[논문]항공기 장착 유도탄의 KW급 전력변환장치 설계와 정류방식에 따른 연구

김형재; 정재원; 이동현; 김길훈; 문미연

doi:10.12673/jant.2022.26.2.99

초록
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최근 국내에서도 항공기 플랫폼을 기반으로 한 무기체계 수요는 점진적으로 증가 추세이다. 특히 지상 요격 용도로 항공기에 장착되어 발사 후 수백 킬로미터를 순항한 뒤 표적에 침투하는 유도탄의 수요가 높지만 개발 초기단계이며 그에 따른 연구와 자료 역시 제한적이다. 본 논문은 항공기 플랫폼에 장착 할 공대지 유도탄의 전력변환장치(PCU)에 대한 연구이며 항공기와 유도탄 간 인터페이스인 MIL-STD-1760 기반, 배꼽 연결기의 특성과 구조 그리고 항공기와 전기적 연동 체계에 대해 확인한다. 또한 주요 기능인 유도탄 구성품에 전원을 공급해주는 전력변환장치 설계 사양을 언급하였고, 항공기 장착 상태에서 유도탄 전원 입력 조건이 되는 3상 교류 입력을 모의하여 PFC를 이용한 정류 방식과 브릿지 정류회로를 이용한 정류 방식 결과를 비교 하였다. 이는 추후 개발 될 항공기 장착 무기 체계의 전력변환장치 설계 기초 자료로 사용 될 수 있을 것이다.

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Recently, the domestic demand for weapon systems based on aircraft platforms is gradually increasing. In particular, the demand for effective precision guided missile(PGM) which cruises for several hundred kilometers after launch to strike the ground target is rising drastically, but it is in the ea...

Recently, the domestic demand for weapon systems based on aircraft platforms is gradually increasing. In particular, the demand for effective precision guided missile(PGM) which cruises for several hundred kilometers after launch to strike the ground target is rising drastically, but it is in the early stages of development, and research based on it are limited. This paper is a study on the power converter unit(PCU) within PGM which is mounted on an aircraft platform based on MIL-STD-1760, which is an interface between an aircraft and PGM. We investigated the electrical properties and structure of the umbilical connector, and the aircraft/store electrical interconnection system. Also, the focus on the design specifications of the PCU that supplies power were described. This result 3 phase AC input, which is the state for the guided simulation power supply in the state of being mounted on an aircraft that rectification method with power factor correction(PFC) compared to bridge rectifier circuit. In the future, it may be used as a basis for power supply design on aircraft mounted weapon systems.

주제어

표/그림 (9)

그림 그림 1. 항공기 장착용 유도탄 형상 Fig. 1. Aircraft-store configuration
그림 그림 2. AEIS 물리적 연동 구조 Fig. 2. AEIS physical interface layer
그림 그림 3. MIL-STD-1760 배꼽연결기 신호 구성 Fig. 3. MiL-STD-1760 umbilical connector pin map
그림 그림 4. 정류방식에 따른 전력변환장치 PFC 모듈(좌)과 브릿지 정류회로(우) 회로도 비교 Fig. 4. Schematic of comparison between PFC(left) and bridge rectifier circuit(right)
그림 그림 5. 정류방식에 따른 전력변환장치의 전원공급모듈 PFC 모듈(좌)과 브릿지 정류회로(우) 형상 비교 Fig. 5. Structure of comparison between PFC(left) and bridge rectifier circuit(right)
그림 그림 6. PFC 모듈(좌)과 브릿지 정류회로(우) 직류 28V 출력 시간비교 Fig. 6. 28Vdc output voltage curve of comparison between PFC(left) and bridge rectifier circuit(right)
그림 그림 7. PFC 모듈과 브릿지 정류회로의 입력 전원 별 예비 전력 유지 시간 Fig. 7. Reserve power maintenance time according to input power of PFC and bridge rectifier circuit
그림 그림 8. PFC 모듈(좌)과 브릿지 정류회로(우) 입력 Vac 전압, 전류 파형 Fig. 8. Input voltage and current curve of comparison between PFC(left) and bridge rectifier circuit(right)
표 표 1. PFC 모듈과 브릿지 정류회로 비교 Table 1. PFC compared to bridge rectifier circuit

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문은 항공기 교류 전원 입력 조건을 모의하여 정류 방식에 따른 유도탄 전원장치의 품질 비교 및 효율성을 높일 목적으로 작성하였으며, 필요에 따른 적합한 방식의 전원 공급 장치 개발에 관점을 맞추었다. 이는 추후 개발 될 항공기 플랫폼의 무기체계 전원장비 설계 기반이 될 것으로 판단된다.
본문에서는 항공기 장착 유도탄 전력변환장치의 개요와 주요기능 그리고 설계 관점에서의 사양들을 서술하였다. 또한 정류방식을 구분하여 각각의 특성에 대해 논하였고, 그에 따른 결론을 표 1과 같이 도출 하였다.

제안 방법

두 정류방식에서 28V 출력용 직류-직류 컨버터는 동일한 부품을 선정하여 3상 전원 정류방식 차이만을 비교 하였다. 정류 따른 회로도는 그림 4와 같이 PFC 모듈을 사용하였을 때 조금 더 복잡한 구성을 요구한다.
해당 전력변환장치는 교류-직류 컨버터인 PFC의 상태 정보와 직류직류 컨버터의 상태 정보를 취합해 유도조종장치로 전달하는 기능을 가지도록 설계되었다. 또한 MIL-STD-1760 규격에 따라 항공기와 유도탄 분리절차에서 항공기의28Vdc#2를 공급전원으로 열전지를 도화하도록 설계되었다. 전력변환장치는 모듈 단위로 수리/제작 가능하도록 전원공급 모듈, EMI 필터 모듈, 콘덴서모듈, 도화회로모듈 등 각각의 모듈 단위로 제작 한 것이 특징이라 할 수 있다.
항공기 장착 유도탄은 특성 및 적용 방식에 따라 차이가 있을 수 있지만 수 백 watt ~ 수 천watt 급의 전력을요구 한다. 본 논문의 전력변환장치는 교류 115V 3상 전원을 공급받아 직류 270V로 교류/직류 변환 후 직류/직류 변환기를 병렬로 사용하여 유도탄의 내부 소요 전원인 직류 28V를 각 구성품에 공급하며 수 K watt 급 전력 공급이 가능하다.
그리고 전력변환장치는 유도탄의 유도조종장치로부터 자체 점검 명령 신호를 받아 전력변환장치 내에서 전원 상태와 각종 기능들을 자체 점검 가능하도록 설계 되어야 한다. 해당 전력변환장치는 교류-직류 컨버터인 PFC의 상태 정보와 직류직류 컨버터의 상태 정보를 취합해 유도조종장치로 전달하는 기능을 가지도록 설계되었다. 또한 MIL-STD-1760 규격에 따라 항공기와 유도탄 분리절차에서 항공기의28Vdc#2를 공급전원으로 열전지를 도화하도록 설계되었다.

대상 데이터

전력변환장치는 교류 115V 3상 전원을 항공기로부터 공급받은 뒤 특정 시간 이내 직류 28V 전원을 유도탄 구성품에 공급 하도록 설계되었다. 동일 부하 상태에서 PFC 모듈과 브릿지 정류회로의 직류 28V 출력 소요 시간은 확연한 차이를 나타낸다.

성능/효과

또한 정류방식을 구분하여 각각의 특성에 대해 논하였고, 그에 따른 결론을 표 1과 같이 도출 하였다. 결론적으로 출력전압의 안정성, 역률, 고전력 사용, 자체점검 기능, EMI 필터 설계 그리고 회로보호 기능 등 안정적이며 고품질의 전원 설계 시 PFC 모듈 사용이 유리하다. 반면 빠른 출력전압 응답성, 제작비용, 무게, 부피, 발열 조건 등을 우선시하고 간단하며 저가이면서 효율적인 전원 설계 시 브릿지 정류회로를 사용하는 것도 수 K watt급 전력변환장치를 구성하는데 큰 무리는 없음을 알 수 있었다.
결론적으로 출력전압의 안정성, 역률, 고전력 사용, 자체점검 기능, EMI 필터 설계 그리고 회로보호 기능 등 안정적이며 고품질의 전원 설계 시 PFC 모듈 사용이 유리하다. 반면 빠른 출력전압 응답성, 제작비용, 무게, 부피, 발열 조건 등을 우선시하고 간단하며 저가이면서 효율적인 전원 설계 시 브릿지 정류회로를 사용하는 것도 수 K watt급 전력변환장치를 구성하는데 큰 무리는 없음을 알 수 있었다.

후속연구

치수는 OOO × OOO × OO mm 이며, 유도탄의 무게를 고려해 O kg 이내 사양으로 제작하였다. 또한 항공기 운용 특성 상 장착되는 유도탄의 모든 구성품은 급격한 온도 변화와 강한 진동에 대비한 대책 설계를 필요로 한다.
본 논문은 항공기 교류 전원 입력 조건을 모의하여 정류 방식에 따른 유도탄 전원장치의 품질 비교 및 효율성을 높일 목적으로 작성하였으며, 필요에 따른 적합한 방식의 전원 공급 장치 개발에 관점을 맞추었다. 이는 추후 개발 될 항공기 플랫폼의 무기체계 전원장비 설계 기반이 될 것으로 판단된다.

참고문헌 (9)

Hyeong seop Yeom, "A study on technique of development test by an aircraft captive flight test in weapon system" Journal of the Korean society for aeronautical & space sciences, Vol. 37, No.10, pp.1010-1016, Oct. 2009.

원문보기 상세보기
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Miguel A. Maldonado et al., "Power Management and Distribution System for a More-Electric Aircraft (MADMEL) - Program Status," Inter society Energy Conversion Engineering Conf., Honolulu, pp. 274-279, August 1997.
Emadi, K.; Ehsani, M.; "Aircraft Power Systems: Technology, State of the Art, and Future Trends," Aerospace and Electronic Systems Magazine, IEEE Volume 15, Issue 1, pp. 28-32, Jan. 2000.

상세보기
Hee chae Woo, "Design and verification of electrical system for unmanned aerial vehicle through electrical load power analysis" Journal of the KIMST, Vol. 21, No.5, pp.675-683, Oct, 2018.
Tak-bok Kim, "A case study on MIL-STD-1760E based test bench implementation for aircraft-weapon interface testing" Journal of Advanced Navigation Technology, Vol. 22, No.2, pp.57-63, April, 2018.
Squair, M. J., "Safety, software architecture and MIL-STD-1760," in Proceedings of the 11th australian Workshop on Safety Critical Systems and Software, Adelaide: Australia, Vol. 29, pp.29~112, May 2007.
MIL-STD-1760E : Aircraft/store electrical interconnection system, U.S. DoD, 24 Oct. 2007.
MIL-PRF-21480B : Generator system, electric power 400hertz, alternating current, aircraft; general specification for, U.S. Department of Defense, 22 March 2010.

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