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문제 정의
- 본 논문에서는 스마트무인기의 비행시험에 대비하여 현재까지 수행한 무인기 전체에 대한 지상 체계통합시험에 대해 시험절차를 소개하고 각각의 지상시험결과에 대해 비행제어 성능관점에서 분석한 사항을 서술하였다.
제안 방법
- 4자유도 치구시험에서 비행체 각 축의 조종성을 확인한 후 안전줄 호버시험을 수행하였다.[5] 안전줄 호버시험은 비행시험과 완전 동일한 조건으로 수행되며, 비상상황시에는 비행체에 부착된 안전줄이 비행체의 지면충돌을 방지하는 역할을 하도록 그림 11과 같이 시험시설을 구성하였다.
- 4자유도 치구시험에서 센서와 작동기의 견실성을 확인한 후 안전줄 호버시험을 수행하였다. 안전줄 호버시험은 실제 비행상황과 완전히 동일하며, 추가적인 시험을 거쳐 초도 비행시험을 수행할 예정이다.
- 4자유도 치구시험은 전체축 고정 파워시험 후 피치, 롤, 요 및 수직축 각각에 대해 1축 자유도 시험을 수행하여 각 축의 반응을 먼저 확인하였다. 이후 4축이 모두 움직이는 상태에서 4자유도 시험을 통해 실제 호버상태와 가까운 유사 조종특성시험을 수행하였다.
- 동력계통의 견실성이 확보된 후 4자유도 치구시험을 수행하였다. 4자유도 치구시험은 호버비행상황과 유사한 환경을 제공하며, 무선통신을 이용해서 비행상황과 동일한 조건에서 시험을 수행하였다.
- 스마트무인기의 지상시험절차에 따라 비행체 부체계 인터페이스시험, 비행체 HILS시험, 지상 파워시험, 4자유도 치구시험, 안전줄 호버시험을 수행하였다. 각 시험에 대한 목적과 시험결과를 도시하고, 제어기의 성능을 평가하였다.
- 국내 최초로 개발되는 틸트로터 항공기의 비행시험에 앞서 전체 무인시스템의 검증을 위해서 지상시험을 수행하였다.
- 4자유도 치구시험에서 비행체 시스템에 어떠한 문제도 발생하지 않았다. 다만, 수직축의 경우 운동치구의 무게가 비행체보다 3배나 크기 때문에 비행체 파워를 이용해서 중간지점에서 고도를 멈출 수 없는 문제가 발생하였다 따라서, 호버링 성능은 안전줄 호버시험을 통해 검증하기로 결정하였다.
- 동력계통의 견실성이 확보된 후 4자유도 치구시험을 수행하였다. 4자유도 치구시험은 호버비행상황과 유사한 환경을 제공하며, 무선통신을 이용해서 비행상황과 동일한 조건에서 시험을 수행하였다.
- 아날로그 센서의 경우 결선오류와 센서보정문제가 발생하였으며, 결선오류가 없더라도 비행체 내부 온도센서의 위치가 서로 바뀌어서 장착된 오류도 발견되었다. 비행제어 인터페이스 시험은 primary/backup 채널 각각에 대해 수행되었으며, 채널전환시 불연속현상이나 타계통의 결함발생을 모니터링하면서 수행하였다. [3]
- 비행체 HILS 시험은 지상통제장치와 비행체를 유선으로 연결한 후 탑재된 작동기의 실제 변위 데이터를 비행모의시험에 입력하며, 전체 비행체의 하드웨어 건전성과 조종특성을 평가하기위한 시험이며, 그림 3과 같이 수행하였다.
- 비행체 HILS수행을 통해 모든 장비의 정상동작 여부를 확인한 후 엔진시동과 비행아이들 파워시험을 수행하여 동력계통의 연동여부를 점검하였다.
- 상기의 지상시험 과정을 통해 스마트무인기 시스템의 전체 체계건전성을 검증하였다. 현재 실물기의 초도비행준비 검토회의(FRRB : Flight Readiness Review Board)에서 제시한 비행시험전 추가 필수검증항목인 비행체 내구성시험과 유인기를 이용한 통신장비 비행시험을 수행하고 있다.
- 스마트무인기의 지상시험은 그림 1에 도시한 바와 같이 인터페이스 시험, 비행체를 이용한 비행체 HILS(Hardware In the Loop Simulation)시험, 지상파워시험, 4자유도 지상치구시험을 거쳐 안전줄 호버시험 순서로 진행되었다.
- 스마트무인기의 지상시험절차에 따라 비행체 부체계 인터페이스시험, 비행체 HILS시험, 지상 파워시험, 4자유도 치구시험, 안전줄 호버시험을 수행하였다. 각 시험에 대한 목적과 시험결과를 도시하고, 제어기의 성능을 평가하였다.
- 신뢰성이 충분하다고 판단된 대기자료장치는 단일채널로 구현하였으며, 대기자료장치 고장시 DGNS(Digital GPS navigation System)의 속도, 고도정보를 이용해서 센서재형상이 가능하도록 구현하였다. 이때 바람에 의해 발생하는 지면속도와 대기속도 간의 오차는 고려하지 않는다.
- 앞서 수행한 지상시험을 통해 비행체의 하드웨어적인 견실성을 확인한 후 비행상황과 유사한 4자유도 치구시험을 수행하였다. 4자유도 치구는 그림 8에 도시한 바와 같이 피치, 롤, 요축과 수직축의 자유도를 갖도록 개발되었으며, 각 축별로 고정 및 해제가 가능하다.
- 4자유도 치구시험은 전체축 고정 파워시험 후 피치, 롤, 요 및 수직축 각각에 대해 1축 자유도 시험을 수행하여 각 축의 반응을 먼저 확인하였다. 이후 4축이 모두 움직이는 상태에서 4자유도 시험을 통해 실제 호버상태와 가까운 유사 조종특성시험을 수행하였다. 그림 10은 4자유도 치구상에서 피치, 롤, 요축 명령에 대한 자세반응을 나타낸다.
- 인터페이스 시험에서는 DFCC와 탑재장비간의 통신연결상태를 시험하고, 탑재센서를 보정하였다. 이후 비행체 HILS시험을 통해서 탑재하드웨어의 상태를 모니터링하면서 모의 비행시험을 수행하였다. 이때 항공기의 작동기변위 피드백을 받아서 운동모델이 동작할 수 있도록 하였다.
- 인터페이스 시험에서는 DFCC와 탑재장비간의 통신연결상태를 시험하고, 탑재센서를 보정하였다. 이후 비행체 HILS시험을 통해서 탑재하드웨어의 상태를 모니터링하면서 모의 비행시험을 수행하였다.
- 지상시험의 최종단계인 안전줄 호버시험을 통해 피치, 롤, 요축 및 수직축에 대한 조종특성이 설계된 결과와 부합하는지 고찰하였다. 각 축의 조종특성은 양호하였으며, 로터거버너의 성능도 요구조건을 만족하였다.
- 스마트무인기의 지상통제시스템(GCS : Ground Control Station)은 그림 2에 도시하였다. 지상통제시스템은 PBY(Pilot Bay)와 OBY (Observation Bay)로 구성되었으며, PBY고장시 OBY가 조종권을 대체할 수 있도록 설계되었다. 내부조종사는 긴급상황시 OBY로 자리를 옮겨 한 번의 버튼조작으로 간단히 조종권을 전달받을 수 있다.
- [4] 이러한 절차를 생략하고 비행체 엔진런 시험을 수행하면 시험위험도를 높일 수 있다. 지상파워 시험에서 그림 7과 같이 안정한 RPM 유지성능을 나타내었으며, 본격적인 로터거버너 성능시험은 4자유도 치구시험에서 실시하였다.
- 지상파워시험 이전에 수행된 동력계통 IB(Iron Bird) 시험시 로터거버너 이득을 튜닝하였다.[4] 이러한 절차를 생략하고 비행체 엔진런 시험을 수행하면 시험위험도를 높일 수 있다.
- 통신두절시 엔진을 자동으로 끄기 위해서 WOG(Weight On Gear)신호를 고의로 인가하였기 때문에 피치축과 롤 축의 적분기가 동작하지 않았으며, 이로인해 바람의 영향으로 인한 피치 축과 롤축의 자세트림변화를 조종사가 수동으로 조작해야 했다.
- 통신장비는 UHF와 Ku-밴드 통신을 이용하여 2중화되었으며, 각각의 탑재 통신용 안테나도 2중화설계가 적용되었다.
- 이러한 시간지연은 일반적으로 조종특성에 큰 영향을 미치지 않는다. 한편 비행체 HILS에 앞서 DFCC와 점검장비를 유선으로 직접 연결하여 고장진단 및 센서 재형상에 대해 검증하였으며, 조종사의 비상상황 대처능력을 훈련하였다.
성능/효과
- 지상시험의 최종단계인 안전줄 호버시험을 통해 피치, 롤, 요축 및 수직축에 대한 조종특성이 설계된 결과와 부합하는지 고찰하였다. 각 축의 조종특성은 양호하였으며, 로터거버너의 성능도 요구조건을 만족하였다.
- 그 결과 롤 각속도에서 관찰되던 0Hz (25Hz 부근 주파수의 Alias신호)과 25Hz 근처에 발생하던 센서 잡음이 모두 소거되었음을 확인할 수 있었다. 다만 수직가속도 센서의 경우 저주파통과 필터에도 불구하고 25Hz 근처에서 Alias 현상이 모니터링 되었으며, 이후 지상시험을 수행하여 3차 이상의 LPF를 적용하든지 10Hz보다 더 낮은 cut-off 주파수를 갖는 필터를 적용할 예정이다.
- 피치축은 안정적으로 반응하였으나, 롤축은 조종사의 명령에 대해 다소 민감하게 반응하였다. 또한 방위각의 변경시 롤트림의 방향이 좌에서 우로 바뀌었으며, 평균적으로 좌측 롤성향이 있는 것으로 분석되었다.
- 시험완료후 비행체를 조사한 결과 좌측 나셀틸트각이 전원인가와 동시에 뒤쪽으로 약 2°정도 변위(즉, 92°)가 발생하였으며, 이로 인한 좌측 요성향을 가진 것으로 분석 되었다.
- 5Hz의 작동기 채터링(chattering)이 발생하였다. 이를 완화하기 위해서 각 축의 각속도 피드백을 감소시켜 시간지연효과에 대한 이득의 민감성을 줄였다. 이득의 감소로 인해 일부영역에서 그림 5와 같이 3 rad/sec정도의 단주기모드 주파수에서 낮은 댐핑이 발생하였다.
- 조종사의 콜렉티브 조작에 대해서 ±2%이내의 정확도를 유지하였으며, 요구 조건을 충분히 만족하였다.
- 추력이 낮은 경우는 피치, 롤, 요축의 반응이 모두 둔감하였으며, 특히 피치축은 추력이 낮은경우 반응이 거의 나타나지 않았다.
후속연구
- 그 결과 롤 각속도에서 관찰되던 0Hz (25Hz 부근 주파수의 Alias신호)과 25Hz 근처에 발생하던 센서 잡음이 모두 소거되었음을 확인할 수 있었다. 다만 수직가속도 센서의 경우 저주파통과 필터에도 불구하고 25Hz 근처에서 Alias 현상이 모니터링 되었으며, 이후 지상시험을 수행하여 3차 이상의 LPF를 적용하든지 10Hz보다 더 낮은 cut-off 주파수를 갖는 필터를 적용할 예정이다.
- 시험동안 발생한 문제에 대해서는 명확한 해결책을 제시하였으며, 몇 차례의 추가시험을 거쳐 이들 문제점이 완전히 해결된 것을 확인한 후 비행시험을 시작할 예정이다.
- 4자유도 치구시험에서 센서와 작동기의 견실성을 확인한 후 안전줄 호버시험을 수행하였다. 안전줄 호버시험은 실제 비행상황과 완전히 동일하며, 추가적인 시험을 거쳐 초도 비행시험을 수행할 예정이다.
- 현재 실물기의 초도비행준비 검토회의(FRRB : Flight Readiness Review Board)에서 제시한 비행시험전 추가 필수검증항목인 비행체 내구성시험과 유인기를 이용한 통신장비 비행시험을 수행하고 있다. 추가항목에 대한 시험이 완료되면 비행시험을 시작할 예정이다.
- 또한 예상보다 콜렉티브각이 더 큰 이유는 측풍영향을 줄이기 위해서 플랩스케줄을 요구치보다 15° 더 감소시켰기 때문에 로터의 다운워시 영향이 증대되었을 것으로 판단된다. 향후 플랩각을 더 증가시킨 후 재시험이 필요하다.
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