KR20140030879A - 고효율 복합재 블레이드를 갖는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러 - Google Patents

고효율 복합재 블레이드를 갖는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러 Download PDF

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Abstract

본 발명은 경량화 구조이면서 안전성이 확보될 수 있는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 관한 것이다.
이를 실현하기 위한 일 형태로서 본 발명은, 허브(hub)와, 상기 허브의 원주 상에 방사상으로 배치되는 하나 이상의 블레이드를 포함하여 구성되는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러로서, 상기 하나 이상의 블레이드를 구성하는 각각의 블레이드는 해당 블레이드의 외주면이 되는 스킨부(skin portion)와, 상기 스킨부의 하면과 면접하면서 상기 스킨부 중의 일정 영역을 둘러싸는 구조의 스파부(spar portion)와, 상기 스킨부에 의해 형성된 내부 공간을 충진하면서 상기 스파부에 의해 샌드위치된 폼부(foam portion)로 이루어지는 스킨-스파-폼 샌드위치 구조를 갖고, 상기 스킨부와 상기 스파부는 탄소섬유 복합재가 적층되는 구조로 이루어지고, 상기 블레이드의 익단(wing tip)측 소정 영역(station 5-1, station 5-2)은 상기 스파부가 형성됨 없이 상기 스킨부만으로 구성되어 있고, 상기 스파부는 상기 블레이드의 길이방향(Z 방향)으로 갈수록 상기 탄소섬유 복합재의 적층수가 감소되는 구조로 이루어지는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러를 제공한다.

Description

고효율 복합재 블레이드를 갖는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러{ADVANCED PROPELLER HAVING HIGH EFFICIENCY COMPOSITE BLADE FOR TURBOPROP AIRCRAFT}
본 발명은 고효율 복합재 블레이드를 갖는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 경량화 구조이면서 안전성이 확보될 수 있는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 관한 것이다.
프로펠러는 엔진 구동에 의해 다량의 공기에 운동량 변화를 주어 추력을 발생시키는 추진 장치로서 그 특성상 중저속 이하에서 고 추진 효율을 나타내며, 초기 항공기 추진 장치로 많이 사용되었다.
또한, 프로펠러는 타 추진기관에 비해 저속에서 고 추진 효율을 나타내기 때문에 경제적이므로, 최근 다시 관심 대상으로 전망되어 국외를 중심으로 연구 중이다.
항공기 공력 설계 기술, 구조 설계 기술 및 경량 고강도 복합재 적용 기술이 발달되면서 경량화 및 성능 극대화로 에너지 절감을 위해 중소형 여객기는 물론 대형 여객기의 추진기관도 터보 프롭의 진보 형태인 프롭팬 등으로 대체될 전망이다.
따라서, 최신 복합재 설계 기법을 적용하여 고속에서 작동될 수 있도록 여러 개의 프로펠러 블레이드가 장착되었을 때 높은 응력을 견딜 수 있는 고강도 블레이드 설계 기법 개발이 중요한 연구 분야이다.
본 발명은 상술한 바와 같은 점들을 고려하여 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 경량화 구조이면서 안전성이 확보될 수 있는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러를 제공하는 것에 있다.
상술한 발명의 목적을 달성하기 위해 본 발명의 바람직한 일 형태는, 허브(hub)와, 상기 허브의 원주 상에 방사상으로 배치되는 하나 이상의 블레이드를 포함하여 구성되는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러로서, 상기 하나 이상의 블레이드를 구성하는 각각의 블레이드는 해당 블레이드의 외주면이 되는 스킨부(skin portion)와, 상기 스킨부의 하면과 면접하면서 상기 스킨부 중의 일정 영역을 둘러싸는 구조의 스파부(spar portion)와, 상기 스킨부에 의해 형성된 내부 공간을 충진하면서 상기 스파부에 의해 샌드위치된 폼부(foam portion)로 이루어지는 스킨-스파-폼 샌드위치 구조를 갖고, 상기 스킨부와 상기 스파부는 탄소섬유 복합재가 적층되는 구조로 이루어지고, 상기 블레이드의 익단(wing tip)측 소정 영역(station 5-1, station 5-2)은 상기 스파부가 형성됨 없이 상기 스킨부만으로 구성되어 있고, 상기 스파부는 상기 블레이드의 길이방향(Z 방향)으로 갈수록 상기 탄소섬유 복합재의 적층수가 감소되는 구조로 이루어지는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러를 제공한다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 하나 이상의 블레이드를 구성하는 각각의 블레이드는 날개 뒷전(Trailing edge) 영역을 제외한 해당 블레이드의 전체 영역을 총 9 개의 영역으로 구획하되, 상기 9 개의 영역 중의 해당 블레이드의 익근(wing root)쪽 제 1 영역(station 1)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)10]s 로 적층되는 구조를 갖도록 구성되고, 상기 9 개의 영역 중의 상기 제 1 영역(station 1)으로부터 해당 블레이드의 익단(wing tip) 부위쪽으로 이웃하는 제 2 영역(station 2-1)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)6, ±45, 03]s 로 적층되는 구조로 구성되고, 상기 9 개의 영역 중의 상기 제 2 영역(station 2-1)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 3 영역(station 2-2)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)4, ±45]s 로 적층되는 구조로 구성되고, 상기 9 개의 영역 중의 상기 제 3 영역(station 2-2)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 4 영역(station 3-1)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)3, ±45, 0]s 로 적층되는 구조로 구성되고, 상기 9 개의 영역 중의 상기 제 4 영역(station 3-1)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 5 영역(station 3-2)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)2, ±45, 02]s 로 적층되는 구조로 구성되고, 상기 9 개의 영역 중의 상기 제 5 영역(station 3-2)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 6 영역(station 4-1)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)2]s 로 적층되는 구조로 구성되고, 상기 9 개의 영역 중의 상기 제 6 영역(station 4-1)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 7 영역(station 4-2)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±45, 04, 90]s 로 적층되는 구조로 구성되고, 또한 상기 9 개의 영역 중의 상기 제 7 영역(station 4-2)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 8 영역(station 5-1) 및 상기 제 8 영역(station 5-1)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 9 영역(station 5-2)에는, 상기 스파부가 형성되어 있지 않으며, 상기 9 개의 영역 중의 상기 제 2 영역(station 2-1) 내지 상기 제 9 영역(station 5-2)은 해당 블레이드의 길이 방향(Z 방향)으로 균등한 간격을 갖도록 구획되고, 상기 9 개의 영역 중의 상기 제 1 영역(station 1)은 상기 균등한 간격보다 더 넓은 간격을 갖도록 구획되는 것일 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러는 상기 허브와 상기 하나 이상의 블레이드를 서로 연결시키는 블레이드 연결부를 더 포함하고, 상기 제 1 영역(station 1)의 상기 균등한 간격보다 더 넓은 간격은, 상기 블레이드 연결부가 상기 제 1 영역(station 1) 내로 삽입되는 깊이의 치수와 상기 균등한 간격의 치수를 합한 크기의 치수를 갖는 것일 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 제 1 영역(station 1) 내지 상기 제 8 영역(station 5-1)의 스킨부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±452, 0, 90, ±452]s 로 적층되는 구조로 구성되고, 상기 제 9 영역(station 5-2)의 스킨부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±452, 0]s 로 적층되는 구조로 구성되고, 상기 날개 뒷전(Trailing edge) 영역의 스킨부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±452, 0]s 로 적층되는 구조로 구성되어 있는 것일 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 하나 이상의 블레이드는 상기 허브의 원주 상에 배치된 8 개의 블레이드인 것일 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 전체 직경은 4.07m 이고, 상기 8 개의 블레이드의 각각의 익근 시위(wing root chord)는 0.347m인 것일 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 스킨부와 상기 스파부를 구성하는 탄소섬유 복합재는 카본/에폭시 UD 프리프레그(carbon/epoxy UD prepreg) 재질로 이루어진 것일 수 있다.
본 발명에 따른 스킨-스파-폼 샌드위치 구조의 블레이드를 갖는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 의할 경우, 상기 스킨-스파-폼 샌드위치 구조에 의해 프로펠러의 경량화를 구현할 수 있다.
또한, 본 발명에 따른 스킨-스파-폼 샌드위치 구조의 블레이드를 갖는 터보프롭 항공기용 프로펠러에 의할 경우, 8 개 블레이드의 구조에 의해 공력 효율과 구조적 안전성을 더욱 향상시킬 수 있다.
도 1은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 구성을 개략적으로 나타낸 도면.
도 2는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 적용되는 블레이드의 단면을 나타내는 도면.
도 3은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 적용되는 블레이드의 외형을 나타내는 도면.
도 4는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 적용되는 블레이드의 유한 요소 해석을 위한 격자 생성 결과를 나타낸 도면.
도 5는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 적용되는 블레이드의 스킨부의 응력 분포를 보여주는 도면.
도 6은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 적용되는 블레이드의 스파부의 응력 분포를 보여주는 도면.
도 7은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 적용되는 블레이드의 좌굴 해석에 의한 1차 모드 형상 및 하중 배수를 나타내는 도면.
도 8은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 적용되는 블레이드의 고유 진동수 해석을 통한 캠벨(campbell) 선도 검토 결과를 나타내는 도면.
도 9는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 적용되는 블레이드 연결부의 허브측 구조를 나타내는 도면
이하, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 구체적인 실시예들 및 그 작용들을 설명하도록 한다. 본 명세서에 기재된 실시예들은 본 발명의 이해를 돕기 위해 설명되는 것이며, 이에 의해 본 발명의 기술적 사상이 제한되는 것이 아니다. 또한, 하기의 X 방향, Y 방향, Z 방향은, 도면 중에 화살표로 나타내는 블레이드의 상측 방향, 시위(chord) 방향, 길이 방향을 각각 지칭하는 것이다. 또한, 도면 중의 「○」 안에 「·」이 기재된 것은, 지면의 안쪽으로부터 앞쪽을 향하는 화살표를 의미한다.
또한, 이하의 설명으로부터 명백한 바와 같이, 본 발명은 순항 영역 17,000ft를 갖는 중형 항공기에 적용되는 것으로 상정하였지만, 이것으로 한정되지는 않으며, 프로펠러를 사용하는 다른 모든 종류의 항공기에 대해 적용될 수 있다.
[터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 공력 설계]
본 발명자들은 차세대 고속 운송 시스템으로 연구 중인 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 구조 설계를 수행하였고, 그 구조 해석을 통해 경량화 및 구조 안전성을 검토하였으며, 이에 따라 스킨-스파-폼 샌드위치 구조의 블레이드를 갖는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러를 개발하기에 이르렀다.
도 1은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 구성을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)는 허브(hub)(10)와, 허브(10)의 원주 상에 방사상으로 배치되는 8개의 블레이드(20)를 포함하는 것으로 구성할 수 있다.
8개의 블레이드(20)를 갖는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)는 6개의 블레이드를 갖는 기존 프로펠러에 비해 공력 소음을 효과적으로 낮출 수 있으며, 추진 효율은 상대적으로 더욱 높일 수 있다. 본 발명자들은 이와 같은 소음 및 추진 효율의 관점에서 여러 단계의 설계 변경을 수행한 결과, 최적의 형상 조건인 8개의 블레이드 형태를 최종 선택한 것이다.
또한, 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)에 적용되는 블레이드(20)의 구조 결정을 위한 공력 설계는 와류이론과 깃 요소 이론으로 설계하였으며, 블레이드(20)의 익근으로부터 75% 지점의 시위(chord) 길이와 블레이드 각(blade angle) 및 피치를 계산하였다. 블레이드(20)의 구조 결정을 위해 적용된 수식은 아래의 식 (1) ~ (5) 에 나타낸 바와 같다.
*시위 길이의 계산*
Figure pat00001
*블레이드 각의 결정*
Figure pat00002
*피치의 계산*
Figure pat00003
*단면 추력계수 계산*
Figure pat00004
*단면 동력계수 계산*
Figure pat00005
한편, 상술한 수식 (1) ~ (2)에 적용된 변수들을 정의하면 다음과 같다.
Figure pat00006
또한, 상술한 수식 (3) ~ (5)에 적용된 변수들을 정의하면 다음과 같다.
Figure pat00007
본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 공력 설계 결과는 다음의 표 1과 같다.
[표 1]
Figure pat00008
즉, 일 실시예에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)는 전체 직경(D)을 4.07m 로 구성하고, 8 개의 블레이드(20)의 각 익근 시위(wing root chord; C)를 0.347m로 구성할 수 있다.
본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)는 기본적으로 순항 영역이 17,000 피트(ft)인 중형 항공기에 적용되는 것을 예정하여 설계되었으며, 다음의 표 2에 나타낸 설계 요구 조건을 만족한다.
[표 2]
Figure pat00009
[블레이드(20)의 구조 설계]
본 발명자들은 공력 형상을 분석함으로써, 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)에 적용되는 블레이드(20)의 구조 형상으로서 스킨-스파-폼 샌드위치 구조 형태를 채용하였다. 구체적으로, 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)에 적용되는 블레이드(20)는, 해당 블레이드의 외주면이 되는 스킨부(skin portion; 210)와, 스킨부(210)의 하면과 면접하면서 스킨부(210) 중의 일정 영역을 둘러싸는 구조의 스파부(spar portion; 220)와, 스킨부(210)에 의해 형성된 내부 공간을 충진하면서 스파부(220)에 의해 샌드위치된 폼부(foam portion; 230)로 이루어지는 스킨-스파-폼 샌드위치 구조를 가질 수 있다.
도 2는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)에 적용되는 블레이드(20)의 단면을 나타내는 도면이다. 한편, 블레이드(20)와 허브(10)를 연결시키는 블레이드 연결부(110; 도 9 참조)는 고강도 금속재 구조로 구성되어 있으며, 블레이드 연결부(110)에 대해서는 도 9의 관련 부분에서 상세하게 설명하도록 한다.
도 2를 참조하면, 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)에 있어서는, 블레이드(20)가 회전체 구조물이기 때문에 블레이드(20)의 내부(공간)에 대해 진동을 흡수해주는 폼(foam; 230)을 적용하고 있다. 일반적으로, 블레이드의 구조 설계를 위하여 블레이드에 작용하는 하중을 분석하면 공력 하중에 의한 전단력과 굽힘 모멘트 및 원심 하중으로 분류할 수 있다. 본 발명자들은 구조 설계 하중을 위해 공력 설계에서 계산된 추력과 토크에 의한 하중을 분석하여 설계 하중을 계산하였다.
바람직한 실시예에 따라, 스킨부(210) 및 스파부(220)에 적용되는 복합재로서는 고강도 및 고강성의 특성을 갖는 카본/에폭시 UD 프리프레그(carbon/epoxy UD prepreg)를 고려할 수 있으며, 또한 폼부(230)에 적용되는 재료로서는 PMI(Polymethacrylimide) 경질 발포체를 고려할 수 있다.
블레이드(20)를 구성하는 스킨부(210)는 주로 전단하중을 담당하기에 적합한 구조로서 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 적층된 구조로 되어 있고, 스파부(220)는 주로 굽힘 하중을 담당하기에 적합한 구조로서 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 적층된 구조로 되어 있다.
특히, 본 발명자들은 대형 풍력터빈 블레이드의 구조 설계에 관한 연구 경험을 바탕으로 주 응력 방향으로 탄소섬유를 적층하는 PS(Principal Stress) 설계를 수행하여 블레이드(20)를 최대한 경량화하였다. 이하, 도 3 및 표 3을 참조하여, 블레이드(20)를 구성하는 스킨부(210)와 스파부(220)의 구조에 대해 상세히 설명하도록 한다.
도 3은 스킨-스파-폼 샌드위치 구조를 갖는 블레이드(20)의 구조 설계 형상을 설명하기 위한 도면이고, 다음의 표 3은 스킨부(210)와 스파부(220)를 구성하는 탄소섬유 복합재의 적층 구조를 나타낸 것이다.
[표 3]
Figure pat00010
먼저, 도 3을 참조하면, 본 발명에서는 날개 뒷전(Trailing edge) 영역을 제외한 블레이드(20)의 전체 영역을 총 9개의 영역, 즉 제 1 영역(station 1) 내지 제 9 영역(station 5-2)으로 구획하여 블레이드(20)의 익근(wing root) 부위는 탄소섬유 복합재의 적층수를 증가시키고, 블레이드(20)의 익단(wing tip) 부위는 탄소섬유 복합재의 적층수를 감소시키는 방법을 통하여 각 영역에 적용된 하중을 담당하는 범위 내에서 경량화하였다.
보다 구체적으로, 도 3과 표 3을 함께 참조하면, 표 3의 블레이드(20)의 제 1 영역(station 1) 내지 제 9 영역(station 5-2)은 제 1 영역(station 1)을 제외한 제 2 영역(station 2-1) 내지 제 9 영역(station 5-2)을 블레이드(20)의 길이 방향(Z 방향)으로 균등하게 8개 영역으로 구획한 것이다. 한편, 제 1 영역(station 1)은, 블레이드 연결부(110; 도 9참조)가 삽입될 깊이를 고려하여 나머지 영역들(제 2 영역(station 2-1) 내지 제 9 영역(station 5-2))보다 상기 블레이드 연결부(110)의 삽입 깊이 치수만큼 더 연장되어 있다.
상기 표 3으로부터 알 수 있는 바와 같이, 블레이드(20)의 익근(wing root)쪽 제 1 영역(station 1)의 스파부(220)는 블레이드(20)의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 블레이드(20)의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 블레이드(20)의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)10]s 로 적층되는 구조로 구성할 수 있다.
계속해서, 블레이드(20)의 제 1 영역(station 1)으로부터 익단(wing tip) 부위쪽으로 이웃하는 제 2 영역(station 2-1)의 스파부(220)는 블레이드(20)의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 블레이드(20)의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 블레이드(20)의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)6, ±45, 03]s 로 적층되는 구조로 구성할 수 있다.
계속해서, 블레이드(20)의 제 2 영역(station 2-1)으로부터 익단(wing tip) 부위쪽으로 이웃하는 제 3 영역(station 2-2)의 스파부(20)는 블레이드(20)의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 블레이드(20)의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 블레이드(20)의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)4, ±45]s 로 적층되는 구조로 구성할 수 있다.
계속해서, 블레이드(20)의 제 3 영역(station 2-2)으로부터 익단(wing tip) 부위쪽으로 이웃하는 제 4 영역(station 3-1)의 스파부(220)는 블레이드(20)의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 블레이드(20)의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 블레이드(20)의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)3, ±45, 0]s 로 적층되는 구조로 구성할 수 있다.
계속해서, 블레이드(20)의 제 4 영역(station 3-1)으로부터 익단(wing tip) 부위쪽으로 이웃하는 제 5 영역(station 3-2)의 스파부(220)는 블레이드(20)의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 블레이드(20)의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 블레이드(20)의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)2, ±45, 02]s 로 적층되는 구조로 구성할 수 있다.
계속해서, 블레이드(20)의 제 5 영역(station 3-2)으로부터 익단(wing tip) 부위쪽으로 이웃하는 제 6 영역(station 4-1)의 스파부(220)는 블레이드(20)의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 블레이드(20)의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 블레이드(20)의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)2]s 로 적층되는 구조로 구성할 수 있다.
계속해서, 블레이드(20)의 제 6 영역(station 4-1)으로부터 익단(wing tip) 부위쪽으로 이웃하는 제 7 영역(station 4-2)의 스파부(220)는 블레이드(20)의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 블레이드(20)의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 블레이드(20)의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±45, 04, 90]s 로 적층되는 구조로 구성할 수 있다.
한편, 블레이드(20)의 제 7 영역(station 4-2)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 8 영역(station 5-1) 및 제 8 영역(station 5-1)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 9 영역(station 5-2)에는 스파부(220)가 형성되어 있지 않으며, 이에 따라 블레이드(20)를 경량화할 수 있다.
또한, 상기 표 3으로부터 알 수 있는 바와 같이, 블레이드(20)의 제 1 영역(station 1) 내지 제 8 영역(station 5-1)의 스킨부(210)는 블레이드(20)의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 블레이드(20)의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 블레이드(20)의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±452, 0, 90, ±452]s 로 적층되는 구조로 구성할 수 있다.
그리고, 블레이드(20)의 제 8 영역(station 5-1)으로부터 익단(wing tip) 부위쪽으로 이웃하는 제 9 영역(station 5-2)의 스킨부(210)는 블레이드(20)의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 블레이드(20)의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 블레이드(20)의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±452, 0]s 로 적층되는 구조로 구성할 수 있다.
마지막으로, 블레이드(20)의 날개 뒷전(Trailing edge) 영역에는, 블레이드(20)의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 탄소섬유 복합재(예를 들면, 카본/에폭시 UD 프리프레그)가 블레이드(20)의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 블레이드(20)의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±452, 0]s 로 적층되는 구조로 스킨부(210)가 형성되어 있으며, 그 내부에는 스파부(220)가 형성되어 있지 않다.
본 발명에 따라 설계된 블레이드(20)의 중량을 검토한 결과 기존의 유사 블레이드보다 18% 경량화 된 것을 확인할 수 있었다.
[블레이드(20)의 구조 해석]
본 발명자들은 유한 요소 해석 코드인 나스트란(NASTRAN)을 활용하여 블레이드(20)의 구조 안전성을 검토하였다.
도 4는 본 발명에 따른 블레이드(20)의 유한 요소 해석을 위한 격자 생성 결과를 나타낸 것이다.
블레이드(20)의 구조 해석에 사용된 하중은 공력 해석을 통해 계산된 분포 하중을 블레이드 길이방향으로 각 영역(제 1 영역(station 1) 내지 제 9 영역(station 5-2))에 적용하고, 블레이드(20)의 회전에 의한 원심 하중을 동시에 적용하여 해석을 수행하였다.
도 5는 블레이드(20)의 스킨부(210)의 응력 분포를 보여주고 있으며, 도 6은 블레이드(20)의 스파부(220)의 응력 분포를 보여주고 있다.
도 5 및 도 6을 함께 참조하면, 블레이드(20)의 선형 정적 해석 결과, 스킨부(210)의 최대 압축 응력은 84MPa 이며, 인장 응력은 90MPa 로 확인되었다. 또한, 스파부(220)의 압축 응력은 74MPa, 인장 응력은 69MPa로 확인되었다.
그리고, 변형 해석 결과는 42㎜로 블레이드(20)의 익단 부위에서 확인되었으며, 전체 응력을 검토한 결과 충분히 안전율을 확보한 구조로 설계되었음을 확인할 수 있었다.
도 7은 블레이드(20)의 좌굴 해석 결과를 나타낸 것이다.
도 7을 참조하면, 좌굴 해석 결과 1차 모드의 좌굴 하중 배수는 4.8로서 좌굴에도 충분히 안정한 것으로 검토되었다.
도 8은 고유 진동수 해석을 통한 블레이드(20)의 캠벨(campbell) 선도를 검토한 결과를 나타낸 것이다.
도 8을 참조하면, 고유 진동수 해석을 통해 캠벨(campbell) 선도를 검토한 결과 블레이드(20)의 다양한 회전 환경에서 공진에 대한 안전성도 확보된 것으로 확인되었다.
[블레이드 연결부(110)의 구조 해석]
도 9는 블레이드 연결부(110)의 허브(10)측 구조를 나타내는 도면이다.
블레이드 연결부(110)는 블레이드(20)의 회전에 의한 원심력과 공력 하중에 의한 모멘트 및 비틀림을 고려하여 설계하였다.
구체적으로, 도 9를 참조하면, 블레이드 연결부(110)는 허브(10)와 블레이드(20)를 물리적으로 서로 연결시키는 수단으로서, 블레이드 연결부(110) 중의 허브(10)측과 연결되는 부위(A)는 연결부(110)가 외부의 물리력에 의해 강제 탈락되는 것을 방지하는 구조로 형성되어 있다. 한편, 도 9에는 나타나 있지 않지만, 블레이드 연결부(110) 중의 블레이드(20)측과 연결되는 부위는 민자 형상으로 형성할 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 블레이드 연결부(110)에 적용되는 재질로서는 고강도 스틸을 고려할 수 있다.
응력 실험 결과, 블레이드 연결부(110) 중의 허브(10)측과 연결된 부분의 응력은 128MPa 로 측정되고, 블레이드 연결부(110) 중의 블레이드(20)측과 연결된 부분의 응력은 85MPa 로 측정되었으며, 양쪽 부분 모두 안전한 것으로 확인되었다.
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
1: 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러 10: 허브
20: 블레이드 210: 스킨부(skin portion)
220: 스파부(spar portion) 230: 폼부(foam portion)

Claims (7)

  1. 허브(hub)와, 상기 허브의 원주 상에 방사상으로 배치되는 하나 이상의 블레이드를 포함하여 구성되는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러로서,
    상기 하나 이상의 블레이드를 구성하는 각각의 블레이드는 해당 블레이드의 외주면이 되는 스킨부(skin portion)와, 상기 스킨부의 하면과 면접하면서 상기 스킨부 중의 일정 영역을 둘러싸는 구조의 스파부(spar portion)와, 상기 스킨부에 의해 형성된 내부 공간을 충진하면서 상기 스파부에 의해 샌드위치된 폼부(foam portion)로 이루어지는 스킨-스파-폼 샌드위치 구조를 갖고,
    상기 스킨부와 상기 스파부는 탄소섬유 복합재가 적층되는 구조로 이루어지고,
    상기 블레이드의 익단(wing tip)측 소정 영역(station 5-1, station 5-2)은 상기 스파부가 형성됨 없이 상기 스킨부만으로 구성되어 있고,
    상기 스파부는 상기 블레이드의 길이방향(Z 방향)으로 갈수록 상기 탄소섬유 복합재의 적층수가 감소되는 구조로 이루어지는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 하나 이상의 블레이드를 구성하는 각각의 블레이드는 날개 뒷전(Trailing edge) 영역을 제외한 해당 블레이드의 전체 영역을 총 9 개의 영역으로 구획하되,
    상기 9 개의 영역 중의 해당 블레이드의 익근(wing root)쪽 제 1 영역(station 1)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)10]s 로 적층되는 구조를 갖도록 구성되고,
    상기 9 개의 영역 중의 상기 제 1 영역(station 1)으로부터 해당 블레이드의 익단(wing tip) 부위쪽으로 이웃하는 제 2 영역(station 2-1)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)6, ±45, 03]s 로 적층되는 구조로 구성되고,
    상기 9 개의 영역 중의 상기 제 2 영역(station 2-1)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 3 영역(station 2-2)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)4, ±45]s 로 적층되는 구조로 구성되고,
    상기 9 개의 영역 중의 상기 제 3 영역(station 2-2)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 4 영역(station 3-1)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)3, ±45, 0]s 로 적층되는 구조로 구성되고,
    상기 9 개의 영역 중의 상기 제 4 영역(station 3-1)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 5 영역(station 3-2)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)2, ±45, 02]s 로 적층되는 구조로 구성되고,
    상기 9 개의 영역 중의 상기 제 5 영역(station 3-2)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 6 영역(station 4-1)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [(±45, 04, 90)2]s 로 적층되는 구조로 구성되고,
    상기 9 개의 영역 중의 상기 제 6 영역(station 4-1)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 7 영역(station 4-2)의 스파부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±45, 04, 90]s 로 적층되는 구조로 구성되고, 또한
    상기 9 개의 영역 중의 상기 제 7 영역(station 4-2)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 8 영역(station 5-1) 및 상기 제 8 영역(station 5-1)으로부터 익단 부위쪽으로 이웃하는 제 9 영역(station 5-2)에는, 상기 스파부가 형성되어 있지 않으며,
    상기 9 개의 영역 중의 상기 제 2 영역(station 2-1) 내지 상기 제 9 영역(station 5-2)은 해당 블레이드의 길이 방향(Z 방향)으로 균등한 간격을 갖도록 구획되고, 상기 9 개의 영역 중의 상기 제 1 영역(station 1)은 상기 균등한 간격보다 더 넓은 간격을 갖도록 구획되는 것을 특징으로 하는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러는 상기 허브와 상기 하나 이상의 블레이드를 서로 연결시키는 블레이드 연결부(110)를 더 포함하고,
    상기 제 1 영역(station 1)의 상기 균등한 간격보다 더 넓은 간격은, 상기 블레이드 연결부(110)가 상기 제 1 영역(station 1) 내로 삽입되는 깊이의 치수와 상기 균등한 간격의 치수를 합한 크기의 치수를 갖는 것을 특징으로 하는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 제 1 영역(station 1) 내지 상기 제 8 영역(station 5-1)의 스킨부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±452, 0, 90, ±452]s 로 적층되는 구조로 구성되고,
    상기 제 9 영역(station 5-2)의 스킨부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±452, 0]s 로 적층되는 구조로 구성되고,
    상기 날개 뒷전(Trailing edge) 영역의 스킨부는, 해당 블레이드의 상방(X 방향)에서 봤을 때, 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 날개 평면(Y-Z 평면)과 평행하게 배치됨과 아울러 상기 탄소섬유 복합재가 해당 블레이드의 길이 방향 축(Z 방향 축)을 기준으로 [±452, 0]s 로 적층되는 구조로 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 하나 이상의 블레이드는 상기 허브의 원주 상에 배치된 8 개의 블레이드인 것을 특징으로 하는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 전체 직경은 4.07m 이고, 상기 8 개의 블레이드의 각각의 익근 시위(wing root chord)는 0.347m인 것을 특징으로 하는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러.
  7. 제 5 항에 있어서,
    상기 스킨부와 상기 스파부를 구성하는 탄소섬유 복합재는 카본/에폭시 UD 프리프레그(carbon/epoxy UD prepreg) 재질로 이루어진 것을 특징으로 하는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러.
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