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문제 정의
- 본 논문에서는 무인항공기 신뢰성 향상에 기여하기 위한 이중화 대기자료시스템 설계 및 통합 결과를 크게 두 부분으로 나누어 기술하였다. 2장에서는 대상 무인항공기를 위한 대기자료시스템 요구도를 정의하고, 그에 따른 이중화 구조 및 구성품 연동과 운용 설계 결과를 기술하였다.
- 무인항공기 대기자료시스템은 비행 필수 요소로서의 수준 높은 신뢰성을 보장하면서 개발 기간과 비용은 줄여나가야 하는 당면 과제를 안고 있다. 본 논문에서는 이러한 요구를 만족시키기 위해서 이중화 대기자료시스템 상세설계를 제안하고 이에 적합한 단계별 검증 절차를 정립하였으며 적용 사례로부터 제시된 방안에 대한 유효성을 확인하였다.
- 본 장에서는 상세설계 결과로 구현된 대기자료시스템을 무인항공기에 통합하기 위한 절차 수립 결과를 기술하였다. 먼저 대기자료시스템의 무인항공기 체계 통합 과정은 Fig.
제안 방법
- 본 연구에서는 2회의 최초안전비행 동안 Figs. 9-10과 같이 비행 영역을 확장하면서 대기자료시스템의 기능 및 성능을 평가하였다. 양산용 대기자료센서에 대해서는 비행제어컴퓨터 연산을 통해 전산유체해석을 통한 위치오차 보정을 우선 반영하였다.
- 데이터통신 프로토콜은 항공전자시스템 적용 목적으로 표준화 된 CANaerospace를 채용하였다. 각각의 CAN 버스는 대기자료센서 1대와 이중화 된 비행제어컴퓨터를 직접 연동하여 복합 고장이 발생하는 경우에도 여분의 통신 경로를 통해 대처 가능하도록 하였다. 예를 들면, CAN 버스 및 각 장비 상태가 모두 정상일 때는 FCC#1-ADS#1 및 FCC#2-ADS#2 연동만 운용하고 CCDL을 통해 FCC#1와 FCC#2 간 상태정보를 공유하지만, FCC#1 및 ADS#2 장비가 고장인 경우 FCC#2에서 ADS#1 CAN Bus를 통제하여 ADS#1와 통신을 수행하는 방식이다.
- 장착 위치는 주익에 의한 유동 간섭을 최소화하는 한편, 비행제어컴퓨터(Flight Control Computer, FCC) 및 전원과의 거리 기준을 벗어나지 않도록 고려하여 대칭 구조로 선정한다. 개발 비행시험 간 대기자료 보정을 위해 사용되는 시험용 대기자료센서는 붐 타입의 프로브(Testboom)를 기수에 장착하고 대기자료 연산을 위한 컴퓨터(Air Data Unit, ADU)는 이중화하여 비행제어컴퓨터와 연동하는 방식으로 설계하였다.
- 낙뢰보호필터는 대기자료센서 커넥터에 직접 결합하여 외부에서 유입되는 간접낙뢰 영향으로부터 장비를 보호하는 방식이다. 낙뢰보호필터의 설계 시 대기자료시스템에 요구되는 간접낙뢰 기준 레벨과 커넥터의 핀별 특성에 적합한 소자를 선정해야 하며, 낙뢰보호필터로 인하여 대기자료센서와 비행제어컴퓨터 간 통신에 영향을 주지 않도록 정전용량과 전기적 본딩을 고려하여 설계한다.
- 낙뢰요구도에 대한 설계는 대기자료센서 장비 외부에 낙뢰보호필터를 장착하는 방식으로 구성하였다. 낙뢰보호필터는 대기자료센서 커넥터에 직접 결합하여 외부에서 유입되는 간접낙뢰 영향으로부터 장비를 보호하는 방식이다.
- 대기자료센서는 대기 흐름에 대한 항공기의 상태를 측정하는 것이므로 허용 오차 이내로 정렬이 이루어져야 측정값의 정확도를 보장할 수 있다. 대기자료센서 장착 정렬 검사는 항공기 좌표 대비 상대적인 자세가 중요하기 때문에 레이저 트래커를 이용하여 항공기에 외부 검사점의 위치를 기준으로 절대 좌표에 대한 롤, 피치, 요 축 별 정렬 결과를 측정한다. 대기자료센서 장착 허용 오차는 롤, 피치, 요 방향으로 ±0.
- 대기자료센서 장착 허용 오차는 롤, 피치, 요 방향으로 ±0.5°로 설정하였으며, 주익 제작 치구에서 측정하므로 이후 주익 조립 시 발생하는 주익 비틀림각(피치), 주익 상반각(롤), 주익 붙임각(피치), 주익 젖힘각(요) 오차를 제외한 값으로 선정한다.
- 대기자료시스템의 히터는 외기온도(Outside Air Temperature, OAT)와 항공기 접지 상태(Weight On Wheel, WOW)에 따라서 동작 여부를 결정하는 자동모드를 반영하여 Fig. 5와 같이 상태전이 조건을 설계하였다. 항공기가 지상에 접지하고 있는 동안에는 대기자료센서 내부 기능에 따라 외기온도에 따라 자체 판단하는 동작 상태를 따른다.
- 지상시험에서는 항공기와 항공기 점검장비를 유선 연동하여 대기자료시스템의 자가진단, 히터 모드 통제 등과 같은 단위 기능뿐만 아니라 이중화 연동, 비상 해제와 같은 체계 운용 기능이 총조립 완료 상태에서 정상 동작하는지를 확인한다. 또한 체계통합실험실의 대기자료시스템 전기적 연동이 항공기와 완전히 동일한 것은 아니므로 지상시험 단계에서 통신 품질 점검을 재수행하고 실험실 환경 점검 대비 차이가 발생하는지 결과를 비교한다. 동정압 시험장비를 이용한 대기자료 출력 확인 시험 항목에서는 점검장비에 시현되는 고도, 속도, 받음각, 옆미끄럼각이 비행제어컴퓨터를 통해 보정식이 반영된 결과이므로 별도 점검표를 통해서 확인한다.
- 운용 적합성을 최종 판단하기 위해서는 비행시험 결과를 분석하여 풍동시험 또는 전산유체해석으로부터 산출된 양산용 대기자료센서의 보정 결과가 운용에 적합한지를 평가하는 과정이 요구된다. 보정에 사용되는 파라미터는 속도, 고도, 받음각, 옆미끄럼각, 착륙장치 형상, 플랩 형상을 포함하고 있으며 비행 조건 대비 국부 유동 특성을 분석하여 보정 테이블을 구성한다. 비행시험을 거듭하여 축적된 자료는 보정 테이블을 최종 확정하기 위한 기반 자료로 활용된다.
- 이 방식은 시험용 대기자료센서 기준 일정한 대기속도로 수평 선회하면서 대기자료센서 및 GPS 출력을 획득하면, 다양한 방위각에서의 지면 속도의 변화를 분석함으로써 진대기속도와 바람 성분을 추출할 수 있게 된다[16]. 본 연구에서는 Fig. 11과 같이 고속 및 저속 조건 선회 기동을 수행하였으며, 각 조건에서의 대기속도 및 바람 정보는 Table 4와 같이 분석되어 시험용 대기자료센서의 속도 보정에 반영하였다.
- 본 연구에서는 추가 보정 여부를 판정하는 기준으로 총 3가지 방식을 적용하였다. 첫 번째는 안전추적기를 활용하는 방법으로 무인항공기와 안전추적기가 동시에 비행하면서 고도 및 속도를 동기화하는 방식이다.
- 비행시험은 대기자료시스템 개발요구도 충족여부를 평가하는 최종 검증 단계이다. 시험계획은 무인항공기 운용 범위와 대기자료 보정에 요구되는 표본 수를 고려하여 수립한다. 최초안전비행에서는 시험용 대기자료센서를 기준으로 비행을 수행하고 조종성을 평가하기 위한 각종 기동을 수행하는 동안 안전추적기를 통해 특이사항 발생 여부를 점검하도록 한다.
- 8과 같이 대기자료센서의 전방과 후방 각 1개소와 장착 패스너 2개소를 포함한 총 4개소를 측정한다. 전방과 후방 2개소를 일직선으로 만들어 피치, 요를 측정하며, 장착 패스너 2개소를 일직선으로 만들어 롤을 측정한다. 측정된 롤, 피치, 요의 오차 값이 허용 오차를 초과하지 않는지 확인하고 만약 허용 오차를 초과할 경우, 추가 오차 발생 원인을 파악하여 대기자료센서의 조립을 수정한다.
- 이러한 자동모드 설계는 대기자료시스템의 히터 구성 및 과열 방지 기능 보유 여부를 고려하여 항공기 운용 환경에 따라 최적화할 수 있다. 전체 임무구간에서 대기자료시스템 방빙히터는 자동모드로 운용하는 것을 기본으로 하지만 기능 점검이나 운용자의 판단에 따라 인가 및 해제가 가능하도록 설계하였다. 히터 상태정보 확인 및 통제를 위한 운용 화면은 Fig.
- 전방과 후방 2개소를 일직선으로 만들어 피치, 요를 측정하며, 장착 패스너 2개소를 일직선으로 만들어 롤을 측정한다. 측정된 롤, 피치, 요의 오차 값이 허용 오차를 초과하지 않는지 확인하고 만약 허용 오차를 초과할 경우, 추가 오차 발생 원인을 파악하여 대기자료센서의 조립을 수정한다.
대상 데이터
- 양산용 대기자료센서는 비행제어컴퓨터와 CAN 버스 방식으로 네트워크를 구성하였다. 데이터통신 프로토콜은 항공전자시스템 적용 목적으로 표준화 된 CANaerospace를 채용하였다. 각각의 CAN 버스는 대기자료센서 1대와 이중화 된 비행제어컴퓨터를 직접 연동하여 복합 고장이 발생하는 경우에도 여분의 통신 경로를 통해 대처 가능하도록 하였다.
- 양산용 대기자료센서는 비행제어컴퓨터와 CAN 버스 방식으로 네트워크를 구성하였다. 데이터통신 프로토콜은 항공전자시스템 적용 목적으로 표준화 된 CANaerospace를 채용하였다.
- 항공기 기체 정렬 검사에 소요되는 검사점은 치구 기준점과 외부 검사점으로 구분된다. 치구 기준점은 기체구조 조립 치구에서 정확한 위치가 정의된 구조 중에서 선정하며, 외부 검사점의 위치 선정은 Fig. 8과 같이 대기자료센서의 전방과 후방 각 1개소와 장착 패스너 2개소를 포함한 총 4개소를 측정한다. 전방과 후방 2개소를 일직선으로 만들어 피치, 요를 측정하며, 장착 패스너 2개소를 일직선으로 만들어 롤을 측정한다.
성능/효과
- 속도 및 받음각의 경우 양산용 대기자료센서가 시험용 대기자료센서보다 일정 비율 높게 측정된 것을 볼 수 있다. 당시 안전추적기의 속도 추종을 통해서 해당 오차는 시험용 대기자료센서에서 발생하는 위치 오차임을 확인하였으며, 받음각의 경우 수평비행 시 피치 자세까지 비교한 결과 시험용 대기자료센서를 기준으로 양산용 대기자료센서의 받음각에 대한 보정이 필요함을 식별하였다.
- 첫째는 경고 발생 전후 항공기 거동을 고려할 때 운용자가 이중화 대기자료센서 중 어느 하나를 정상이라고 판단할 수 있는 경우이며, 이때는 수동 채널 선택 기능을 이용해 운용자가 직접 제어법칙에서 사용할 대기자료를 선택한다. 둘째는 대기자료 상태가 급변하여 이중화 대기자료센서 모두 비정상이라고 판단되는 경우로, 이때는 신속하게 비상 대기자료시스템 해제 기능을 인가함으로써 비정상 대기자료 상태정보가 제어법칙에 입력되어 불안정한 항공기 기동이 유발되는 것을 방지한다. 비상 대기자료시스템 해제 기능을 유지하면서 점검 비행을 수행하는 동안 경고 상황이 해소되면 해제 기능을 풀고 다시 항공기를 정상 운용한다.
- 안전추적기의 대기자료 출력은 사전에 보정이 완료된 상태이므로 비행을 수행하면서 고도 및 속도에 대해 무인항공기 대기자료시스템의 정확도를 바로 확인할 수 있다는 장점을 갖는다. 본 연구의 최초안전비행에서는 안전추적기의 고도 및 속도 추종을 통해 시험용 대기자료센서의 고도는 정확하게 측정되나 속도는 계속 낮게 측정됨을 운용 중 확인하였다.
- 양산용 대기자료센서에 대해서는 비행제어컴퓨터 연산을 통해 전산유체해석을 통한 위치오차 보정을 우선 반영하였다. 시험 결과 전 비행구간에서 시험용 대기자료센서 출력 대비 양산용 대기자료센서의 고도 및 옆미끄럼각은 편차가 허용 수준 이내임을 확인하였다. 속도 및 받음각의 경우 양산용 대기자료센서가 시험용 대기자료센서보다 일정 비율 높게 측정된 것을 볼 수 있다.
후속연구
- 차기 무인항공기 대기자료시스템 개발 시 대상 항공기의 특성을 고려하여 세부적인 설계 보완이 필요할 것이나 본 연구 결과를 통해 기본적인 성능 및 신뢰성 요구도에 부합하는 설계안을 신속하게 마련할 수 있을 뿐만 아니라 통합 과정에서 시행오차를 방지함으로써 개발 기간 단축과 비용 절감이라는 효과를 달성할 수 있을 것으로 기대된다.
- 한편 통합 단계에서는 대기자료시스템 각 구성품의 기능 및 내부 연동을 점검할 뿐만 아니라 항공기와 지상통제체계를 통합한 형상에서 모드 전환 및 히터 운용과 같은 기능의 정상 동작과 운용 적합성을 검증하고 비행시험을 통해 대기자료시스템의 출력이 요구 성능을 충족하는지 확인해야 한다. 통합과정에서 고려해야 할 오차는 단품 오차와 위치 오차로 구분되는데 단품에서 발생하는 오차는 센서 개발 및 제작 단계에서 발생하는 오차이며, 위치오차는 유동의 자유흐름에 대한 항공기 표면의 국부 압력 차이에서 발생하는 오차이다[10].
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