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문제 정의
- 본 논문에서는 스마트무인기의 동특성을 실험적으로 규명하기 위해 수행한 지상진동시험과 로터 운용조건에 대한 강제진동시험에 대한 시험을 수행하였다.
- 본 논문은 지식경제부의 21세기 프론티어 기술개발의 사업의 일환으로 추진되고 있는 스마트 무인기의 성공적인 개발을 위하여 수행하고 있는 구조시험 중 지상진동시험과 강제진동시험에 대한 시험방법, 센서 및 장비설치, 시험결과 검증방법 그리고 시험결과를 기술하였다.
제안 방법
- LMS Test.Lab 소프트웨어로 전체시험을 제어하였으며, 신호 획득 장비에서 처리된 가진 신호와 응답신호로부터 주파수 응답 함수를 획득하였다. 이들 주파수 응답 함수를 이용하여 모달 매개 변수(고유 진동수, 감쇠율 및 모드형상)을 추출하였다.
- 가진기의 동기화로 인한 구조물의 파손을 방지하기 위하여 더미로터에 x,y,z 방향으로 동시 가진 시험을 수행하지 않고, 양쪽 더미로터에 한 개씩의 가진기를 가지고 x, y 및 z 방향으로 각각 시험을 수행하였다. x, y 및 z 방향으로 일정한 가진력을 가지고 시험을 수행하였으나 본 시험은 폐회로(Close Loop)시험이 아닌 개회로(Open Loop) 시험이므로 각 방향마다 약간의 차이를 보이고 있다.
- 강제진동시험에 적용된 경계조건은 앞서 수행한 지상진동시험과 동일하게 번지코드를 활용하여 자유-자유 경계조건을 구현하였고, 강제 진동 시험에 적용한 가진 조건은 스마트무인기의 로터운영조건에 맞추어 시험을 수행하였다. 강제진동시험에 적용된 가진 조건은 Table 4에 나타내었다.
- 결정된 가진 레벨을 이용하여 지상진동시험을 수행할 경우 선형성을 만족하는지를 판단하기 위하여 상반성 검사(reciprocity check)를 실시하였다. Fig.
- 진동시험에 적용된 경계조건은 번지코드를 이용하여 자유-자유 경계조건을 구현하였으며, 3개의 가진기를 사용하여 다점 랜덤 가진법을 적용하여 시험을 수행하였다. 구조물의 응답은 약 100개의 가속도계를 사용하여 구조물의 응답을 측정하였다.
- 1952Hz이며, 샘플링 주파수는 1024Hz 이다. 또한 보다 신뢰성 있는 데이터를 획득하기 위하여 50번의 반복측정을 수행하여 주파수 응답함수를 획득하였다. 또한 입력 대 출력의 비가 최소화 할 수 있는 최적의 주파수 응답함수 계산방법인 H1, Hv 추출방법을[4] 선택하였다.
- 본 시험에 적용된 스마트 무인기 지상진동시험은 로터 구조물이 수직인 상태이고, 연료가 비어있는 상태로 수행되었다. 또한 스마트무인기에 탑재된 장비는 가능한 한 실제 장비를 탑재하였으며, 로터 날개, 카메라 및 배터리 등 일부 중요 부품은 무게를 동일하게 맞춘 더미를 제작하여 부착하였다. 스마트무인기의 비행조건을 구현하기 위하여 번지코드를 사용하여 항공기를 지지하였다.
- 본 시험에 들어가기에 앞서 스마트무인기를 가진하여 비정상적인 진동에 의한 소음원을 찾아 제거하거나, 모든 센서들의 입출력 신호 상태 확인 및 이득 값을 조정하여 각 장비 및 센서간의 상태를 확인하는 모달 사전 시험(modal survey test)과정을 수행하였다.
- 첫째, 추출하고자 하는 고유 진동수는 주파수 응답함수의 공진점들과 일치하는데, 이 공진점들이 어떤 응답점에서는 노달점과 근접하여 나타나지 않을 수 있고 센서의 질량효과 때문에 이동할 수 도 있다. 본 시험에서는 Fig. 9와 같은 총합 주파수 응답함수(Summation of FRFs)를 이용함으로써 오류를 최소화 하였다.
- 따라서 다음과 같은 방법으로 최적의 가진력을 결정하였다. 선형성을 만족하기 위하여 전기체에 3개의 가진기로 항공기를 가진하여 구조물에 대한 가진점(driving Point)에서의 주파수 응답함수를 측정 한 후 각가진점에서의 상반성(reciprocity)를 검사하고, 선형 범위 안에서 가진력을 높여가면서 구해진 주파수 응답함수로 모달 해석을 실시하여 예상되는 중요 진동모드를 얻을 수 있도록 가진 레벨을 조절하였다, Table 2은 본 지상진동시험에 적용한 각 가진기의 가진 크기이다.
- 셋째로 안정화 선도(Stabilization Diagram)를 사용하여 계산된 근(Pole)을 선택하였다. 안정화선도란 본 시험에서 사용한 최소자승 복소 지수법에서 모달 계수 추출 시 사용하는 일종의 근추적 맵이다, 주어진 주파수 대역 안에서 존재한 주파수 응답함수를 이용하여 유한 차분 방정식을 구성한다.
- 스마트 무인기 지상진동시험에 적용된 경계조건은 비행조건과 유사하게 번지코드를 이용하여 자유-자유 경계조건을 구현하였다. 미국방규격[5]에 의하면 항공기의 지상진동시험 시 경계조건 구현은 지지구조물에 의한 항공기의 강체 모드 고유 진동수가 항공기의 최저 굽힘 모드 진동수의 절반을 넘지 않도록 권장하고 있다.
- 스마트무인기 지상진동시험은 구조물 자체의 고유진동특성을 시험하는 지상진동시험과 로터의 회전으로 인한 내부 장착장비 및 프레임 구조물의 진동응답특성을 파악하는 강제진동시험이 수행되었다. 진동시험에 적용된 경계조건은 번지코드를 이용하여 자유-자유 경계조건을 구현하였으며, 3개의 가진기를 사용하여 다점 랜덤 가진법을 적용하여 시험을 수행하였다.
- 스마트무인기의 로터 작동으로 인한 탑재장비 및 지지프레임의 진동현상을 파악하기 위하여 전기체 강제진동시험을 수행하였다.
- 또한 스마트무인기에 탑재된 장비는 가능한 한 실제 장비를 탑재하였으며, 로터 날개, 카메라 및 배터리 등 일부 중요 부품은 무게를 동일하게 맞춘 더미를 제작하여 부착하였다. 스마트무인기의 비행조건을 구현하기 위하여 번지코드를 사용하여 항공기를 지지하였다. Fig.
- 앞 절에서 열거한 사항들을 점검한 후 실제 지상진동시험을 수행하였다. 획득하고자 하는 주파수 영역은 0～200Hz 이고, 주파수 분해능은 0.
- Lab 소프트웨어로 전체시험을 제어하였으며, 신호 획득 장비에서 처리된 가진 신호와 응답신호로부터 주파수 응답 함수를 획득하였다. 이들 주파수 응답 함수를 이용하여 모달 매개 변수(고유 진동수, 감쇠율 및 모드형상)을 추출하였다.
- Table 1 은 본 시험에 적용된 스마트무인기의 응답점들을 나타내고 있다. 주익과 플랩은 한쪽 면에 10개씩 좌우대칭으로 20개씩 총 40개를 부착하였고, 동체의 경우 좌우대칭(Y, Z 방향)으로 28개를 부착하였으며, 수직미익과 수평미익은 각각 8개, 12개 씩 부착하였다.
- 스마트무인기의 정확한 모달매개변수를 추출하기 위하여 모든 주파수 응답함수(96개)가 고려 되었다. 주파수 응답함수로부터 모달 매개 변수를 추출하는 과정에서 발생할 수 있는 계산상의 오차를 최소화하고 계산상의 모드형상과 실제 모드형상을 구분하기 위하여 다음의 일련의 과정을 통하여 수행하였다.
대상 데이터
- 가진기로부터 항공기에 전달되는 동하중은 PCB사의 Model 288D01[7]의 임피던스 헤드(Impedance Head)를 사용하여 측정하였으며 스마트 무인기의 동적응답은 같은 회사의 Model No. 333B31과 333B32을 사용하여 측정하였다.
- 3과 같이 스마트무인기의 응답점을 선정하였다. 각 요소에 대해 응답점은 국부 진동 모드를 최소화하기 위해 프레임위주로 응답점들을 고려하여 선정하였다. Table 1 은 본 시험에 적용된 스마트무인기의 응답점들을 나타내고 있다.
- 이 같은 이종의 비행모드를 수행할 수 있는 것은 스마트 무인기 로터 구조물의 회전이 가능하기 때문이다. 본 시험에 적용된 스마트 무인기 지상진동시험은 로터 구조물이 수직인 상태이고, 연료가 비어있는 상태로 수행되었다. 또한 스마트무인기에 탑재된 장비는 가능한 한 실제 장비를 탑재하였으며, 로터 날개, 카메라 및 배터리 등 일부 중요 부품은 무게를 동일하게 맞춘 더미를 제작하여 부착하였다.
- Lab 분석 소프트웨어[8]를 이용하였다. 서로 연관성이 없는 가진 신호를 입력하기 위해 SCADAS Ⅲ의 QDAC 모듈을 사용하였다. LMS Test.
- 지상진동시험 시 항공기를 가진하기 위하여 3개의 LDS의 모델 V455 가진기[6]를 사용하였다. 또한 각각의 가진기 설치 시 가진 하고자 하는 방향으로만 가진력이 전달 될 수 있도록 Fig 6과 같이 굽힘이나 전단 강성이 매우 작고 축 방향 강성이 높은 강선재질의 스트링거(Stringer)를 사용하였다.
- 앞 절에서 열거한 사항들을 점검한 후 실제 지상진동시험을 수행하였다. 획득하고자 하는 주파수 영역은 0～200Hz 이고, 주파수 분해능은 0.1952Hz이며, 샘플링 주파수는 1024Hz 이다. 또한 보다 신뢰성 있는 데이터를 획득하기 위하여 50번의 반복측정을 수행하여 주파수 응답함수를 획득하였다.
이론/모형
- 둘째, 같은 고유 진동수에 두개의 진동 모드 형상을 갖는 중근을 구분하기 위하여 다변수 모드 지시 함수를(MMIF:Multivariate Mode Indicator Function)를 이용하였다. 다변수 모드 지시 함수의 특성은 각 고유 진동수에서 국부 최소 값을 갖는 주파수 영역함수이다.
- 또한 보다 신뢰성 있는 데이터를 획득하기 위하여 50번의 반복측정을 수행하여 주파수 응답함수를 획득하였다. 또한 입력 대 출력의 비가 최소화 할 수 있는 최적의 주파수 응답함수 계산방법인 H1, Hv 추출방법을[4] 선택하였다.
- 모드 형상의 검증은 MAC(Modal Assurance Criterion)를 사용하여 수행된다. MAC 값은 두 모드 사이에 선형 종속관계가 있으면 1에 가깝고, 두 모드 사이의 관계가 선형 독립이며 MAC 값이 매우 작아지게 된다.
- 스마트무인기 지상진동시험은 구조물 자체의 고유진동특성을 시험하는 지상진동시험과 로터의 회전으로 인한 내부 장착장비 및 프레임 구조물의 진동응답특성을 파악하는 강제진동시험이 수행되었다. 진동시험에 적용된 경계조건은 번지코드를 이용하여 자유-자유 경계조건을 구현하였으며, 3개의 가진기를 사용하여 다점 랜덤 가진법을 적용하여 시험을 수행하였다. 구조물의 응답은 약 100개의 가속도계를 사용하여 구조물의 응답을 측정하였다.
성능/효과
- 1 g 이하의 낮은 레벨로 계측되었다. 강제진동시험에 대한 결과를 전체적으로 살펴보며 26.7 Hz나 80 Hz로 가진 하였을 때 나셀부위에서 큰 응답특성을 나타내고 있다. 이는 로터회전에 직접적으로 영향을 받는 부위이기 때문이다.
- 시험결과 스마트무인기의 최 저차 고유 진동수는 8.24 Hz이고, 감쇠율은 0.91 %이며, 모드형상은 주익 1차 굽힘 모드 형상이다. 동체의 최 저차 굽힘 모드 형상일 때 고유 진동수와 감쇠율은 29.
- 첫째, 추출하고자 하는 고유 진동수는 주파수 응답함수의 공진점들과 일치하는데, 이 공진점들이 어떤 응답점에서는 노달점과 근접하여 나타나지 않을 수 있고 센서의 질량효과 때문에 이동할 수 도 있다. 본 시험에서는 Fig.
후속연구
- 이러한 지상진동시험 및 강제진동시험을 통하여 스마트무인기에 대한 구조적인 동적특성과 진동레벌에 대한 시험결과를 제시함으로써 스마트무인기의 성공적인 개발에 기여할 것으로 생각된다.
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