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문제 정의
- 광학 탑재 장비는 맨눈으로 확인이 어려운 표적을 광학계와 검출기를 이용하여 영상을 획득 및 전기적 신호 변환을 통하여 전시함으로써 영상정보 획득을 목적으로 한다. 탐지 목표물의 특성에 따라 검출기의 파장 대역이 결정되며 가시광선 대역의 주간 카메라, 적외선 대역의 적외선 카메라및 파장 분광 정보를 이용하는 초분광 카메라로 분류된다.
- 본 논문에서는 항공기용 광학 탑재 장비의 구조 안정성과 광학 성능 검증을 위한 진동 조건을 MIL-STD-810G 규격서와 세스나 208 항공기 진동 측정을 수행하여 분석하였다. 항공기 진동에 대한 광학 탑재 장비 분석 방법론을 제시하고 구조 안정성과 광학 성능을 수치 해석적으로 검증 하였다.
- 운용 진동 응답해석으로 광학 부품의 위치 변화량을 산출하고 그 결과를 입력조건으로 수치 해석을 수행하여 광학 성능을 분석한다. 본 연구를 통하여 세스나 208 항공기의 진동 특성을 분석하고 장착되는 탑재 장비의 구조 안정성과 성능 분석을 위한 방법론의 유효성을 검토하였다.
- 본 연구에서는 세스나 208 항공기 진동에 대한 광학 탑재 장비의 구조 안정성 및 광학 성능을 수치적으로 분석하였다. 항공기 내구도 진동 조건을 MIL-STD-810G 규격서 기준으로 항공기 동력 방식, 구조와 엔진 회전수를 고려하여 산출하였다.
제안 방법
- 5 Hz에서 진동 조건을 초과함을 확인함으로써 항공기에 별도의 구조물이 장착된 경우 진동 측정의 필요성을 제시하였다. MIL-STD-810G를 참고하여 테일러링을 수행하고 규격서와 측정 결과를 만족하는 내구도 진동 조건을 결정하였다. 또한 측정 결과를 고려한 운용 진동 조건을 산출하였다.
- 광학 성능 검증을 위한 요구조건을 설계 요구사항에 제시된 파면오차와 변조전달함수 변화로 선정하였다. MSC Nastran을 이용하여 운용 진동에 대한 응답해석을 수행하여 광학 부품의 위치 변화량을 산출하고, 위치 변화량을 CODE V에 적용하여 성능 분석을 수행하여 항공기 진동에 대한 탑재 장비의 광학 성능을 검증하였다. 본 논문에서 분석한 진동 조건과 검증 방법론은 세스나 208 항공기에 장착되는 탑재 장비 개발에 적용 가능할 것으로 판단된다.
- 여유마진 분석을 위한 설계 하중을 마일즈 식과 응답해석 결과를 적용하여 산출하였다. MSC Natran과 I-deas Simulation을 이용 하여 고유진동수 해석, 내구도 진동 응답해석과 정해석을 수행하여 항공기 진동에 대한 탑재 장비의 구조 안정성을 검증하였다.
- 광학 성능 검증을 위한 요구조건을 설계 요구사항에 제시된 파면오차와 변조전달함수 변화로 선정하였다. MSC Nastran을 이용하여 운용 진동에 대한 응답해석을 수행하여 광학 부품의 위치 변화량을 산출하고, 위치 변화량을 CODE V에 적용하여 성능 분석을 수행하여 항공기 진동에 대한 탑재 장비의 광학 성능을 검증하였다.
- 조립체 1은 반사경 4개, 조립체 2는 반사경 3개와 검출기 1개 그리고 조립체 3은 반사경 5개와 검출기 1개로 구성된다. 광학 성능 분석을 위해 설계 시 적용된 반사경과 검출기의 정점과 로컬 좌표계를 기준으로 위치 변화량을 산출하였다. Fig.
- 광학 성능 평가는 설계 요구조건에 제시된 파면 오차(WFE)와 변조 전달함수(MTF) 변화를 기준으로 판단한다.
- 구조 안정성 검증을 위한 요구조건을 강성 관련 고유진동수 및 강도 관련 여유마진으로 선정하였다. 상위 체계와 진동 조건을 기준으로 고유진동수 할당 방법을 제시하고 탑재 장비와 조립체의 요구조건을 결정하였다.
- 내구도 진동 조건에 센서 어댑터 측정 결과를 포함하기 위하여 MIL-STD-810G를 참조하여 테일 러링을 수행하였다. 주파수 범위는 30.
- MIL-STD-810G를 참고하여 테일러링을 수행하고 규격서와 측정 결과를 만족하는 내구도 진동 조건을 결정하였다. 또한 측정 결과를 고려한 운용 진동 조건을 산출하였다.
- 7은 탑재 장비의 유한요소 모델링을 나타내며 193,118개의 노드와 95,107개의 요소로 구성되었다. 반사경과 광기구부는 솔리드 요소(CTETRA)를사용하고 체결부는 강체요소(RBE2)를 적용하였다. 반사경은 광학 성능 분석을 위하여 모든 반사경에 로컬 좌표계를 구성하였다.
- 반사경과 광기구부는 솔리드 요소(CTETRA)를사용하고 체결부는 강체요소(RBE2)를 적용하였다. 반사경은 광학 성능 분석을 위하여 모든 반사경에 로컬 좌표계를 구성하였다. 응답해석을 위한 구속 조건은 하나의 절점에 가상 질량을 적용하여 고정된 상태를 모사하는 방법(Large Mass Method)을 선정하였다.
- 항공기 진동에 대한 탑재 장비의 구조 안정성및 광학 성능 검증 절차는 설계 요구사항, 탑재 항공기 특성과 개발 인프라를 고려하여 수립되어야 한다. 본 논문에서 검증 절차를 3단계로 구분하였으며, 각 단계별 목적과 분석 방법은 다음과 같다.(Fig.
- 본 연구에서 광학성능 분석은 광학 설계에 사용한 CODE V를 이용하였다. 산출된 위치 변화량은 절대값으로 다양한 위상 경우의 수를 고려하여 광학 성능을 분석하였다.
- 구조 안정성 검증을 위한 요구조건을 강성 관련 고유진동수 및 강도 관련 여유마진으로 선정하였다. 상위 체계와 진동 조건을 기준으로 고유진동수 할당 방법을 제시하고 탑재 장비와 조립체의 요구조건을 결정하였다. 여유마진 분석을 위한 설계 하중을 마일즈 식과 응답해석 결과를 적용하여 산출하였다.
- 상위 체계와 진동 조건을 기준으로 고유진동수 할당 방법을 제시하고 탑재 장비와 조립체의 요구조건을 결정하였다. 여유마진 분석을 위한 설계 하중을 마일즈 식과 응답해석 결과를 적용하여 산출하였다. MSC Natran과 I-deas Simulation을 이용 하여 고유진동수 해석, 내구도 진동 응답해석과 정해석을 수행하여 항공기 진동에 대한 탑재 장비의 구조 안정성을 검증하였다.
- 여유마진 요구조건 검증을 위하여 Nastran을 이용하여 내구도 진동 응답해석과 I-deas Simulation 을 이용하여 정해석을 수행하였다. 내구도 진동 조건은 랜덤진동으로 PSD(Power Spectrum Density) 로 입력된다.
- 판단 기준은 고유진동수와 여유마진이며 고유진동수는 고유진동수 해석으로 분석한다. 여유마진은 내구도 진동 응답해석으로 설계하중을 산출하고 그 결과를 하중조건으로 정해석을 수행하여 분석한다.
- 판단 기준은 파면오차와 변조 전달함수 변화이다. 운용 진동 응답해석으로 광학 부품의 위치 변화량을 산출하고 그 결과를 입력조건으로 수치 해석을 수행하여 광학 성능을 분석한다. 본 연구를 통하여 세스나 208 항공기의 진동 특성을 분석하고 장착되는 탑재 장비의 구조 안정성과 성능 분석을 위한 방법론의 유효성을 검토하였다.
- 운용 진동 조건 응답해석을 수행하여 각 반사경의 위치 변화량을 로컬 좌표계 기준으로 산출하였다. X축 가진 조건에서 최대 응답결과를 보였으며 각 반사경과 검출기의 위치 변화량을 Fig.
- 고유진동수 요구조건 검증을 위하여 I-deas Simulation을 이용하여 고유진동수 해석을 수행하였다. 조립체 단위에서 해석을 수행하여 요구조건 만족 여부를 확인하고 조립체 유한요소 모델링을 탑재 장비 모델링에 구성하여 탑재 장비 레벨의 해석을 수행하였다. 1차 모드는 Fig.
- 조립체는 탑재 장비 레벨의 내구도 진동에 대한 응답해석을 수행하여 평균하중을 산출하였다. 설계하중은 산출된 평균하중과 장비 목적에 따라 결정하며 예를 Table 5에 제시하였다.
- 첫 번째는 상위 체계 고유진동수를 기준으로 할당하는 방법과 두 번째는 진동 조건의 최대 가진 주파수를 기준으로 선정하는 방법이다. 탑재 장비는 상위 체계가 없으므로 두 번째 방법으로 선정하였고, 내부 조립체는 첫 번째 방법으로 선정하였다. 탑재 장비 1차 고유진동수는 운용 진동 조건 최대 주파수(161 Hz)와 전달률(√2)을 고려하여 228 Hz 이상으로 선정하였다.
- 촬영한 데이터는 2차원의 영상 정보와 1 차원의 파장 정보로 3차원 큐브(3D Cube)로 구성 된다. 탑재 장비의 광학설계는 반사광학계로 수행 되었으며 구조는 조립/정렬의 편의성을 고려하여 모듈화 설계를 적용하였다. 모듈화는 3개의 조립체 구조로 구성되며 조립체 1은 전단 광학계, 조립체 2는 VNIR 분광 광학계 및 조립체 3은 SWIR 분광 광학계이다.
- 탑재 장비의 구조 안정성 기준을 강성 관련 고유진동수와 강도 관련 여유마진으로 선정하고 구조해석으로 검증하였다.
- 내구도 진동 환경에서의 탑재 장비 구조 안정성 분석 방법이다. 판단 기준은 고유진동수와 여유마진이며 고유진동수는 고유진동수 해석으로 분석한다. 여유마진은 내구도 진동 응답해석으로 설계하중을 산출하고 그 결과를 하중조건으로 정해석을 수행하여 분석한다.
- 항공기 엔진, 프로펠러의 구조와 장착 위치를 고려하여 MIL-STD-810G 규격서를 기준으로 항공기 진동 조건을 산출한다. 항공기 진동 측정을 수행하여 기 산출된 조건과 비교/분석을 통해 진동 환경 조건을 확정한다. 분석 결과는 내구도와 운용 진동 조건이다.
- 본 논문에서는 항공기용 광학 탑재 장비의 구조 안정성과 광학 성능 검증을 위한 진동 조건을 MIL-STD-810G 규격서와 세스나 208 항공기 진동 측정을 수행하여 분석하였다. 항공기 진동에 대한 광학 탑재 장비 분석 방법론을 제시하고 구조 안정성과 광학 성능을 수치 해석적으로 검증 하였다.
대상 데이터
- 규격서 기준으로 산출된 내구도 진동 조건과 항공기에서 발생하는 진동의 비교/분석을 위해 세스나 208 항공기 진동을 측정하였다. 비교/분석의 목적은 규격서 기준 내구도 진동 조건의 유효성 평가이다.
- 항공기 내구도 진동 조건을 MIL-STD-810G 규격서 기준으로 항공기 동력 방식, 구조와 엔진 회전수를 고려하여 산출하였다. 내구도 진동 조건의 적절성 확인을 위해 세스나 208 항공기 진동을 측정하였다. 측정 결과 30.
- 본 논문의 광학 탑재 장비는 항공기에 장착되어 운용되는 초분광 카메라로써 SWIR(Short Wave InfraRed)와 VNIR(Visible Near InfraRed) 대역의 영상과 파장 정보를 획득한다. 영상 획득 방법은 항공기 내부에 장착되어 직하방의 지상 표적을 항공 기가 진행하며 촬영하는 부쉬브룸(Push-broom) 방식이다.
- 본 연구의 진동분석 대상 항공기는 단발 터보프 롭엔진을 장착한 세스나 208이다. MIL-STD-810G(8)에서 터보프롭엔진을 장착한 항공기의 내구도 진동 조건은 순항 시, 엔진 회전수와 프로펠러 개수로 가진 주파수가 선정되고, 탑재 위치에 따라서 하중 조건이 결정된다.
- 항공기 내 탑재 장비가 장착되는 위치에 3축 가속도계(356B21) 2개와 분석/저장 장치(디베트론 : DEWE-1201)를 설치하였다. 측정 위치는 항공기 동체(가속도계 #1) 와 탑재장비가 장착되는 안정화 장치(Gyrostabilized mount : PAV30) 위에 조립된 센서 어댑터 (가속도계 #2)이다. 가속도계와 항공기 축 정의는 X : 항공기 진행방향, Y : 가로축 및 Z : 수직축이다.
- 0이다. 탑재 장비의 재질은 AlSi40으로 필요에 따라 제작업체에서 크기 별로 생산되어 작업성에 대한 불확실성이 존재하여 안전계수를 2.0으로 선정하였다.
- 측정은 고도 6500~7500 ft에서 순항 시(엔진 회전수 1850 rpm) 4회 수행되었다. 항공기 내 탑재 장비가 장착되는 위치에 3축 가속도계(356B21) 2개와 분석/저장 장치(디베트론 : DEWE-1201)를 설치하였다. 측정 위치는 항공기 동체(가속도계 #1) 와 탑재장비가 장착되는 안정화 장치(Gyrostabilized mount : PAV30) 위에 조립된 센서 어댑터 (가속도계 #2)이다.
이론/모형
- 고유진동수 요구조건 검증을 위하여 I-deas Simulation을 이용하여 고유진동수 해석을 수행하였다. 조립체 단위에서 해석을 수행하여 요구조건 만족 여부를 확인하고 조립체 유한요소 모델링을 탑재 장비 모델링에 구성하여 탑재 장비 레벨의 해석을 수행하였다.
- 본 연구에서 광학성능 분석은 광학 설계에 사용한 CODE V를 이용하였다. 산출된 위치 변화량은 절대값으로 다양한 위상 경우의 수를 고려하여 광학 성능을 분석하였다.
- 본 연구에서는 NASA-STD-5001BA10A 를 기준으로 결정하였다. 알루미늄, 스테인리스 등 일반 금속재 질은 인장강도 기준 1.
- 반사경은 광학 성능 분석을 위하여 모든 반사경에 로컬 좌표계를 구성하였다. 응답해석을 위한 구속 조건은 하나의 절점에 가상 질량을 적용하여 고정된 상태를 모사하는 방법(Large Mass Method)을 선정하였다.
- 항공기에서 발생하는 진동은 광학 탑재 장비로 유입되어 광학 부품과 검출기의 흔들림을 발생시켜 구조 및 광학 성능에 영향을 미친다. 진동에 대한 영향성 분석은 Nastran, ANSYS 등의 구조해석 프로그램과 CODE V, ZEMAX 및 SigFit의 광학 성능 분석 프로그램을 이용하여 연구가 수행되었다. Genberg 등(5~6) 은 광기구 분석 전용 프로그램인 SigFit을 이용하여 랜 덤진동에 대한 카세그레인식 망원경의 성능을 광학 시선(Line of Sight) 변화에 따른 변조 전달함수 (MTF : Modulation Transfer Function)의 변화를 기준 으로 분석하였다.
- 탑재장비는 마일즈 식(Mile’s Equation)을이용하였다.
- 본 연구에서는 세스나 208 항공기 진동에 대한 광학 탑재 장비의 구조 안정성 및 광학 성능을 수치적으로 분석하였다. 항공기 내구도 진동 조건을 MIL-STD-810G 규격서 기준으로 항공기 동력 방식, 구조와 엔진 회전수를 고려하여 산출하였다. 내구도 진동 조건의 적절성 확인을 위해 세스나 208 항공기 진동을 측정하였다.
성능/효과
- 본 연구에서는 99.73%의 확률을 고려한 3σ를 적용하여 설계하중을 산출하였다.
- )에 의한 영향으로 판단하였다. 즉, 항공기에 별도의 구조물이 장착된 경우 진동 측정을 통한 규격서 진동 조건의 비교/분석이 필요함을 확인하였다.
- 내구도 진동 조건의 적절성 확인을 위해 세스나 208 항공기 진동을 측정하였다. 측정 결과 30.5 Hz에서 진동 조건을 초과함을 확인함으로써 항공기에 별도의 구조물이 장착된 경우 진동 측정의 필요성을 제시하였다. MIL-STD-810G를 참고하여 테일러링을 수행하고 규격서와 측정 결과를 만족하는 내구도 진동 조건을 결정하였다.
후속연구
- 본 논문에서 분석한 진동 조건과 검증 방법론은 세스나 208 항공기에 장착되는 탑재 장비 개발에 적용 가능할 것으로 판단된다. 구조 안정성과 광학 성능 검증 방법론의 유효성은 향후 항공 촬영 시험을 통해 최종 판단할 계획이다.
- MSC Nastran을 이용하여 운용 진동에 대한 응답해석을 수행하여 광학 부품의 위치 변화량을 산출하고, 위치 변화량을 CODE V에 적용하여 성능 분석을 수행하여 항공기 진동에 대한 탑재 장비의 광학 성능을 검증하였다. 본 논문에서 분석한 진동 조건과 검증 방법론은 세스나 208 항공기에 장착되는 탑재 장비 개발에 적용 가능할 것으로 판단된다. 구조 안정성과 광학 성능 검증 방법론의 유효성은 향후 항공 촬영 시험을 통해 최종 판단할 계획이다.
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