본 논문에서는 군용 항공기를 위한 새로운 하중 모니터링 시스템에 대하여 소개하였다. 이 시스템은 항공기에 장착되는 센서와 탑재장비 및 지상에서 운용되는 지상분석장비로 구성된다. 이 시스템을 이용하여 항공기에 작용하는 구조정적하중을 비행파라미터로 추정할 수 있을 뿐 아니라, 정적하중, 동적하중 및 예상치 못한 이벤트에 의한 구조물의 응답을 센서로 측정할 수 있다. 특히 다점 측정이 가능한 광섬유 센서를 사용하였다. 탑재장비는 관련 군사규격서의 요구도를 만족하도록 설계되었으며, 일련의 환경시험으로 입증하였다. 본 시스템은 비행시험에 앞서 지상구조시험에 사용되고 평가되었으며, 향후 비행시험평가를 통하여 군용 항공기의 구조하중 모니터링 시스템으로 사용될 예정이다.
본 논문에서는 군용 항공기를 위한 새로운 하중 모니터링 시스템에 대하여 소개하였다. 이 시스템은 항공기에 장착되는 센서와 탑재장비 및 지상에서 운용되는 지상분석장비로 구성된다. 이 시스템을 이용하여 항공기에 작용하는 구조정적하중을 비행파라미터로 추정할 수 있을 뿐 아니라, 정적하중, 동적하중 및 예상치 못한 이벤트에 의한 구조물의 응답을 센서로 측정할 수 있다. 특히 다점 측정이 가능한 광섬유 센서를 사용하였다. 탑재장비는 관련 군사규격서의 요구도를 만족하도록 설계되었으며, 일련의 환경시험으로 입증하였다. 본 시스템은 비행시험에 앞서 지상구조시험에 사용되고 평가되었으며, 향후 비행시험평가를 통하여 군용 항공기의 구조하중 모니터링 시스템으로 사용될 예정이다.
In this paper, a new load monitoring system for military aircraft is introduced. This system consists of sensors, an onboard device and an ground analysis equipment. The sensors and onboard device are mounted on the aircraft and the ground analysis equipment is operated on the ground. Through this s...
In this paper, a new load monitoring system for military aircraft is introduced. This system consists of sensors, an onboard device and an ground analysis equipment. The sensors and onboard device are mounted on the aircraft and the ground analysis equipment is operated on the ground. Through this system, structural static load can be estimated with flight parameters and structural responses can be measured by sensors due to static load, dynamic load and unexpected events. Especially, optical fiber sensors with mutiplexing capability are utilized. The onboard device was specially designed for complying the requirements of relevant military specifications and was verified through a series of the environment tests. This system was used and evaluated through ground structural tests before flight tests. In the near future, this system will be applied to military aircraft as a structural load monitoring system after flight test evaluation.
In this paper, a new load monitoring system for military aircraft is introduced. This system consists of sensors, an onboard device and an ground analysis equipment. The sensors and onboard device are mounted on the aircraft and the ground analysis equipment is operated on the ground. Through this system, structural static load can be estimated with flight parameters and structural responses can be measured by sensors due to static load, dynamic load and unexpected events. Especially, optical fiber sensors with mutiplexing capability are utilized. The onboard device was specially designed for complying the requirements of relevant military specifications and was verified through a series of the environment tests. This system was used and evaluated through ground structural tests before flight tests. In the near future, this system will be applied to military aircraft as a structural load monitoring system after flight test evaluation.
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문제 정의
본 논문에서는 군용 항공기 장착을 위하여 개발한 하중 모니터링 시스템에 대하여 소개하였다. 이 시스템은 센서, 탑재장비 및 지상분석 장비로 구성된다.
본 논문에서는 최근 개발한 군용 항공기 하중 모니터링 시스템에 대하여 소개하였다. 개발된 시스템은 OLM과 IAT를 모두 수행할 수 있는 시스템이다.
또한 광섬유 센서 선은 M-Bond AE-10 본드를 이용하여 부분적으로 기체에 본딩하고 전용 테잎으로 보호하였다. 본 환경구조시험의 원래 목적은 상온본딩이 있는 복합재 날개구조의 저온환경하에서 구조의 피로강도를 손상허용시험으로 입증하기 위하여 수행하였다[11]. 본 시험은 복합재 관련 핸드북[12]을 근거로 하여 총 2 배 수명시험과 설계극한강도시험으로 구성되었으며, 시험의 상세 내용과 1배 수명시험의 결과를 참고문헌[11]에 수록하였다.
제안 방법
5는 측정된 FBG 센서의 파장을 변형률로 환산하여 나타낸 그래프이다. FBG 센서는 날개 스파의 웹(Web)면에 부착되었으며, 설계제한 하중조건에 대한 시험이 진행되는 동안에 탑재장비를 이용하여 센서의 파장을 측정하였다. 그래프에 나타낸 변형률은 총 4개의 센서로 부터 계측된 데이터이며, 스파의 안쪽날개(Inboard)에서 바깥쪽날개 (Outboard) 방향을 따라 #1-1 ~ #1-4 센서를 순서대로 부착하였다.
개발된 장비를 비행시험 적용을 목적으로 세 장비가 큰 날개구조의 정하중시험과 피로시험에 우선 적용하였다. 정하중시험 동안 탑재장비를 이용하여 날개에 장착한 FBG 센서의 신호를 측정하고 기록하였다.
개발한 장비를 항공기 활주시험에 적용하여 보았다. Fig.
동일한 형상의 날개 구조 피로시험에 본 장비를 이용하여 계측을 수행하였다. Fig.
센서와 센서 사이는 Fitle사의 S178A 스플라이서를 이용하여 연결하였으며, 이때 광원의 강도저하는 1~2 db 이하로 확인되었다. 또한 광섬유 센서 선은 M-Bond AE-10 본드를 이용하여 부분적으로 기체에 본딩하고 전용 테잎으로 보호하였다. 본 환경구조시험의 원래 목적은 상온본딩이 있는 복합재 날개구조의 저온환경하에서 구조의 피로강도를 손상허용시험으로 입증하기 위하여 수행하였다[11].
본 장비의 항공기 장착성 입증을 위하여 6종의 환경시험과 4종의 전자기 적합성시험을 군사규격서에 의하여 수행하였다. 또한 복합재 날개구조의 환경구조시험을 통하여 선정한 광섬유 센서의 센서부착방법, 센서간 연결방법 및 선처리 방법에 대한 저온운용환경 및 피로하중 내구성을 기체수명의 2배수명에 대하여 검증하였다. 본 장비의 비행시험 적용에 앞서 정하중시험 및 피로시험에 적용하고 있으며, 외부하중과 변형률 센서의 상관관계를 도출하고 있다.
이 시험은 실장비와 동일하게 제작된 환경 시험용 탑재장비로 수행하였다. 또한 비행체에 직접 장착되어 사용하는 탑재장비는 매번 제작이 완료된 장비에 대하여 탑재장비와 지상분석장비 간의 인터페이스 시험과 제작 및 운용환경에서의 시스템의 성능시험을 수행하여 전기적 적합성을 확인하였다.
복합재 날개구조의 환경구조시험에 선정한 광섬유 센서를 적용하였다. 환경구조시험에서는 저온환경하에서 센서부착방법, 센서간 연결방법 및선처리 방법에 대하여 피로하중 내구도를 검증 하였다.
본 환경구조시험의 원래 목적은 상온본딩이 있는 복합재 날개구조의 저온환경하에서 구조의 피로강도를 손상허용시험으로 입증하기 위하여 수행하였다[11]. 본 시험은 복합재 관련 핸드북[12]을 근거로 하여 총 2 배 수명시험과 설계극한강도시험으로 구성되었으며, 시험의 상세 내용과 1배 수명시험의 결과를 참고문헌[11]에 수록하였다. 본 환경구조시험을 통하여 선정한 광섬유 센서 및 부착/연결방법이 항공기 운용환경하에서도 충분한 내구도와 건전성이 있음을 확인하였으며, 또한 본 시험에 적용한 센서 및 부착방법을 실제 지상시험 및 비행시험 기체에 동일하게 적용하였다.
본 장비의 비행적용을 통하여 비행 파라미터와 주요 부위 응력 및 하중방정식과의 상관관계를 분석하고, 비행 파라미터를 이용하여 비행하중을 예측할 수 있는 회귀방정식을 산출하게 된다. 궁극적으로는 이러한 방정식들과 탑재장비에 저장되는 데이터를 이용하여 구조 주요 부위의 축적된 비행 시간별 구조수명을 추정하여 항공기의 운용 및 정비에 활용할 예정이다.
또한, 본 시스템에 사용된 광섬유 센서는 한 가닥의 광섬유 케이블로 20 지점 이상의 구조 변형률을 측정할 수 있다. 본 장비의 항공기 장착성 입증을 위하여 6종의 환경시험과 4종의 전자기 적합성시험을 군사규격서에 의하여 수행하였다. 또한 복합재 날개구조의 환경구조시험을 통하여 선정한 광섬유 센서의 센서부착방법, 센서간 연결방법 및 선처리 방법에 대한 저온운용환경 및 피로하중 내구성을 기체수명의 2배수명에 대하여 검증하였다.
본 시험은 복합재 관련 핸드북[12]을 근거로 하여 총 2 배 수명시험과 설계극한강도시험으로 구성되었으며, 시험의 상세 내용과 1배 수명시험의 결과를 참고문헌[11]에 수록하였다. 본 환경구조시험을 통하여 선정한 광섬유 센서 및 부착/연결방법이 항공기 운용환경하에서도 충분한 내구도와 건전성이 있음을 확인하였으며, 또한 본 시험에 적용한 센서 및 부착방법을 실제 지상시험 및 비행시험 기체에 동일하게 적용하였다.
센서를 통하여 계측된 신호는 탑재장비에서 모두 16 bit의 정밀도로 처리되며, 기체구조의 비정상 이벤트의 충분히 감지할 수 있도록 센서별로 1 kHz에서 4 kHz까지의 최대 샘플링 속도로 저장 된다. 샘플링 속도는 필요시 지상분석장비를 통하여 조정이 가능하도록 하였다.
개발된 장비를 비행시험 적용을 목적으로 세 장비가 큰 날개구조의 정하중시험과 피로시험에 우선 적용하였다. 정하중시험 동안 탑재장비를 이용하여 날개에 장착한 FBG 센서의 신호를 측정하고 기록하였다. Fig.
또한, 탑재장비는 MIL-STD-1553B 데이터 버스[8]을 통하여 항공기 항전시스템으로 부터 주요 비행 파라미터를 획득하고, 구조 응답신호와 함께 동기화하여 저장하는 기능이 있다. 주요 비행 파라미터는 시간, 자세정보, 받음각 및 위치정보, 속도 및 가속도 정보, 조종면 위치정보, 착륙장치 상태정보, 연료중량정보, 무게중심 정보, 바람속도 정보 등으로 저장된 비행 파라미터로 항공기 구조의 하중추정이 가능하도록 선정하였다.
또한 주익에서 발생하는 구조 진동의 측정에도 사용이 가능하다. 특히 하나의 광섬유선으로 20개 지점이상의 다점 측정이 가능한 FBG센서를 사용하였으며, 이러한 센서 특성은 센서 부착으로 인한 신호선 무게를 획기적으로 절감 시킬 수 있다. 또한 광 신호를 사용하므로 전기식 센서의 부착이 불가능한 연료탱크 부위에 적용이 가능하다.
항공기의 구조 응답을 계측하기 위하여 변형률게이지, 가속도계, 광섬유 센서를 기체의 주요 부위에 부착하였다. Fig.
복합재 날개구조의 환경구조시험에 선정한 광섬유 센서를 적용하였다. 환경구조시험에서는 저온환경하에서 센서부착방법, 센서간 연결방법 및선처리 방법에 대하여 피로하중 내구도를 검증 하였다. 광섬유 센서는 미국 Micron Optic사의 OS-3200을 사용하였으며, M-Bond AE-10 본드를 주사기를 이용하여 센서를 구조의 정해진 위치에 부착하였다.
대상 데이터
변형률 게이지, 가속도계, 광섬유 센서는 센서모듈과 케이블로 연결되어 기체의 구조 응답을 계측하고 데이터 처리를 통하여 CF 메모리에 저장된다. 선정된 센서는 군의 항공기 운용 환경조건을 만족 하는 상용 센서를 구매하여 사용하였다. 국내에서 군용 항공기에 적용 사례가 전무한 광섬유 센서에 대해서는 2.
이론/모형
본 탑재장비는 군항공기 운용조건에 대한 환경요구조건을 만족하여야 한다. 개발장비의 환경 요구도 만족을 입증하기 위한 상세 시험의 종류와 시험방법은 관련 군사규격서 MIL-STD-810G [9]를 적용하였으며, Table 2와 같다. 표에서 수록된 6개의 환경시험은 군항공기 장착을 위하여 요구되는 필수적인 시험으로 공인된 시험기관에서 시험을 수행하여 요구도를 만족함을 입증하였다.
성능/효과
본 개발 장비를 사용하면 획득한 비행 파라미터로 부터 구조의 정적하중을 추정할수 있을 뿐 아니라 최대 4 kHz의 샘플링 속도로 비행 기체구조의 응답을 측정하여 구조의 비정상적인 동적 응답이나 이벤트를 측정하고 기록할 수 있다. 또한, 본 시스템에 사용된 광섬유 센서는 한 가닥의 광섬유 케이블로 20 지점 이상의 구조 변형률을 측정할 수 있다. 본 장비의 항공기 장착성 입증을 위하여 6종의 환경시험과 4종의 전자기 적합성시험을 군사규격서에 의하여 수행하였다.
이 시스템은 센서, 탑재장비 및 지상분석 장비로 구성된다. 본 개발 장비를 사용하면 획득한 비행 파라미터로 부터 구조의 정적하중을 추정할수 있을 뿐 아니라 최대 4 kHz의 샘플링 속도로 비행 기체구조의 응답을 측정하여 구조의 비정상적인 동적 응답이나 이벤트를 측정하고 기록할 수 있다. 또한, 본 시스템에 사용된 광섬유 센서는 한 가닥의 광섬유 케이블로 20 지점 이상의 구조 변형률을 측정할 수 있다.
개발장비의 환경 요구도 만족을 입증하기 위한 상세 시험의 종류와 시험방법은 관련 군사규격서 MIL-STD-810G [9]를 적용하였으며, Table 2와 같다. 표에서 수록된 6개의 환경시험은 군항공기 장착을 위하여 요구되는 필수적인 시험으로 공인된 시험기관에서 시험을 수행하여 요구도를 만족함을 입증하였다. Fig.
후속연구
본 장비의 비행적용을 통하여 비행 파라미터와 주요 부위 응력 및 하중방정식과의 상관관계를 분석하고, 비행 파라미터를 이용하여 비행하중을 예측할 수 있는 회귀방정식을 산출하게 된다. 궁극적으로는 이러한 방정식들과 탑재장비에 저장되는 데이터를 이용하여 구조 주요 부위의 축적된 비행 시간별 구조수명을 추정하여 항공기의 운용 및 정비에 활용할 예정이다.
특히 새로이 개발되는 항공기는 항공기 설계상의 모든 임계비행 조건으로 기동을 해야 하며, 이때 예측하지 못한 비정상적인 이벤트가 기체 구조에 발생할 가능성이 있을 수 있으며, 이러한 비정상 이벤트는 비행 파라미터만으로 기체구조 영향성을 판단하기 어렵다. 그러나 본 시스템을 이용하여 비정상 이벤트에 대한 비행체의 거동 및 기체구조의 응답을 동시에 측정함으로서 이러한 이벤트들을 잘못된 경고 (False Alarm) 없이 기체 구조의 정확한 영향성 판단에 적용할 수 있을지 평가할 예정이다.
또한 비행적용을 통하여 항공기에서 있을 수 있는 비정상 이벤트에 대한 본 장비의 유효성을 평가할 계획이다. 특히 새로이 개발되는 항공기는 항공기 설계상의 모든 임계비행 조건으로 기동을 해야 하며, 이때 예측하지 못한 비정상적인 이벤트가 기체 구조에 발생할 가능성이 있을 수 있으며, 이러한 비정상 이벤트는 비행 파라미터만으로 기체구조 영향성을 판단하기 어렵다.
선정된 센서들은 항공기의 특정 위치에 부착되어 비행중 구조하중 측정 및 주요부위 응력/ 변형률 추정에 사용될 예정이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
탑재장비는 어떻게 구성되는가?
탑재장비는 Fig. 1과 같이 전원공급모듈(Power Supply Module), 3종류의 센서모듈, 데이터 처리 모듈(Main Data Processing Module), CF (Compact Flash) 메모리를 갖는 저장모듈 (Recorder Module) 등으로 구성된다. 각 모듈별 센서 수량 및 개략 규격은 Table 1과 같다.
하중 모니터링 시스템은 항공기에서 어떤 것을 측정할 수 있는가?
이 시스템은 항공기에 장착되는 센서와 탑재장비 및 지상에서 운용되는 지상분석장비로 구성된다. 이 시스템을 이용하여 항공기에 작용하는 구조정적하중을 비행파라미터로 추정할 수 있을 뿐 아니라, 정적하중, 동적하중 및 예상치 못한 이벤트에 의한 구조물의 응답을 센서로 측정할 수 있다. 특히 다점 측정이 가능한 광섬유 센서를 사용하였다.
손상허용설계는 무엇인가?
군사규격서 기체구조 건전성 프로그램(ASIP: Aircraft Structural Integrity Program)[1]에 의하면 항공기 구조는 개발 단계에서 가정한 설계 하중/환경 스펙트럼 (Design Load/Environment Spectrum)에 대하여 목표로 설정한 설계수명 (Design Service Life)을 갖도록 설계하고 이를 해석과 시험으로 입증하여야 한다. 개발 단계에서 거의 대부분의 항공기 구조는 손상허용설계 (Damage Tolerance Design)를 적용하며, 이는 항공기가 제작된 시점부터 검사가 불가능한 여러 종류의 손상이 항공기 구조에 존재하며, 이러한 구조 손상들이 항공기가 운용되면서 성장한다고 가정하고 항공기 구조를 개발하는 개념이다[2]. 따라서 적절한 검사주기, 검사방법 및 수리방법 등이 개발단계에서부터 구조설계와 시험 결과에 의거하여 결정되고 제시되어야 한다.
참고문헌 (12)
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DeGarmo, M., and Nelson, G. M., "Prospective Unmanned Aerial Vehicle Operations in the Future National Airspace System." Proceedings of AIAA 4th Aviation Technology, Integration and Operations Forum, 2004.
Neubauer M., Gunteher G., and Fullhas K., "Structural Design Aspects and Criteria for Military UAV," RTO-MP-AVT 145 UAV Design Processes and Criteria, 2007.
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