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가설 설정
- (1) 연구에 사용된 비행선은 수직 평면에대해 좌우 대칭이며 경식 비행선으로서 공탄성효과를 무시하여 강체로 가정한다. (2) 공력 데이터가 부력 중심으로 측정되었으므로, 부력 중심을 운동 방정식의 원점에 둔다.
제안 방법
- 독립제어는 불가능하다. 곤돌라의 앞쪽에풍향 풍속계 및 각종 센서와 송신기를 탑재하였으며, 엔진 진동 저감을 위해 보드의 접합부분에댐퍼(damper)를 장착해 진동감쇠 처리를 하였다. 곤돌라는 비행선의 무게 중심을 맞추기 위해 고리를 사용하여 매 시험마다 장착 위치를 변경할수 있도록 하였다.
- 시험 비행 중 데이터 획득을 위한풍향 풍속겨], 경사계, GPS를 장착하였으며, 획득된 데이터의 전송을 위한 RF 송신기를 곤돌라에장착하였다. 데이터 수신을 위해 지상 컴퓨터에조종기 신호와 지상 관측용 풍향 풍속계로부터전송되는 신호를 받는 RF 수신기를 장착하였다. 시험 비행은 크게 지상 시험과 비행 시험으로나뉘어 수행되었다.
- 독일의 제펠린(Zeppelin) 사는 관광을목적으로 비행선의 개발에 성공하여 이미 이를운행 중에 있으며, 우리나라에서도 현재 통신용성층권 비행선의 개발에 박차를 가하고 있다. 본 논문에서는 관측용 경식 중형 비행선의 설계에 관한 연구결과를 바탕으로 설계된 비행선을 이용하여 시험 비행을 수행한 결과를 분석하였다[1, 2, 3, 4]. 시험 비행 중 데이터 획득을 위한풍향 풍속겨], 경사계, GPS를 장착하였으며, 획득된 데이터의 전송을 위한 RF 송신기를 곤돌라에장착하였다.
- 비행 시험은 센서가 탑재된 곤돌라를 부착한 비행선을 띄워 실제 비행 속도와 고도에서 자세 및 위치 신호를 측정하고, 추종 명령에 따라 동적 거동을 관찰하는 형태로 진행되었으며, 그 결과를 시뮬레이션 결과와 비교하였다. 비행 모드와 제어 입력 조건에 따른 비행 시험을수행하였으며, 그 결과를 분석하여 비행선의 궤적, 자세, 그리고 속도 정보를 획득하였다.
- 수신채널을 통해 전송되는 데이터의 신호 보정 및 오차 수정을 위한 실험이 실험실 내부와 외부에서수행되었다. 비행 시험은 센서가 탑재된 곤돌라를 부착한 비행선을 띄워 실제 비행 속도와 고도에서 자세 및 위치 신호를 측정하고, 추종 명령에 따라 동적 거동을 관찰하는 형태로 진행되었으며, 그 결과를 시뮬레이션 결과와 비교하였다. 비행 모드와 제어 입력 조건에 따른 비행 시험을수행하였으며, 그 결과를 분석하여 비행선의 궤적, 자세, 그리고 속도 정보를 획득하였다.
- 비행은 고속에서의 비행과 저속일 때의 비행, 그리고 중간 속도에서의 비행으로 구분하였다. 경우 1 (Case 1)은 고속(최고 10%)에서의 시험 결과이고, 경우 2 (Case 2)는 고속과 저속의 중간 (8%), 그리고 경우 3 (Case 3)는 저속(6% 이하) 에서의 시험결과이다.
- 비행중의 방향각과 피치각, 롤각을 실시간으로 보여주며, 지상 풍향/풍속은 물론 비행선의풍향 풍속을 전송하여 화면에 표시하고, GPS로수신된 궤적을 도시하도록 하였다.
- 경우 1 (Case 1)은 고속(최고 10%)에서의 시험 결과이고, 경우 2 (Case 2)는 고속과 저속의 중간 (8%), 그리고 경우 3 (Case 3)는 저속(6% 이하) 에서의 시험결과이다. 세 경우에서의 추력, 엔진 틸팅 각, 엘리베이터 각, 그리고 러더각의 제어 입력을 통해 동일한 제어 입력을 적용했을 때의 시뮬레이션과 서로 비교 하였다. 그림 6에서 14에 걸쳐 측정된 비행선의 속도와 자세각, 그리고 그때의 제어 입력을 제시하였다.
- 순항 모드 비행은 지상 10m 상공에서 추력과 엔진의 틸팅각을 일정하게 고정한 상태에서 수행하였다. 이때 엔진의 추력을 추력 테스트 결과로부터 얻어진 엔진 rpm과 추력 크기 관계식을 이용하여 각각의 속도에 해당하는 추력을 갖도록 rpm을 변화시키며 시험을 수행하였다.
- 비행 시험은 각 모드별로 수행되었다. 순항, 선회, 이륙, 그리고 착륙 모드에서 시험을 수행하였으며, 타당성 있는 자료를 얻기 위해 각 모드별로 10회 이상의 시험을수행하였다
- 시뮬레이션과 비교를 위하여 비행 시험시 제어 입력값을 수신 받아 이 값들을 시뮬레이션의입력값으로 적용하였으며, 동일한 초기 조건에서비행 측정값과 시뮬레이션 결과를 비교하였다. 또한 비행 시험 시 작용된 외란의 영향을 측정하여 실제 비행선에 적용되는 정도를 알 수 있었으며, 저속일 때, 외란의 영향은 무시할 수 없음을알 수 있었다.
- 시험 비행 조건은 비행 모드에 따라 순항, 이륙, 착륙, 선회 모드로 나눌 수 있으며, 본 논문에서는 순항 모드에서의 결과를 제시하였다.
- 본 논문에서는 관측용 경식 중형 비행선의 설계에 관한 연구결과를 바탕으로 설계된 비행선을 이용하여 시험 비행을 수행한 결과를 분석하였다[1, 2, 3, 4]. 시험 비행 중 데이터 획득을 위한풍향 풍속겨], 경사계, GPS를 장착하였으며, 획득된 데이터의 전송을 위한 RF 송신기를 곤돌라에장착하였다. 데이터 수신을 위해 지상 컴퓨터에조종기 신호와 지상 관측용 풍향 풍속계로부터전송되는 신호를 받는 RF 수신기를 장착하였다.
- 시험 비행 중의 관측 데이터를 실시간으로 관측하고 궤적을 알기 위해 그림 5와 같은 지상 모니터링 환경 프로그램을 구성하여 관측에 활용하였다. 비행중의 방향각과 피치각, 롤각을 실시간으로 보여주며, 지상 풍향/풍속은 물론 비행선의풍향 풍속을 전송하여 화면에 표시하고, GPS로수신된 궤적을 도시하도록 하였다.
- 시험 비행은 지상 시험과 비행 시험으로 나누어 시행하였다. 지상 시험은 송수신 보드를 통해채널로 전송되는 데이터의 보정 및 수정을 위해지상에서 수행되었으며, 이 단계에서 엔진의 진동 영향, 비행시 곤돌라의 흔들림 등을 고려하였으며, 배터리 용량 및 최대 비행 시간 등을 측정하였다.
- 데이터 수신을 위해 지상 컴퓨터에조종기 신호와 지상 관측용 풍향 풍속계로부터전송되는 신호를 받는 RF 수신기를 장착하였다. 시험 비행은 크게 지상 시험과 비행 시험으로나뉘어 수행되었다. 지상 시험에서는 송 .
- 보인다. 엔진 추력 시험은 시험 비행에 적용될 엔진에 대해 5가지 경우로 나누어 각각 3 회 실시하였으며, 조종기를 사용하여 스로틀 (throve) 변화에 따른 엔진 추력 변화는 각 실험의 평균값을 취하였다.
- 엔진의 회전수에 따른 추력을 알기 위해 추력시험을 수행하였으며, 그 결과는 그림 4와 같은 특성을 보인다. 엔진 추력 시험은 시험 비행에 적용될 엔진에 대해 5가지 경우로 나누어 각각 3 회 실시하였으며, 조종기를 사용하여 스로틀 (throve) 변화에 따른 엔진 추력 변화는 각 실험의 평균값을 취하였다.
- 이때 엔진의 추력을 추력 테스트 결과로부터 얻어진 엔진 rpm과 추력 크기 관계식을 이용하여 각각의 속도에 해당하는 추력을 갖도록 rpm을 변화시키며 시험을 수행하였다.
- 또한 그때 적용된추력값도 각각 고속에서 평균 30N, 중간 속도에서 25N, 그리고 저속에서 18N이다. 이러한 값은목표 속도에 맞는 추력의 크기로 고정시킨 뒤, 속도 도달치까지의 시험을 수행하였다. 시험 도중 약간의 편차를 보이는 것은 조종기의 흔들림으로 발생한 결과이다.
- 저속과 고속, 그리고 중간 속도에서 결과를 비교하였다. 그 결과, 비행선에 지속적인 외란이 작용하는 경우 외란의 크기 정도에 따라 차이는 있겠지만, 속도가 5% 이하의 저속에서는 외란의영향으로 인해 시뮬레이션 값과 큰 오차를 보였으나 속도가 증가할수록 시뮬레이션 결과와 실험치는 거의 비슷한 값을 보임을 알 수 있었다.
- 지상 시험은 송수신 보드를 통해채널로 전송되는 데이터의 보정 및 수정을 위해지상에서 수행되었으며, 이 단계에서 엔진의 진동 영향, 비행시 곤돌라의 흔들림 등을 고려하였으며, 배터리 용량 및 최대 비행 시간 등을 측정하였다. 정확한 데이터를 얻기 위해 지상 시험은수십 차례의 시험을 거치면서 수치 보정 및 오차수정을 통해 보완하였다. 비행 시험은 각 모드별로 수행되었다.
- 시행하였다. 지상 시험은 송수신 보드를 통해채널로 전송되는 데이터의 보정 및 수정을 위해지상에서 수행되었으며, 이 단계에서 엔진의 진동 영향, 비행시 곤돌라의 흔들림 등을 고려하였으며, 배터리 용량 및 최대 비행 시간 등을 측정하였다. 정확한 데이터를 얻기 위해 지상 시험은수십 차례의 시험을 거치면서 수치 보정 및 오차수정을 통해 보완하였다.
대상 데이터
- 풍속은 0~78m/s의 범위를 측정할 수 있으며, 0 m/s의 정밀도를 가진다. 신호 송수신을 위해 ANYRF 2.4GHz 모뎀을 사용하였으며, 위치 측정을 위해 1Hz마다 데이터를 송신하며, 정밀도가 10m인 RMS GPS를 사용하였다. 또한 자세 측정을 위해 TCM2-50 경사계를 사용하였는데, 경사계의 정밀도는 0.
- 실험에 사용된 비행선은 좌우 2개의 엔진을곤돌라에 장착하였으며, 두 엔진의 출력 성능은동일하고, 엔진의 틸팅각은 동시에 제어되며 각각의 독립제어는 불가능하다. 곤돌라의 앞쪽에풍향 풍속계 및 각종 센서와 송신기를 탑재하였으며, 엔진 진동 저감을 위해 보드의 접합부분에댐퍼(damper)를 장착해 진동감쇠 처리를 하였다.
데이터처리
- 확인하였다. 위에 설치된 장비와 데이터를 이용하여 비행시험을 수행하였으며, 각각의 시험은 시뮬레이션결과와 비교하였다.
이론/모형
- 측정은 Lamb의 방법을 사용하였으며 다음과 같다 [8].
성능/효과
- 그 결과, 비행선에 지속적인 외란이 작용하는 경우 외란의 크기 정도에 따라 차이는 있겠지만, 속도가 5% 이하의 저속에서는 외란의영향으로 인해 시뮬레이션 값과 큰 오차를 보였으나 속도가 증가할수록 시뮬레이션 결과와 실험치는 거의 비슷한 값을 보임을 알 수 있었다. 또한 자세각의 변화를 살핀 결과, 비행선의 속도가 추력 입 력값에 비해 갑자기 증가하거 나 감소하는 경우의 롤각의 변화가 컸으므로, 그때에작용한 외란이 비행선의 측면방향에서 속도를 감소시키는 영향으로 작용하였으며, 또한 방향에서 바람이 불었을 경우, 롤각의 변화는 없으나 비행선의 속도를 증가시키는 영향을 보였다.
- 비교하였다. 또한 비행 시험 시 작용된 외란의 영향을 측정하여 실제 비행선에 적용되는 정도를 알 수 있었으며, 저속일 때, 외란의 영향은 무시할 수 없음을알 수 있었다.
- 그 결과, 비행선에 지속적인 외란이 작용하는 경우 외란의 크기 정도에 따라 차이는 있겠지만, 속도가 5% 이하의 저속에서는 외란의영향으로 인해 시뮬레이션 값과 큰 오차를 보였으나 속도가 증가할수록 시뮬레이션 결과와 실험치는 거의 비슷한 값을 보임을 알 수 있었다. 또한 자세각의 변화를 살핀 결과, 비행선의 속도가 추력 입 력값에 비해 갑자기 증가하거 나 감소하는 경우의 롤각의 변화가 컸으므로, 그때에작용한 외란이 비행선의 측면방향에서 속도를 감소시키는 영향으로 작용하였으며, 또한 방향에서 바람이 불었을 경우, 롤각의 변화는 없으나 비행선의 속도를 증가시키는 영향을 보였다.
- 또한 조종기의 제어 입력(러더각, 엘리베이터각, 스로틀, 틸팅각)에 따른 각 수신 채널의 신호펄스폭을 측정하여 실제 변위각과 비교한 결과다음 표 3과 같은 관계가 있음을 확인하였다. 위에 설치된 장비와 데이터를 이용하여 비행시험을 수행하였으며, 각각의 시험은 시뮬레이션결과와 비교하였다.
- 또한, 고속(Case 1)에서는 피치각과 엔진 추력, 그리고 틸팅각이 거의 일정한 값을 유지하므로 순항 모드 비행이 순조로웠으나, 속도가 감소할수록 외란의 영향을 많이 받아 추력에 있어서도 약간의 변화가 있었음을 알 수 있다.
- 본 논문에서는 비행선의 비행 시험을 통해 순항 모드에서 제어 입력 변수에 따른 시험을 수행하고, 또 이 결과를 시뮬레이션 결과와 비교함으로써, 제안된 비행선의 동역학 모델이 타당함을검증하였다.
- 비교를 위해 RF 조종기 입력 신호를 수신 받아 시뮬레이션에 적용하였으며, 시뮬레이션 결과 비행선에 적용된 모델이 실제 비행선에 매우 근접하는 만족할 만한 모델임을 알 수 있었다.
- 실험과 시뮬레이션 결과를 비교한 결과, 처음의 가정으로 모델링한 비행선 동역학 방정식 및 특성값이 타당함을 알았고, 또한 계산된 공력 데이터 역시 실제 조건에 맞는 값임을 확언할 수 있었다.
- 있다. 즉, 이때에 작용한 외란이 비행선의 측면 방향에서 속도를 감소시키는 영향으로 작용하였으며, 또한 방향에서 바람이 불었을 경우, 측정값의 롤각의 변화가 시뮬레이션에 비해 크게 나타나므로 비행선의 상대 속도를 증가시키는 영향으로 작용함을 알 수 있다.
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