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문제 정의
- 8v용 축전지는 비행체의 점화장치의 전원으로 사용한다. 각각 전원 분리를 통하여 RF노이즈 및 기타 전자기간섭으로 인한 무선조종계통의 오동작을 방지하여 신뢰성을 높이고자 하였다.
- 본 연구원에서 기 개발하여 사용하였던 탑재시스템은 복잡한 배선으로 인한 고장 가능성과 유지보수 등의 문제점과 센서 고장진단을 위한 장치개발이 요구되어 새로운 탑재시스템을 개발 하였으며, 이러한 I-FCS 개발을 통하여 탑재장비 간의 연결 배선을 최소화하고, 컨넥터의 신뢰성 및 탑재공간의 활용성 및 장비 유지보수 용이성 향상의 많은 효과를 얻을 수 있었다. 본 논문에서는 이 탑재시스템의 개발에 대하여 기술한다.
제안 방법
- . I-FCS 내부 탑제센서인 GPS 보드는 근접한 비행제어컴퓨터 및 전원 모듈의 전자기간섭을 방지하기 위해 자체 케이스를 제작하여 차폐를 하였으며, 대기 센서는 신호변환 보드와 함께 한 개의 보드내에 구성하였고 대기센서와 연결되는 튜브의 심한 구부러짐이 발생하지 않도록 배치 하였다. 전원 모듈은 Power Plaza사 제품인 PS15-12-5 DC/DC 컨버터를- PCB에 구성하였고 동작 중 열 발생이 많기 때문에 케이스 윗부분에 배치하였 하였다.
- 대기센서인 압력고도계와 대기속력계는 모토로라 사의 제품인 MPX4115A와 MPX 5010을 이용하여 센서출력신호를 LMC6482 증폭기로 신호를 변환하였으며, 고도 측정범위는 0~ 1700m, 속도 측정범위는 0~ 280km/hr 로 ADTS(Air Data Test System)장비를 이용하여 보정하였다.
- 무인비행체의 고장진단 비행시험을 위한 탑재시스템을 개발하였다. 개발된 탑재장치는 기존의 탑재장치에 비하여 시스템 구성에 필요한 탑재 케이블의 수가 줄었으며, 케이스 장착 및 커넥터 결속이 매우 용이하게 되어 유지 보수성이 향상되었다.
- 제품을 사용하였다. 비행체를 조종하기 위해 에일러론 2개, 쓰로틀 1개, 엘리베이터 2 개, 러더 2개, 플랩 1개 총 8채널이 필요하며 Auto/Manual 선택에 필요한 여분의 채널을 합해 총 9개의 채널의 PWM 신호 판독이 필요하다. 스위칭 모듈은 2개의 PIC 16F873와 릴레이 스위치 4PDT 2개로 구성되어 있다.
- 한다. 센서고장진단 시험을 위하여 AHRS-1은 항공기 축과 동일하게 배치하며 AHRS-2는 X축 45 °, y축 45 ° 기울기로 그림 3과 같이 기구 물을 설계하여 장착하였다.
- 전원 모듈은 Power Plaza사 제품인 PS15-12-5 DC/DC 컨버터를- PCB에 구성하였고 동작 중 열 발생이 많기 때문에 케이스 윗부분에 배치하였 하였다. 신호변환 보드는 TTL/RS-232c 변환 회로와 축전지 전압신호 변환회로, 대기센서(고도, 속도)를 함께 구성하였고, PC 104 보드 사이즈와 맞게 제작하여 비행제어컴퓨터 위에 장착이 가능하도록 만들었다.
- 신호변환보드 GPS 보드 출력신호인 TTL 신호를 입력받아 비행제어컴퓨터로 신호를 제공하기 위해 RS-232C 신호로 변환하며, 탑재 축전지의 전압신호를 변환하여 비행 제어 컴퓨터의 센서 신호 수집보드에서 사용할 수 있도록 한다.
- 신호변환보드는 축전지 전압감시를 위하여 구성한 전압신호 변환회로를 LMC6482를 이용하여 9-15V 범위의 전압과 5~7V 범위의 전압을 Q5~4.8V범위로 변환하여 센서신호 수집 보드로 제공되도록 설계하였으며, GPS의 TTL신호를 RS-232c 신호로 변환하기 위하여 max232를 이용하여 구성하였다.
- 이를 방지 하기위한 기술로 조종면 및 센서의 상태가 정상인지 고장인지를 판별하여 비행체를 안전하게 즉시 회수할 수 있는 기술개발이 요구되고 있다. 이 기술개발을 위하여 요구되는 고장진단 및 상태감시가 가능한 하드웨어와 개발한 탑재시스템의 하드웨어를 개발하였으며, 성능을 검증하기위해 그림 1과 같이 본 연구원에서 개발한 무인기 두루미II를 이용하여 비행시험을 수행하고 있다.
- 또한 비행제어컴퓨터와 스위칭 모듈간에 시리얼 통신을 통해 연결됨으로서 스위칭 모듈과의 이격 설치가 가능하여 노이즈 간섭효과를 최소화할 수 있다. 이러한 스위칭 모듈은 마이크로프로세세16F873를 이용하여 비행 제어 컴퓨터와 Switching Module간에 시리얼 통신을 이용할 수 있도록 하여 데이터를 교환하게 하였다.
- 특히 형상 결정시 항공기 내의 배선경로를 고려하였다. 장비 내부의 포선 및 케이블은 진동 등의 환경조건을 감안하여 설계하였으며 그림 5와 같다.
대상 데이터
- 장비 내부의 포선 및 케이블은 진동 등의 환경조건을 감안하여 설계하였으며 그림 5와 같다. I-FCSe 모듈과 센서 간의 유지 보수를 고려하여 Molex 콘넥터를 사용하였다. 이러한 설계 과정을 통하여 최종 확정된 탑재시스템의 장착 형상은 그림 6과 같다.
- 무선조종수신기는 FUTABA 사의 R149DP 9채널 제품을 사용하였다. 비행체를 조종하기 위해 에일러론 2개, 쓰로틀 1개, 엘리베이터 2 개, 러더 2개, 플랩 1개 총 8채널이 필요하며 Auto/Manual 선택에 필요한 여분의 채널을 합해 총 9개의 채널의 PWM 신호 판독이 필요하다.
- 센서 고장주입 보드 SFDKSensor Fault Detection and Isolation)는 TMS320LF2407A DSP로 구성되어있으며, RS-232c 포트 5개와, ADC (Analog -Digital Converter) 10 비트 아날로그 디지털 변환이 가능한 채널 16개, Digital I/O(Input/Output) 포트 40개 등으로 구성 되어있다.
- 가능하다. 센서신호 수집보드는 비행체의 각 조종면에 위치한 변위센서의 신호를 받기 위해 16bit 32채널의 아날로그 신호를 입력받으면서 4채널의 출력과 24개의 디지털신호를 입력받을 수 있는 Diamond 사의 DDM-32-AT를 사용하였다. 통신용 보드는 센서 및 UHF 모뎀과의 통신과 디버깅을 위하여 4개의 RS-232C 입출력 기능을 가진 SeaLevel사의 3540 보드를 사용하였다.
- 비행체를 조종하기 위해 에일러론 2개, 쓰로틀 1개, 엘리베이터 2 개, 러더 2개, 플랩 1개 총 8채널이 필요하며 Auto/Manual 선택에 필요한 여분의 채널을 합해 총 9개의 채널의 PWM 신호 판독이 필요하다. 스위칭 모듈은 2개의 PIC 16F873와 릴레이 스위치 4PDT 2개로 구성되어 있다. 스위칭 모듈은 무선조종수신기의 PWM 출력값을 입력하기 위해 RS-232C로 변환하는 encoder, 그리고 비행 제어 컴퓨터로 부터 RS -232c 신호를 입력받은 데이터를 PWM 신호를 만들어내는 decoder 로 구성되어 있다.
- I-FCS 내부 탑제센서인 GPS 보드는 근접한 비행제어컴퓨터 및 전원 모듈의 전자기간섭을 방지하기 위해 자체 케이스를 제작하여 차폐를 하였으며, 대기 센서는 신호변환 보드와 함께 한 개의 보드내에 구성하였고 대기센서와 연결되는 튜브의 심한 구부러짐이 발생하지 않도록 배치 하였다. 전원 모듈은 Power Plaza사 제품인 PS15-12-5 DC/DC 컨버터를- PCB에 구성하였고 동작 중 열 발생이 많기 때문에 케이스 윗부분에 배치하였 하였다. 신호변환 보드는 TTL/RS-232c 변환 회로와 축전지 전압신호 변환회로, 대기센서(고도, 속도)를 함께 구성하였고, PC 104 보드 사이즈와 맞게 제작하여 비행제어컴퓨터 위에 장착이 가능하도록 만들었다.
- 탑재 센서 중 AHRS-1은 Crossbow 사의 AHRS-400제품을 사용하고 Attitude +/-180, Heading +/- 180 deg Angular +/- 100 deg/sec 의 사양이고, AHRS-2는 Xsense 사의 Mti제품으로 Attitude +/- 360 deg Heading +/- 360 deg Angular +/- 900 deg/sec 사양이다. 대기센서인 압력고도계와 대기속력계는 모토로라 사의 제품인 MPX4115A와 MPX 5010을 이용하여 센서출력신호를 LMC6482 증폭기로 신호를 변환하였으며, 고도 측정범위는 0~ 1700m, 속도 측정범위는 0~ 280km/hr 로 ADTS(Air Data Test System)장비를 이용하여 보정하였다.
- 탑재시스템은 IFCS(integreted flight control system) 와 RF 모뎀, 스위칭모듈, SFDI(센서고장주입보드), 무선조종수신기, AHRS, 축전지, 피토관, 서보모터, 조종면 변위센서, 점화장치 차단모듈, 배선 장착 기구물 등으로 구성된다. I-FCS의 내부구성품은 비 행제어컴퓨터, GPS, 대기센서, 전원 모듈로 구성되어있다.
- 탑재시스템의 I-FCS는 RS-232c 인터페이스를 갖는 UHF밴드 RF 모뎀과 AHRS, 스위칭 모듈, GPS 와 연결되도록 설계되었다. RF 모뎀은 I-FCS와 지상국 간의 데이터통신에 사용된다.
- 탑재시스템의 사용전원은 12v 2개와 6v 1개 및 4.8v 1개의 축전지들로부터 공급받는다. 12v 용 축전지 1개는 I-FCS의 전원으로 사용 되며, 다른 1개는 RF 모뎀의 전원으로 사용한다.
- PAFCS(integreted flight control system)의 비행제어컴퓨터(flight control computer)는 CPU 보드와 센서신호 수집보드 (data acquisition module), 통신용 보드(serial interface module), 전원모듈 (power module), GPS 보드, 대기 센서 (Air data sensor), 신호변환 보드(signal converter module)로 구성된다. 탑제센서로는 압력고도계 1개와 대기속력계 1개, AHRS (attitude & heading reference sysytem) 1개, GPS 1개 그리고 변위센서 10개가 사용된다. 변위센서는 비행체 각 조종면의 변위각 정보를 얻기 위해 사용한다.
- 센서신호 수집보드는 비행체의 각 조종면에 위치한 변위센서의 신호를 받기 위해 16bit 32채널의 아날로그 신호를 입력받으면서 4채널의 출력과 24개의 디지털신호를 입력받을 수 있는 Diamond 사의 DDM-32-AT를 사용하였다. 통신용 보드는 센서 및 UHF 모뎀과의 통신과 디버깅을 위하여 4개의 RS-232C 입출력 기능을 가진 SeaLevel사의 3540 보드를 사용하였다.
성능/효과
- 개발하였다. 개발된 탑재장치는 기존의 탑재장치에 비하여 시스템 구성에 필요한 탑재 케이블의 수가 줄었으며, 케이스 장착 및 커넥터 결속이 매우 용이하게 되어 유지 보수성이 향상되었다. 현재 무인항공기 두루미II를 통한 고장진단 기술 성능시험을 위해서 비행시험을 진행하고 있다.
- I-FCS의 내부구성품은 비 행제어컴퓨터, GPS, 대기센서, 전원 모듈로 구성되어있다. 본 연구원에서 기 개발하여 사용하였던 탑재시스템은 복잡한 배선으로 인한 고장 가능성과 유지보수 등의 문제점과 센서 고장진단을 위한 장치개발이 요구되어 새로운 탑재시스템을 개발 하였으며, 이러한 I-FCS 개발을 통하여 탑재장비 간의 연결 배선을 최소화하고, 컨넥터의 신뢰성 및 탑재공간의 활용성 및 장비 유지보수 용이성 향상의 많은 효과를 얻을 수 있었다. 본 논문에서는 이 탑재시스템의 개발에 대하여 기술한다.
후속연구
- 본 탑재시스템의 개발을 위해서는 탑재장비구성품의 선정, 개발 및 시험과 지상국과 연동하여 통합지상시험 및 비행시험을 통한 성능 확인이 요구된다. 탑재시스템은 IFCS(integreted flight control system) 와 RF 모뎀, 스위칭모듈, SFDI(센서고장주입보드), 무선조종수신기, AHRS, 축전지, 피토관, 서보모터, 조종면 변위센서, 점화장치 차단모듈, 배선 장착 기구물 등으로 구성된다.
- 현재 무인항공기 두루미II를 통한 고장진단 기술 성능시험을 위해서 비행시험을 진행하고 있다. 향후 지상/비행시험을 수행하여 고장진단 기술에 대한 성능시험을 통해 발생하는 개선점을 수용하여 탑재시스템을 보완 개선 발전시킬 예정이다.
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