[논문]부유시스템을 이용한 유도탄 조종루프 진동저감 성능확인 시험기법

김경환; 박범수; 이현; 김상재; 정재욱

doi:10.9766/kimst.2018.21.5.623

부유시스템을 이용한 유도탄 조종루프 진동저감 성능확인 시험기법
A Test Technique for Performance Evaluation of a Filter and Control Loop on the Missile Vibration using Floating System 원문보기

韓國軍事科學技術學會誌 = Journal of the KIMST, v.21 no.5, 2018년, pp.623 - 629

김경환 (국방과학연구소 제1기술연구본부) , 박범수 (국방과학연구소 제1기술연구본부) , 이현 (국방과학연구소 제1기술연구본부) , 김상재 (국방과학연구소 제1기술연구본부) , 정재욱 (국방과학연구소 제1기술연구본부)

Abstract ▼ AI-Helper

The acceleration and the angular velocity that include natural frequencies of a missile detected by Inertial Measurement Unit(IMU) are transmitted to the control loop of a missile. The control loop command that is calculated using above signals can cause the resonance of the missile while it flies. Hence it is common to adapt the filter and the control loop for attenuating or eliminating the undesired signals such as natural frequencies. This paper introduces the new test technique using a floating system for performance evaluation of the designed filter and the control loop prior to a flight test. The proposed scheme can check out the degradation property of vibration in the filter and the control loop, while the conventional hardware-in-the-loop simulation(HILS) scheme cannot.

주제어

표/그림 (20)

그림 Fig. 1. The missile flight control loop
그림 Fig. 2. Configuration of HILS
그림 Fig. 3. Mode shape test of missile fuselage
그림 Fig. 4. Natural frequency of pitch direction
그림 Fig. 5. Natural frequency of yaw direction
그림 Fig. 6. FRF of fin drive part of the missile
그림 Fig. 7. Low pass filter for attenuating noise
그림 Fig. 8. Rate gains of pitch/yaw/roll
그림 Fig. 9. Floating system for vibration loop test
그림 Fig. 10. The vibration loop including vibration property
그림 Fig. 11. Comparison of two low-pass filters
그림 Fig. 12. The rate gains of pitch and yaw
그림 Fig. 13. The roll-rate gain
표 Table 1. Test Models for performance test
그림 Fig. 14. Roll-rate
그림 Fig. 15. Pitch-rate
그림 Fig. 16. Yaw-rate
그림 Fig. 17. Fin actuator command
그림 Fig. 18. Fin actuator response
그림 Fig. 19. FFT result of fin actuator responses

AI 본문요약
AI-Helper

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문제 정의

본 논문에서는 기존 HILS에서 확인할 수 없었던 필터와 조종루프의 진동저감 특성을 확인할 수 있는 새로운 시험방법을 제안한다. 조립이 완료된 유도탄을 부유시스템(Floating System)으로 구성한 후, 비행을 하지 않는 상태에서도 필터와 조종루프가 동작할 수 있도록 진동루프(Vibration Loop)를 구성함으로써, 진동신호에 대한 필터와 조종루프의 진동저감 성능확인이 가능함을 확인하였다.
본 논문에서는 설계된 필터와 조종루프를 조립이 완료된 유도탄에 탑재하여 진동에 대한 성능을 검증할 수 있는 새로운 시험기법을 제안한다. 비행하지 않는 상태에서 필터와 조종루프가 동작할 수 있도록 진동루프를 설계하고 조립이 완료된 유도탄을 크레인에 매달아 놓은 부유시스템에 이를 적용하여 필터와 조종루프의 진동저감 성능을 확인하였다.

제안 방법

조종루프 및 필터의 설계에 앞서, 유도탄의 고유 진동수 및 진동 모드 예측을 위해서 유도탄 동특성 시험을 수행하였다. Fig. 3과 같이 유도탄 기체에 가속도 센서를 설치하였으며, 랜덤 가진기를 통해 진동 외란을 인가하고, 이에 따른 가속도 출력을 측정하고 분석을 수행하였다. 이때 동체 축방향으로 장착한 5개가속도 센서는 전기체 동특성 분석에 사용되었으며, 구동부의 원주 방향 및 날개의 54개 가속도 센서는 구동부 국부 동특성 분석에 사용되었다.
일반적으로 동특성 시험을 통하여 유도탄의 고유진동수를 측정하여 저주파통과 필터(또는 노치필터)를 조종루프에 반영한다. 그리고 HILS를 통하여 성능을 검증한 후 비행시험을 수행한다. 그러나 HILS에서는 비행 시 발생할 수 있는 유도탄의 진동현상을 모사할 수가 없기 때문에 설계된 필터와 조종루프가 진동특성에 실제로 적절히 대응하는 지를 확인할 수는 없다.
본 논문에서 제시하는 시험기법의 특징은 별도의 외부 가진을 입력하지 않아도 조종루프에서 산출한 구동명령 δFc에 의한 날개구동에 의해 기체가 진동을 하고 이를 IMU가 감지하여 다시 조종루프에 입력되도록 진동루프를 구성하여 유도탄 기체의 공진모드재현여부를 확인하는 것이다
본 논문에서는 설계된 필터와 조종루프를 조립이 완료된 유도탄에 탑재하여 진동에 대한 성능을 검증할 수 있는 새로운 시험기법을 제안한다. 비행하지 않는 상태에서 필터와 조종루프가 동작할 수 있도록 진동루프를 설계하고 조립이 완료된 유도탄을 크레인에 매달아 놓은 부유시스템에 이를 적용하여 필터와 조종루프의 진동저감 성능을 확인하였다.
설계된 필터 및 조종루프의 진동 저감 성능을 확인하기 위해서 유도탄의 자유비행(Free flight)상태를 최대한 모사할 수 있도록 Fig. 9와 같이 유도탄 무게중심 전/후방에 탄성과 강도를 갖춘 케이블을 연결하고 비행 중 외란에 의한 유도탄 동특성이 발생될 수 있도록 유도탄을 천장에 매달아서 부유시스템을 구현하였다. 유도탄은 실제 비행시험을 수행하기 위한 것으로 IMU, GCU, 날개 구동장치, 추진기관 및 통신장치 등 모든 장비들이 탑재되어 있다.
설계된 필터와 조종루프가 진동에 대하여 적절히 동작하는 지를 판단하기 위해서 Table 1과 같이 두 종류의 필터와 제어기를 설계하였다. Filter2는 Fig.
8과 같이 비행시간에 따라 동작해야 하기 때문이다. 여기서 궤적정보는 6DOF(Degree of Freedom) 시뮬레이션 프로그램을 실행하여 얻은 것이다.
유도탄 고유진동수 성분을 완전히 제거할 수 없는 차단주파수를 가진 필터와 조종루프로 구성된 모델과 실제 비행시험에 적용될 필터와 조종루프로 구성된 모델에 대해 각각 비교시험을 수행하였다. 고유진동 주파수가 완전히 제거되지 않는 모델의 경우, 외부 가진 요인이 없음에도 자체 진동루프에 의해 유도탄에 진동이 발생함을 확인했다.
조종루프 및 필터의 설계에 앞서, 유도탄의 고유 진동수 및 진동 모드 예측을 위해서 유도탄 동특성 시험을 수행하였다. Fig.

대상 데이터

3과 같이 유도탄 기체에 가속도 센서를 설치하였으며, 랜덤 가진기를 통해 진동 외란을 인가하고, 이에 따른 가속도 출력을 측정하고 분석을 수행하였다. 이때 동체 축방향으로 장착한 5개가속도 센서는 전기체 동특성 분석에 사용되었으며, 구동부의 원주 방향 및 날개의 54개 가속도 센서는 구동부 국부 동특성 분석에 사용되었다.

성능/효과

이에 반해 진동 저감을 위한 Case1의 Filter1과 Controller1은 유도탄의 전기체 및 구동부의 국부 진동모드에 대한 진동감쇠가 잘 동작함을 알 수 있다. HILS를 통해서 성능이 확인된 Case2가, 본 논문에서 제안된 시험을 통해서 실제 비행 시 발생되는 진동에 적절히 대처하지 못함을 확인함으로써 제안한 시험기법의 유효성을 확인하였다.
Filter2와 Controller2를 적용한 Case 2에서는 외부의 가진 요인이 없음에도 불구하고, 자체 진동루프에 의해서 구동 명령이 진동하는 현상을 확인할 수 있었다. 구동명령에 따라 날개구동기가 동작할 때 생성되는 유도탄 고유진동수를 포함하는 진동외란이 IMU로 입력되었으며, 조종루프는 고유진동수 성분을 적절히 감쇠하지 못한 채 구동 명령을 생성함으로써 구동 명령이 증폭되는 결과를 보였다. 반면에, Case1의 Filter1과 Controller1은 IMU로부터 주어지는 롤/피치/요 방향 각속도에서 진동을 유발하는 주파수를 제거하고 동시에 큰 구동명령도 산출하지 않음을 볼 수 있다.
고유진동 주파수가 완전히 제거되지 않는 모델의 경우, 외부 가진 요인이 없음에도 자체 진동루프에 의해 유도탄에 진동이 발생함을 확인했다. 따라서 제안하는 시험기법이 비행 전, 설계된 필터와 조종루프의 유도탄 비행진동저감 성능확인에 유효한 방법임을 확인하였다.
4~6에 나타내었다. 유도탄 전기체의 피치(Pitch)모드는 84.7 Hz, 요(Yaw)모드는 81.37 Hz와 86.33 Hz에 고유주파수가 존재하고, 구동날개가 부착되는 유도탄 구동부의 국부 고유주파수는 59~73 Hz의 넓은 영역에 존재하는 것을 확인하였다.
본 논문에서는 기존 HILS에서 확인할 수 없었던 필터와 조종루프의 진동저감 특성을 확인할 수 있는 새로운 시험방법을 제안한다. 조립이 완료된 유도탄을 부유시스템(Floating System)으로 구성한 후, 비행을 하지 않는 상태에서도 필터와 조종루프가 동작할 수 있도록 진동루프(Vibration Loop)를 구성함으로써, 진동신호에 대한 필터와 조종루프의 진동저감 성능확인이 가능함을 확인하였다.

후속연구

필터는 조종루프의 여유(Margin)에 영향을 주므로, 공진을 방지함과 동시에 안정적인 조종성능을 유지하기 위해서 필터 및 조종루프의 최적 설계가 중요하다. 따라서 저주파통과 필터(또는 노치필터)와 조종루프의 진동저감 성능을 비행시험 전에 반드시 확인할 필요가 있다. 일반적인 유도탄 비행루프는 Fig.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	IMU의 역할은 무엇인가?	유도탄은 비행 시 추진기관의 연소진동, 공력진동 등 다양한 외란 환경에 노출된다. IMU는 유도탄의 진동 성분이 포함된 가속도와 각속도를 감지하여 GCU(Guidance & Control Unit)로 신호를 전달하고 GCU는구동명령을 산출하여 날개구동기를 동작시킨다. 유도탄의 고유진동수 성분이 구동명령에 포함될 경우, 구동기 응답에 의해 유도탄 공진현상이 발생되며, 이러한 현상이 지속될 경우 안정적인 비행이 불가능하다.
	유도탄이 비행시 노출되는 환경은 무엇인가?	유도탄은 비행 시 추진기관의 연소진동, 공력진동 등 다양한 외란 환경에 노출된다. IMU는 유도탄의 진동 성분이 포함된 가속도와 각속도를 감지하여 GCU(Guidance & Control Unit)로 신호를 전달하고 GCU는구동명령을 산출하여 날개구동기를 동작시킨다.
	본 논문에서 제시한, 필터와 조종루프의 진동저감 특성을 확인할 수 있는 새로운 시험방법의 내용은 무엇인가?	본 논문에서는 기존 HILS에서 확인할 수 없었던 필터와 조종루프의 진동저감 특성을 확인할 수 있는 새로운 시험방법을 제안한다. 조립이 완료된 유도탄을 부유시스템(Floating System)으로 구성한 후, 비행을 하지 않는 상태에서도 필터와 조종루프가 동작할 수 있도록 진동루프(Vibration Loop)를 구성함으로써, 진동신호에 대한 필터와 조종루프의 진동저감 성능확인이 가능함을 확인하였다.

참고문헌 (5)

S. K. Chaudhuri, G. Venkatachalam, and M. Prabhakar, "Hardware-in-Loop Simulation for Missile Guidance & Control Systems," Defence Science Journal, Vol. 47, No. 3, W. pp. 343-357, July 1997.

상세보기
B. C. Sun, Y. K. Park, and W. R. Roh, "Hardware In the Loop Tests for Upper Stage Control Systems for Korean Space Launch Vehicle," International Conference on Control, Automation and Systems 2007, Oct. 17-20, 2007 in COEX, Seoul, Korea, pp. 2313-2318.
A. L. Greensite, "Control Theory Vol. III, Analysis and Design of Space Vehicle Flight Control Systems," Spartan Books, 1970.
Patricia A. Hawley and Ross A. Blauwkamp, "Six-Degree-of-Freedom Digital Simulations for Missile Guidance, Navigation, and Control," Johns Hopkins APL Technical Digest, Vol. 29, No. 1, pp. 71-84, 2010.
B. C. Kuo, "Automatic Control Systems," Prentice Hall 5th Edition, 1987.

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동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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