두 개의 노드로 전압이 공급되고, 나머지 두 개의 노드 전압을 측정하는 방식으로, 각 노드 간에 걸린 스트레인 게이지에 표시되는 게이지의 수치로 블레이드 각 단면에 부가되는 플랩모멘트와 래그모멘트를 측정하게 된다.More specifically, the full bridge circuit is composed of four nodes as shown in FIG. 5, and the voltage is supplied to two nodes, and the remaining two node voltages are measured. The flap moment and the lag moment added to each cross section of the blade are measured.
이때, 상기 블레이드 각도를 조절하여 면방향 모멘트와 면내방향 모멘트를 적절히 조합하여 하중을 부가할 수 있으며, 액추에이터의 높이를 조절하여 면방향과 면내방향 모멘트 양을 조절할 수 있다.At this time, the load can be added by appropriately combining the plane direction moment and the in-plane direction moment by adjusting the blade angle, and the amount of plane direction and in-plane direction moment can be adjusted by adjusting the height of the actuator.
복합재료 날개구조물의 피로수명 평가를 하기 전에 먼저 구조물의 허용 값을 획득하는 단계를 수행한다.Before evaluating the fatigue life of a composite wing structure, first, the step of acquiring the allowable value of the structure is performed.
즉, 아래의 표와 같이 하중을 인가하여 블레이드의 손상이 일어날 때까지 시험을 실시하여 상기 구조물의 허용치를 계산한다.That is, a test is performed until damage of the blade occurs by applying a load as shown in the following table to calculate the allowable value of the structure.
하중을 단계적으로 높이고 블레이드가 파손될 때까지 수만~수백만 사이클까지 피로시험 수행 후 주어진 수식으로 변형률을 계산한다.Perform the fatigue test up to several tens of millions of cycles until the load is increased step by step and the blade is broken. Then calculate the strain by the given formula.
(mm)Section
(mm)
(Mega cycle)Cycle
(Mega cycle)
(N)Fc (centrifugal force)
(N)
(N-m)Static plane moment
(Nm)
(N-m)Plane moment
(Nm)
(N-m)Dynamic planar moment
(Nm)
(N-m)Dynamic in-plane direction moment
(Nm)
270
330
380
550
600
650
735
이때, 원심력과 면방향 모멘트, 면내방향 모멘트를 적용하여 구조물의 허용치를 계산하는 것이 바람직하다.At this time, it is desirable to calculate the allowable value of the structure by applying the centrifugal force, the plane direction moment, and the in-plane direction moment.
인보드(inboard) 블레이드 부위에 대한 고주파와 스펙트럼시험을 수행하되, 도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이, 먼저 뒷전 굽힘 모멘트와 인보드 스파/커프 복합 굽힘모멘트를 수행한 후, 스펙트럼시험을 수행한다.As shown in FIGS. 6 and 7, first, a traverse bending moment and an inboard spar / cuff combined bending moment are performed, and then a spectrum test is performed. do.
또한, 아웃보드(Outboard) 블레이드 부위에 블레이드 시편에 대해 공진 피로시험을 수행하되, 도 8 및 도 9에 도시된 다와 같이 순수 엣지방향으로 뒤전부위 굽힘과, 엣지/플랫방향으로 스파굽힘 시험을 수행한다. In addition, the resonance fatigue test is performed on the blade specimen at the position of the outboard blade, and the bend in the pure edge and the bend in the edge / flat direction are performed as shown in Figs. 8 and 9 .
한편, 아래의 [수학식 5]과 [수학식 6]를 통해 각각 정적 변형률과 동적 변형률을 계산한다.On the other hand, the static strain and the dynamic strain are calculated through the following equations (5) and (6), respectively.
상기 [수학식 5]와 [수학식 6]에서, In the above equations (5) and (6)
Fcentrifugal force : 원심력, E : 탄성계수, S : 넓이, MBS : Static moment of flap, MTS : Static monent of lag, MBD : Dynamic moment of flap, MTD : Dynamic moment of lag, EIFlapwise : 면방향 강성 및 EIlagwise : 면내방향 강성이다.F centrifugal force : Dynamic moment of flap, MTD: Dynamic moment of lag, EI Flapwise , E: Flapwise, E: Elastic modulus, S: Width, MBS: Static moment of flap, MTS: Static monent of lag, : Surface stiffness and EI lagwise : In-plane directional stiffness.
상기 [수학식 5]와 [수학식 6]에 의해 계산된 정적 변형률과 동적 변형률을 이용하여 도 10과 같이 등가 변형률로 계산한다. The equivalent strain is calculated as shown in FIG. 10 by using the static strain and the dynamic strain calculated by the above-mentioned equations (5) and (6).
상술한 바와 같이 정적, 동적 변형률을 혼합하여 등가 변형률을 계산한 후 복합재 날개구조의 허용 값을 산출한다. After calculating the equivalent strain by mixing the static and dynamic strains as described above, the allowable value of the composite wing structure is calculated.
이후, 등가 변형률을 계산한 후, 도 11에 도시된 바와 같이 복합재 구조물의 대한 피로선도를 얻는 단계를 수행한다.Thereafter, the equivalent strain is calculated and then a fatigue diagram for the composite structure is obtained as shown in FIG.
이때, Miner`s rule에 따라 1이 되는 피로선도를 얻는 것이 바람직하다.At this time, it is desirable to obtain a fatigue diagram which becomes 1 according to the Miner's rule.
그리고, 피로하중 스펙트럼을 이용하여 피로평가를 수행하여 복합재료 날개 구조물의 피로수명을 계산하는 단계를 수행한다.Then, fatigue evaluation is performed using the fatigue load spectrum to calculate the fatigue life of the composite wing structure.
이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실 시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 하기에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.
While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments, but, on the contrary, It is to be understood that various modifications and changes may be made without departing from the scope of the appended claims.
Fcentrifugal force : 원심력
E : 탄성계수
S : 넓이
MBS : Static moment of flap
MTS : Static monent of lag
MBD : Dynamic moment of flap
MTD : Dynamic moment of lag
EIFlapwise : 면방향 강성
EIlagwise : 면내방향 강성F centrifugal force : Centrifugal force
E: modulus of elasticity
S: Width
MBS: Static moment of flap
MTS: Static monent of lag
MBD: Dynamic moment of flap
MTD: Dynamic moment of lag
EI Flapwise : Directional stiffness
EI lagwise : In-plane directional stiffness
Claims (5)
(b) 상기 블레이드 각 단면에 부가되는 플랩모멘트(moment of flap)와 래그모멘트(moment of lag) 측정을 위해 풀 브릿지(Full-Bridge) 회로를 장착하는 단계;
(c) 하중을 단계적으로 높여가며 상기 블레이드 구조물이 파손될 때까지 복수회의 사이클까지 피로시험을 수행한 후 정적 및 동적 변형률을 계산하는 단계;
(d) 상기 정적 변형률과 동적 변형률을 혼합하여 등가 변형률을 계산하여 복합재료 날개 구조물에 대한 피로선도를 얻는 단계; 및
(e) 피로하중 스펙트럼을 이용하여 피로평가를 수행하여 복합재료 날개 구조물의 피로수명을 계산하는 단계;를 포함하되,
상기 정적 변형률은
로 계산되되, 상기 수식에서
Fcentrifugal force: 원심력,
E : 탄성계수,
S : 넓이,
MBS : Static moment of flap,
MTS : Static monent of lag,
EIFlapwise : 면방향 강성 및
EIlagwise : 면내방향 강성
인 것을 특징으로 하는 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법.
(a) mounting a load cell to measure a centrifugal force and a vertical load applied to the blade specimen;
(b) mounting a full-bridge circuit for measurement of a moment of flap and a moment of lag added to each cross-section of the blade;
(c) calculating static and dynamic strains by performing a fatigue test up to a plurality of cycles until the blade structure is broken while gradually increasing the load;
(d) calculating the equivalent strain by mixing the static strain and dynamic strain to obtain a fatigue curve for the composite wing structure; And
(e) performing fatigue evaluation using the fatigue load spectrum to calculate the fatigue life of the composite wing structure,
The static strain
Lt; RTI ID = 0.0 >
F centrifugal force : centrifugal force,
E: elastic modulus,
S: Width,
MBS: Static moment of flap,
MTS: Static monent of lag,
EI Flapwise : Planar stiffness and
EI lagwise : in-plane directional stiffness
Of the composite wing structure.
상기 풀 브릿지 회로는
네 개의 스트레인 게이지가 전선으로 연결되어 형성된 네 개의 노드 중, 두 개의 노드로 전압이 공급되고, 나머지 두 개의 노드 전압을 측정하는 방식으로, 블레이드 각 단면에 부가되는 플랩모멘트와 래그모멘트를 측정하는 것을 특징으로 하는 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법.
The method according to claim 1,
The full bridge circuit
Measuring the flap moment and the lag moment added to each cross section of the blade in such a manner that voltage is supplied to two nodes among the four nodes formed by connecting four strain gauges by electric wires and the remaining two node voltages are measured Wherein the composite wing structure is formed of a composite material.
상기 동적 변형률은
로 계산되되, 상기 수식에서
MBD : Dynamic moment of flap,
MTD : Dynamic moment of lag
EIFlapwise : 면방향 강성 및
EIlagwise : 면내방향 강성
인 것을 특징으로 하는 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법.
The method according to claim 1,
The dynamic strain
Lt; RTI ID = 0.0 >
MBD: Dynamic moment of flap,
MTD: Dynamic moment of lag
EI Flapwise : Planar stiffness and
EI lagwise : in-plane directional stiffness
Of the composite wing structure.
상기 피로선도는 Miner`s rule = 1이 되는 피로선도인 것을 특징으로 하는 복합재료 날개 구조물의 피로수명 평가 방법.
The method according to claim 1,
Wherein the fatigue line is a fatigue line having Miner's rule = 1.
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102099614B1 (en) * | 2018-11-08 | 2020-04-10 | 군산대학교산학협력단 | Method and apparatus for fatigue life evaluation of wind turbine composite blade |
| KR20200144769A (en) | 2019-06-19 | 2020-12-30 | 한국항공우주산업 주식회사 | Helicopter blade tip and blade development method with noise reduction and improved thrust |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102061831B1 (en) | 2018-04-17 | 2020-01-02 | 한국항공우주연구원 | Apparatus for blade structure test and test method using the blade structure apparatus |
| CN109397170B (en) * | 2018-11-23 | 2020-11-13 | 中国航发北京航科发动机控制***科技有限公司 | Method for verifying effective tightening torque of lock nut |
| CN109490114B (en) * | 2018-12-12 | 2021-05-07 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Full-size fatigue test flap load loading method |
| CN109520717B (en) * | 2018-12-20 | 2020-10-20 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Method for determining fatigue test load of engine spindle |
| CN110286037B (en) * | 2019-07-23 | 2021-10-12 | 上海隧道工程有限公司 | Method for accurately calculating test loading force in tunnel tube sheet whole-ring structure test |
| CN110712763A (en) * | 2019-10-12 | 2020-01-21 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | Single-spar crack propagation test device and test method |
| CN111090933B (en) * | 2019-12-11 | 2023-04-07 | 中国飞机强度研究所 | Method for predicting service life of composite unidirectional laminate |
| CN113449431B (en) * | 2021-07-13 | 2022-10-18 | 河南科技大学 | Unloading energy-based low cycle fatigue life prediction method |
| CN113656943B (en) * | 2021-07-15 | 2023-10-31 | 桂林电子科技大学 | Method for extracting fatigue load spectrum of whole chassis part of commercial vehicle |
| CN113955144B (en) * | 2021-09-16 | 2024-05-24 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Fatigue test loading and unloading protection method for aircraft main control system |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060037402A1 (en) | 2002-07-03 | 2006-02-23 | Walter Musial | Resonance test system |
| US20110041617A1 (en) | 2008-05-02 | 2011-02-24 | Alliance For Sustainable Energy, Llc | Base excitation testing system using spring elements to pivotally mount wind turbine blades |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101137027B1 (en) * | 2009-12-31 | 2012-04-26 | 한국항공우주연구원 | Measurement Apparatus of Aerodynamic Load for Rotor Blade and Calibration Method of the Same |
| KR101252123B1 (en) | 2011-01-14 | 2013-04-12 | 한국표준과학연구원 | Apparatus and method for testing composite wheel |
-
2014
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Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060037402A1 (en) | 2002-07-03 | 2006-02-23 | Walter Musial | Resonance test system |
| US20110041617A1 (en) | 2008-05-02 | 2011-02-24 | Alliance For Sustainable Energy, Llc | Base excitation testing system using spring elements to pivotally mount wind turbine blades |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 송근웅. 헬리콥터 꼬리 블레이드의 피로수명 평가를 위한 피로시험. 한국항공우주학회 2011년도 추계학술대회 및 정기총회 : 한국항공우주학회. 2011년11월, pp1792-1795* |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102099614B1 (en) * | 2018-11-08 | 2020-04-10 | 군산대학교산학협력단 | Method and apparatus for fatigue life evaluation of wind turbine composite blade |
| KR20200144769A (en) | 2019-06-19 | 2020-12-30 | 한국항공우주산업 주식회사 | Helicopter blade tip and blade development method with noise reduction and improved thrust |
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