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문제 정의
- 그리고 시험 중 체계가 제어불능상태에 빠지더라도 인명과 시험체의 안전을 최대한 확보할 수 있도록 하는 데그 목적이 있었다.
- 대한항공은 이와 같은 예측 수요에 기반하여 자체 투자로 500MD 헬리콥터를 완전 무인 헬리콥터로 개발함으로써 미래 수요에 대응하는 유인 헬리콥터의 무인화 기술을 축적하고자 하였다. 개발은 3단계(제자리 비행/기동비행/임무비행)에 걸쳐 수행하는 것으로 계획되었으며, 본 논문에서 다룰 1단계 목표인 제자리 비행은 외부조종사의 원격 조종에 따라 제자리 비행을 수행하는 것으로 설정하였다.
- 따라서 지상시험 단계에서는 엔진 원격시동 후 엔진 가동상태에서 기본기 및 탑재장비의 건전성을 확인하고, Collective, Cyclic, Directional 작동기를 일정 범위내에서 구동하며 메인로터와 테일로터의 추력을 측정하여 조종계통 튜닝 및 검증을 위한 데이터를 수집하고자 하였다.
- 본 논문에서는 500MD 헬리콥터를 무인화하기 위해 순차적으로 수행한 500MD 헬리콥터의 감항성 회복 과정, 무인화 개조 과정, 체계통합과정 그리고 통합된 시스템을 검증하는 지상시험 및 비행안전성 입증 과정과 최종적으로 이러한 각 과정을 거쳐 개발된 무인 헬리콥터가 목표한 제자리비행을 수행한 사례를 소개하고자 한다.
- 그러나 서론에서 언급하였듯이 본 개발에서 사용한 500MD 기체는 정비메뉴얼에 따른 감항유지가 수년간 이루어지지 않아 더 이상 감항성 유지의 요건을 갖추지 못하였으므로 창급정비를 수행 후 비행시험을 통하여 유인기 상태의 감항성을 먼저 회복하는 것이 필요하였다. 이 과정의 목적은 개발 대상 헬리콥터의 기체가 감항성에 문제가 없다는 것을 증명함으로써 무인화 개조 후에는 새로 장착된 무인화 시스템에 대한 부분만 감항성 확인을 받고자 한 것이다.
제안 방법
- 1번: 엔진 원격시동기능은 지상전원공급장치(Ground Power Unit, GPU)와 자체 배터리를 이용하여 점검하였다. 수회의 반복 시험 결과 원격시동 기능이 정상적으로 작동한다는 것과 엔진이 Ground Idle 상태에 있을 때의 진동 조건에서 기체 비 개조 부분과 탑재 장비 모두 정상적으로 작동함을 확인하였다.
- 3번: 엔진 Flight Idle, 상태에서 Collective를 증가시킴에 따라 Directional 위치를 변화시켜 Yaw 축 트림 값을 확인하였다.
- 4번: 엔진 Flight Idle에서 Collective를 증가시킴과 동시에 Yaw 트림을 맞추고 Pitch방향으로 메인로터 허브를 작동시켜 각 상태에서 메인로터 추력 성분을 확인하였다.
- 5번: 지상시험 4와 동일한 절차로 Roll방향으로 메인로터 허브를 작동시켜 메인로터 추력성분을 확인하였다.
- 7번: 시험 6에서 찾은 데이터를 비행 제어시스템에 장입하고 Collective를 상승시킴에 따라 Roll, Pitch, Directional이 설정한 값에 맞추어짐에 따라 기체가 트림 상태를 유지하는지를 확인하였다.
- 기술을 축적하고자 하였다. 개발은 3단계(제자리 비행/기동비행/임무비행)에 걸쳐 수행하는 것으로 계획되었으며, 본 논문에서 다룰 1단계 목표인 제자리 비행은 외부조종사의 원격 조종에 따라 제자리 비행을 수행하는 것으로 설정하였다.
- 개조 후 비행체의 무게중심(Center of Gravity, C.G)을 맞추기 위해 조종사석과 부조종사석 구조물 위에 무게추(BalancingWeight)를 장착하였다.
- 안전줄 시험치구의 경우 500MD 로터 축에 직접 연결되며, 로터 회전 시 안전줄이 꼬이는 것을 방지하기 위해 내부에 베어링을 장치하였다. 댐퍼시스템은 시험 중 엔진 정지등과 같은 비상상황 시 비행체가 낙하 충격으로 해 입을 수 있는 손상을 최소화하기 위해 설계, 장착하였다. 장력유지부는 비행체가 상하운동을 하더라도 장착부 윗단의 로프가 로터에 접촉하는 것을 방지하기 위해 안전줄이 항상 일정한 장력을 유지할 수 있도록 로프 무게만큼의 중량체를 도르래와 함께 설치하는 방식으로 설계, 장착되었다.
- 먼저, 비행체통합은 비행체에 점검장비를 연결하여 Table 2의 7개 항목에 대한 점검을 수행하는 것으로 진행하였다.
- 3과같이 설계하였다. 메인로터와 테일로터 추력을 측정하기 위해서 지상시험치구 내부에 수직방향 로드셀 4 개와 Yaw 방향 로드셀 1개를 설치하여 Collective 증가에 따른 메인로터의 추력과 테일로터의 추력을 측정하였다.
- 본 개발에서 사용한 창급정비 절차는 위 Table 1의 표준 절차를 따르되 제자리 비행만을 수행한다는 1 단계 개발목표에 맞추어 최소한의 수준에서 감항성을 회복할 수 있도록 조율하였다.
- 이후 외부조종사의 조종에 따라 비행안정성을 확인하고, 필요한 경우 비행 제어시스템의 튜닝이 이루어졌다. 비행제어시스템의 튜닝은 총 9쏘티에 걸쳐 진행되었으며 제자리 비행이 가능하다고 판단된 이후 안전줄을 장착한 상태에서 이륙시험을 2쏘티 실시하였다. 마지막으로 이륙, 제자리비행, 착륙까지의 절차를 모두 안전줄이 장착된 상태에서 수행하였으며, 안전줄장비 없이 본 개발의 목표인 무인 헬리콥터의 이륙 및 제자리 비행 수행이 가능하다는 외부조종사의 판단에 따라 안전줄시험을 종료하였다.
- 시스템이 설계한 비상상황 절차대로 작동하는지에 대한 검증은 엔진 운전 상황 하에서도 필요하기 때문에 지상시험 및 안전줄시험 단계에서도 비상상황 절차를 모의, 검증하였다.
- 안전줄 시험은 랜딩 스키드 기준 지면고도 5m 이상에서 무인 헬리콥터를 외부조종사가 직접 조종하여 수행하였다. 먼저 지상에서 Flight Idle까지 엔진 회전수를 올린 후 크레인으로 기체를 들어올려 시험 위치까지 이동하였다.
- 안전줄운용을 위한 크레인은 이동식 타워크레인을 활용하였으며, 비상시 발생할 수 있는 충격하중 등을 고려하여 Fig. 5와 같이 암(Arm) 중간 부분에 무인헬리콥터를 설치하였다.
- 먼저 지상에서 Flight Idle까지 엔진 회전수를 올린 후 크레인으로 기체를 들어올려 시험 위치까지 이동하였다. 이후 외부조종사의 조종에 따라 비행안정성을 확인하고, 필요한 경우 비행 제어시스템의 튜닝이 이루어졌다. 비행제어시스템의 튜닝은 총 9쏘티에 걸쳐 진행되었으며 제자리 비행이 가능하다고 판단된 이후 안전줄을 장착한 상태에서 이륙시험을 2쏘티 실시하였다.
- 댐퍼시스템은 시험 중 엔진 정지등과 같은 비상상황 시 비행체가 낙하 충격으로 해 입을 수 있는 손상을 최소화하기 위해 설계, 장착하였다. 장력유지부는 비행체가 상하운동을 하더라도 장착부 윗단의 로프가 로터에 접촉하는 것을 방지하기 위해 안전줄이 항상 일정한 장력을 유지할 수 있도록 로프 무게만큼의 중량체를 도르래와 함께 설치하는 방식으로 설계, 장착되었다.
- 지상시험치구는 유효한 시험데이터 및 비상시 인원과 시험체의 안전을 확보할 수 있도록 지면효과, 비행체 사이즈, 메인로터 추력 등을 고려하여 Fig. 3과같이 설계하였다. 메인로터와 테일로터 추력을 측정하기 위해서 지상시험치구 내부에 수직방향 로드셀 4 개와 Yaw 방향 로드셀 1개를 설치하여 Collective 증가에 따른 메인로터의 추력과 테일로터의 추력을 측정하였다.
- 창급정비 절차 중 L Phase까지 완료된 기체는 정비시험비행 절차[5]에 따라 조종사가 5.2시간 동안 기능점검 비행을 수행하였다. 지상점검을 포함, 비행을 거치며 엔진, 연료, 전기, 계기계통에 대한 작동상태, 로터 트랙킹 & 밸런싱 등을 점검하였고 모두 매뉴얼 상 규정하고 있는 정상 값 이내임을 확인하였다.
- 성능이 정상임을 확인하였다. 추가적으로 지상시험치구에 계측장비를 장착하여 메인로터 및 테일 로터의 추력을 측정함으로써 안정적으로 이륙할 수 있는 메인로터 트림 값을 확보하였다. 안전줄 시험에서는 안전줄 장비를 활용하여 실제 제자리 비행 상태에서 비행 제어시스템 튜닝 및 조종사 관숙을 수행함으로써 안전줄 장비를 활용한 비행제어시스템 튜닝 및 비행 안전성 확인 기법이 유효한 방법임을 확인하였다.
- 더하여, 신뢰도가 높은 운동모델을 보유하고 있다. 하여도 비행안전성을 최종적으로 검증하기 위해서는 OPV를 활용하는 것이 일반적이나 본 개발에서는 OPV를 활용하지 않기로 함에 따라 이 두 가지를 동시에 그리고 안전이 확보된 상태에서 해결할 수 있는 방법이 필요하였다.
대상 데이터
- 6번: 3~5를 통합한 형태로 수행되어 Collective를 변화시킴에 따른 기체 트림상태를 찾기 위한 Roll, Pitch, Directional방향 추력 데이터를 수집하였다.
- 무인 헬리콥터 체계는 Fig. 2와 같이 비행체 1대, 지상체 1대로 구성되었으며 데이터링크장비는 비행체와 지상체에 각각 포함되었다.
성능/효과
- 1번에서 7번 점검과정을 통해 비행체 수준에서는 모든 장비가 설계한 대로 이상 없이 기능을 수행하고 있음을 확인하였다.
- 1번에서 7번 점검과정을 통해 체계 수준에서 데이터링크 연결을 포함하여 모든 장비가 설계한 대로 기능을 수행하고 있음을 확인하였다.
- 2번: 엔진이 Flight Idle 상태에 있을 때의 진동 조건에서 탑재장비와 비 개조 부분 모두 정상적으로 작동함을 확인하였다.
- 결과적으로 지상시험에서는 체계통합단계에서 확인할 수 없었던 엔진 가동 조건에서 각 장비의 정상작동 여부 및 기체가 제자리 비행 상태에서 트림을 유지하기 위한 메인로터시스템 기구의 위치 값을 파악할 수 있었다.
- 특히, 원천데이터를 확보하기 어려운 헬리콥터를 안전줄을 활용하여 비행제어시스템을 튜닝하고 비행 안전성을 확인한 것은 1ton급에서는 첫 사례로서 유사한 여건의 중량급 헬리콥터 비행제어시스템을 개발하고 비행안전성을 검증하는데 있어 새로운 방법을 제시하였다는 점에서 의미가 있다. 또한 이와 같은 방법으로 확보한 데이터를 활용하여 비행영역 확장 시 필요한 데이터를 확보할 수 있다는 것도 확인하였다.
- 비행제어시스템의 튜닝은 총 9쏘티에 걸쳐 진행되었으며 제자리 비행이 가능하다고 판단된 이후 안전줄을 장착한 상태에서 이륙시험을 2쏘티 실시하였다. 마지막으로 이륙, 제자리비행, 착륙까지의 절차를 모두 안전줄이 장착된 상태에서 수행하였으며, 안전줄장비 없이 본 개발의 목표인 무인 헬리콥터의 이륙 및 제자리 비행 수행이 가능하다는 외부조종사의 판단에 따라 안전줄시험을 종료하였다.
- 본 500MD 헬리콥터의 무인화 개발 사업에서는 장시간 사용하지 않은 기체를 창급정비 후 절차에 따라 시험비행을 수행함으로써 창급정비를 활용한 감항성 회복 절차가 유용함을 확인하였고, 지상시험 시개발된 시험용 치구를 활용하여 안전이 확보된 상태에서 개조 이후 기체의 기본기 및 탑재장비의 기능 및 성능이 정상임을 확인하였다. 추가적으로 지상시험치구에 계측장비를 장착하여 메인로터 및 테일 로터의 추력을 측정함으로써 안정적으로 이륙할 수 있는 메인로터 트림 값을 확보하였다.
- 수회의 반복 시험 결과 원격시동 기능이 정상적으로 작동한다는 것과 엔진이 Ground Idle 상태에 있을 때의 진동 조건에서 기체 비 개조 부분과 탑재 장비 모두 정상적으로 작동함을 확인하였다.
- 추가적으로 지상시험치구에 계측장비를 장착하여 메인로터 및 테일 로터의 추력을 측정함으로써 안정적으로 이륙할 수 있는 메인로터 트림 값을 확보하였다. 안전줄 시험에서는 안전줄 장비를 활용하여 실제 제자리 비행 상태에서 비행 제어시스템 튜닝 및 조종사 관숙을 수행함으로써 안전줄 장비를 활용한 비행제어시스템 튜닝 및 비행 안전성 확인 기법이 유효한 방법임을 확인하였다.
- 엔진의 경우 일부 콤포넌트에 대한 오버홀 시점이 도래하여 점검 후 해당 부품을 교체하였고, 성능 검사를 통해 이상 없음을 확인하였으며 엔진 정비업체로부터 성능검사서를 발부받아 안전성을 입증하였다.
- 2시간 동안 기능점검 비행을 수행하였다. 지상점검을 포함, 비행을 거치며 엔진, 연료, 전기, 계기계통에 대한 작동상태, 로터 트랙킹 & 밸런싱 등을 점검하였고 모두 매뉴얼 상 규정하고 있는 정상 값 이내임을 확인하였다. 최종적으로 비행승무원(시험비행조종사)이 해당 기체가 안전한 운용 상태에 있음을 승인함에 따라 군용항공기의 감항인증 유지를 위한 감항성 원칙[1]에 의거 개조대상 기체의 감항성이 회복되었음을 확인하였다.
- 지상점검을 포함, 비행을 거치며 엔진, 연료, 전기, 계기계통에 대한 작동상태, 로터 트랙킹 & 밸런싱 등을 점검하였고 모두 매뉴얼 상 규정하고 있는 정상 값 이내임을 확인하였다. 최종적으로 비행승무원(시험비행조종사)이 해당 기체가 안전한 운용 상태에 있음을 승인함에 따라 군용항공기의 감항인증 유지를 위한 감항성 원칙[1]에 의거 개조대상 기체의 감항성이 회복되었음을 확인하였다.
- 최종적으로 안전줄을 제거한 상태에서 외부 조종사의 조종에 따라 무인 500MD 헬리콥터가 이륙 및 제자리 비행을 성공함으로써 본 개발 과정에 적용한 감항성 회복, 체계통합, 지상시험과 안전줄시험을 통한 비행 안전성 검증 방법이 전체적으로 유효함을 확인하였다. 특히, 원천데이터를 확보하기 어려운 헬리콥터를 안전줄을 활용하여 비행제어시스템을 튜닝하고 비행 안전성을 확인한 것은 1ton급에서는 첫 사례로서 유사한 여건의 중량급 헬리콥터 비행제어시스템을 개발하고 비행안전성을 검증하는데 있어 새로운 방법을 제시하였다는 점에서 의미가 있다.
후속연구
- 4)[4]에 따른 정비가 이루어지고 있는 경우, 감항성 또한 유지하고 있는 것으로 간주한다. 그러나 서론에서 언급하였듯이 본 개발에서 사용한 500MD 기체는 정비메뉴얼에 따른 감항유지가 수년간 이루어지지 않아 더 이상 감항성 유지의 요건을 갖추지 못하였으므로 창급정비를 수행 후 비행시험을 통하여 유인기 상태의 감항성을 먼저 회복하는 것이 필요하였다. 이 과정의 목적은 개발 대상 헬리콥터의 기체가 감항성에 문제가 없다는 것을 증명함으로써 무인화 개조 후에는 새로 장착된 무인화 시스템에 대한 부분만 감항성 확인을 받고자 한 것이다.
- 퇴역 중에 있다. 하지만 기체 운용 시간은 기골 설계수명 대비 절반 정도로, 무인화 개조 후 적절한 정비가 이루어진다면 향후 약 1만 시간 이상 운용이 가능할 것으로 예상된다. 그러므로 500MD 헬리콥터의 기체를 무인화할 경우 경제적인 비용으로 무인헬리콥터를 개발, 생산할 수 있다는 판단을 가능하게 하며 이는 새로운 시장의 창출로 이어질 수 있다.
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