1.1 비행진동 시험 규격

본 연구에서 적용한 무인 비행체의 비행진동 시험 규격은 하푼 미사일 관련 규격으로, Table 1은 비행진동 시험 규격을 Fig. 1에서 가진 프로파일을 보였다^[2]. 가진 프로파일 검토 결과에 따라 비행진동 시험을 위해 이중 진동 시험기는 10 ∼ 2000 Hz의 범위에 대하여 전방 가진기는 5.6 Grms, 후방 가진기는 6.5 Grms 의 크기로 제어되어야 한다.

Table 1.

Flight vibration spec. of harpoon missile

Fig. 1.

Flight vibration test profile

2.1 시험 장치 구성

아래 Fig. 2는 시험 장치에 더미 시험체가 조립되어 이중 전동식 진동시험기에 장착된 개념도를 보여주고 있다. 이중 전동식 진동시험기는 전방과 후방 2개의 가진기로 구성되며 더미 시험체를 스팅어를 이용하여 진동시킨다. 본 연구를 위해 제작된 Fig. 3의 더미 시험체는 댐핑 특성이 거의 없는 구조 강재(Structure Steel)로만 제작되었고, 무인 비행체의 감쇠 값과 유사한 감쇠 효과를 부여하기 위해 내부에 약 200 kg 정도의 모래주머니를 장착할 수 있도록 하였다. 동특성 시험 결과로부터 모래주머니의 분포를 변경시킴으로써 더미 시험체의 감쇠 효과를 실제 무인 비행체와 유사하게 변경시켜 진동 시험에 적용하였다. 더미 시험체와 가진기의 스팅어는 본 연구에서 제작한 클램프를 적용하였다. 시험 중 적용된 클램프의 재질과 체결력이 가진기 제어를 위한 진동 시험의 중요한 인자임이 확인되어 이에 대한 추가적인 검토를 수행하였다.

Fig. 2.

Concept of test configurations

Fig. 3.

Dummy test body

2.2 시험 절차 검토

본 비행진동 시험은 MIL-STD-810G/Method 514.7 4.5 Test Execution 4.5.5의 시험 절차를 준용하여 수행되었다^[3]. 비행진동 시험을 위해 사전 시험(Pretest) 단계에서 주변 환경 계측으로부터 환경 노이즈 레벨 확인, 강체 모드 주파수 확인 및 조절, 충격 해머를 이용한 주파수 응답 함수 계측으로부터 고유 모드 추출, 상반성 및 반복성 확인 시험으로부터 최적의 센서 장착 위치 및 가진 위치를 선정하였다. 특히 충격 해머를 이용한 모달 시험을 실시하여 더미 시험체와 시험장치의 조립체에 대한 시스템 특성 확인 및 시험 구성의 모드 세트를 추출하였다.

사전 시험이 정상 종료되어 시험 조건에 대한 시험 장치의 설정 값이 결정되었고 이후 더미 시험체의 횡 방향 및 수직 방향 각각에 대한 진동 시험을 진행하였다. 본 연구에서 적용한 진동 시험 절차를 단계별로 정리하면 다음과 같다.

Step 1. 더미 시험체의 강체 모드 주파수 계측 및 요구 기능을 만족하는지 확인

Step 2. 더미 시험체의 모달 시험 수행(시험 전후 동특성 변화 확인을 위함)

Step 3. 더미 시험체 상태 확인 및 시험 구성에 대한 육안검사 수행

Step 4. 진동 시험기 상태 확인을 위한 저 레벨 진동시험 수행

Step 5. 진동 시험기를 조절하여 모니터링 센서에서 가진축을 시험 조건에 적합하도록 설정

Step 6. 가진축의 입력 응답(R1)을 만족하도록 입력 진동을 조정할 때, 비정렬(off-axis) 축 응답(R2, R3)을 계측하고 식 (1)을 사용하여 비정렬 축 응답 수준 확인.

Step 7. 가진 프로파일 만족여부를 확인

Step 8. 시험중 진동 레벨과 시험체 상태 모니터링

Step 9. 60분 이상 시험 수행 후 가진 종료

Step 10. 시험체 및 시험 구성에 대한 시험 후 검사

Step 11. 가진축을 변경하여 1 ∼ 10단계 반복 수행

Step 12. 시험 종료 후 시험체의 기계적 상태 확인

위 식에서,

Ri = Response level [g²/Hz] for i=1∼3

Ai = Test requirement level [g²/Hz] for i=1∼3

2.3 이중 전동식 진동시험기 제어 알고리즘

본 연구에서 적용된 진동시험기에는 더미 시험체의 형상과 중량을 고려하여 Fig. 4와 같은 MIMO(Multiple Input Multiple Output) 제어 알고리즘이 적용되었다. 비행진동 규격으로 랜덤 진동시험 중 가속도 자료를 수집하여 이에 대한 평균 PSD 값을 계산하고 아래 식 (2)를 적용하여 평균 PSD 값을 업데이트한다. 업데이트된 PSD 값에 대한 진동시험기의 알람 등 이상 유무를 확인하고 문제가 없다면 역 전달 함수(Inverse Transfer Function)을 계산하여 가진기의 피드백 제어 값으로 적용한다^[4].

Fig. 4.

MIMO random control algorithm

위 식에서,

j: the control loop count

G¯j+1: the current averaged control PSD

G¯j: the previous averaged control PSD

G_j+1: the current estimate of the control PSD

W: the exponential weighting factor

3.1 해석 모델을 이용한 검토

시험 전 비행진동 시험 해석 모델로부터 가진 위치 및 가진력 예측, 적용 가속도 센서의 스펙 만족 예측, 가진기 제어 센서의 응답 예측 그리고 더미 시험체와 시험 구성의 안정성을 확인하였다, Fig. 5는 Fig. 1의 시험 구성을 해석 모델로 구성한 것으로 시험구성과 더미 시험체의 해석 모델을 1차원, 2차원 및 3차원 유한 요소를 이용하여 작성하였다. 시험 구성을 검토하여 Fig. 6과 같이 수평축(Lateral Axis) 및 수직축(Vertical Axis) 시험을 위한 가진 위치를 선정하고 가진 위치에 가장 근접한 클램프에 모니터링 센서를 위치시켰다.

Fig. 5.

Analysis modeling of test configuration

Fig. 6.

Modeling of excitation points and monitoring sensors

본 해석에서는 가진력을 보수적으로 계산하기 위해 다음과 같은 조건을 가정하였다. 시스템 감쇠는 3 % 로 가정하고 스펙트럼 밀도 행렬(Spectral Density Matrix)의 비대각 성분(Cross Spectral Density)은 식 (3)을 적용하여 계산하였다. 식 (3)에서 2개 가진기는 동일 위상(ψ_jk = 0)으로 진동하며 γ_jk = 0.05 즉, 낮은 상관(Coherence) 관계로 가정하였다^[5]. 첨자 j, k는 각각 전방 및 후방 가진기를 의미한다.

수평축 및 수직축 가진력 해석 결과는 Fig. 7∼8과 같다. 모니터링 센서 위치에서의 PSD 응답은 Fig. 7과 같이 비행진동 가진 프로파일과 동일하다. 가진 위치에서 응답력은 Fig. 8로부터 1 Hz의 분해능으로 3σ를 적용하여 계산한 결과 전방 및 후방 가진 위치에서 수평축 시험의 경우 각각 101,184 Nrms, 96,180 Nrms 로 계산되었다. 수직축의 경우도 수평축과 같은 방법으로 해석하여 전방 가진 위치에서 110,073 Nrms, 후방 가진 위치에서 108,650 Nrms로 계산되었다. 본 결과는 랜덤 진동시험으로부터 계산된 결과와 어느 정도 유사하였다^[1].

Fig. 7.

Input acceleration PSD profiles

Fig. 8.

Analysis results of exciting force PSD

3.2 시험 장치 구성

위의 해석 결과를 기반으로 더미 시험체에 대한 비행진동 시험이 수평축 및 수직축에 대하여 각각 1시간 이상을 가진하는 방식으로 수행되었다. Fig. 9는 수평축 및 수직축에 대한 시험 구성을 보여주고 있다. Fig. 10과 Table 2에 비행진동 시험에 적용한 가속도 센서 들의 장착 위치와 계측 채널 할당 내역에 관하여 나타내었다. 시험에 적용된 계측 장비 H/W는 지멘스(Simense) 사의 SCADAS vibco를 S/W는 동일 회사의 테스트랩(Testlab)을 사용하였다.

Fig. 9.

Test configuration of dummy test body

Fig. 10.

Arrangement of acceleration sensors

Table 2.

Measurement channels contents

본 시험에 앞서 정량적인 시험 환경 구성을 위한 사전 시험으로 시험 구성의 강체 모드를 확인하기 위한 강체 모드(Suspension Mode) 확인 시험, 주위 환경 잡음의 크기를 확인하기 위한 주변 잡음(Ambient Noise) 계측, 시험 구성의 상반성(Reciprocity)과 반복성(Repeatability) 확인 시험 결과로부터 본 비행진동 시험 구성의 적합성을 확인하였다.

수평축 시험 구성의 강체 모드 주파수 검사 결과 더미 시험체 전방부가 주로 움직이는 4 Hz와 후방부가 주로 움직이는 6 Hz가 계측되었다. 수직축 시험 구성에 대한 강체 모드 주파수는 4.3 Hz로 계측되었다. 군사 규격에서 강체 모드가 5 ∼ 20 Hz 범위에 존재하도록 요구하고 있으므로 향후 시험평가 대상이 되는 무인 비행체의 환경시험에서는 스프링 강성을 증가시킬 예정이다^[2]. 주변 환경 노이즈의 측정 결과 대부분의 주파수 영역에서 약 100배 이상의 차이를 보여주고 있음을 확인하였다. 시험 구성의 상반성 확인은 더미 시험체의 서로 다른 2개 위치에 대한 충격 해머 시험을 통하여 0∼150 Hz 구간에 대한 주파수 응답 함수의 일치성을 비교 검토하는 것으로 수행하였다. 시험 결과로부터 상반성이 충분히 성립하여 선형으로 판단할 수 있었다. 시험 구성의 반복성 확인 시험은 충격 해머를 이용하여 측정된 상관성을 비교하여 수행하였고 잘 일치하고 있음을 확인하였다.

3.3 동특성 시험

시험 구성에 대하여 이중 전동식 진동시험기와 연결하지 않은 자유단 경계 조건에 대한 충격 해머 시험으로부터 수평축 및 수직축에 대한 동특성 시험을 수행하였다. 동특성 시험으로부터 주파수 응답 함수를 측정하였고 더미 시험체의 고유 진동수 및 고유 모드를 확인하였다. Fig. 11과 12에 수평축 및 수직축에 대한 동특성 시험 결과를 보였다. 비행진동 시험 전과 후 동특성 시험 결과를 비교함으로써 시험체의 기계적 저하 징후를 간접적으로 확인할 수 있었다. 향후 더미 시험체의 동특성 시험 결과와 무인 비행체의 동특성 시험 결과를 비교하면 실제 무인 비행체 비행진동 시험에 대한 가진기의 제어 성능을 예측할 수 있을 것으로 판단된다.

Fig. 11.

Results of modal test about lateral axis

Fig. 12.

Results of modal test about vertical axis

4.1 수평축 비행진동 시험

수평축 비행진동 시험은 3 dB를 시작으로 최대 수준으로 가진량을 상승시키는 절차로 1시간 이상 동안 정상적으로 수행되었다. Fig. 14는 더미 시험체 전방과 후방의 모니터링 센서에 계측한 가속도 PSD 응답으로 일부 고주파수에서 규격을 벗어나는 구간을 보이고는 있으나 비행진동 규격으로 진동시험기가 잘 제어됨을 확인할 수 있었다.

Fig. 14.

Response of monitoring sensors about lateral test

수평축 Off-Axis 응답 확인 결과는 식 (1)을 이용하여 확인하였다. 식 (1)에서 R1은 수평축, R2는 수직축 그리고 R3는 길이축에 대한 PSD 응답을 나타내고 A는 비행진동 규격의 PSD 응답을 나타낸다. 측정 결과를 Fig. 15에 나타내었다. 10∼80 Hz 구간에서는 Off- Axis 조건을 만족하고 있으나 이후 주파수 범위에서는 조건을 만족하지 못해 비행진동 규격보다 과한 진동 세기가 더미 시험체에 부가되고 있으나 시험 수행에는 문제가 없음을 확인하였다.

Fig. 15.

Off-Axis response about lateral test

Fig. 16은 전방 스팅어와 후방 스팅어에 장착한 포스(Force) 센서의 PSD 응답을 계측한 결과로 전방 가진기의 경우 12,460 Nrms, 후방 가진기의 경우는 9,145 Nrms의 횡방향 가진력이 계산되었다. 이는 해석 결과와 크게 다르지 않았으며 이중 전동식 진동시험기의 안전한 운용 범위 내임을 확인할 수 있었다^[1].

Fig. 16.

Front and rear exciting force PSD

수평축 시험 중 더미 시험체 몸체의 가속도 센서 계측 부위에서는 시험 규격 이상의 진동 신호가 계측되지는 않았다. 다만 시험 중 큰 변위를 보인 날개 끝단에서 시험 규격보다 더 큰 가속도 응답이 계측되었다. 이로부터 실제 무인 비행체의 주익 장착 부위에서도 유사한 취약성이 나타날 것으로 예측된다.

4.2 수직축 비행진동 시험

4.2 수직축 비행진동 시험 수직축 비행진동 시험도 수평축과 동일한 절차로 수행하였다. 3 dB를 시작으로 최대 수준으로 가진량을 상승시키는 절차로 1시간 이상 동안 정상적으로 수행되었다. 아래 Fig. 17은 더미 시험체 전방과 후방의 모니터링 센서에 계측한 PSD 응답으로 수평축 비행진동 시험과 유사하게 일부 고주파수에서 규격을 벗어나는 구간을 보이고는 있으나 비행진동 규격으로 진동시험기가 잘 제어됨을 확인할 수 있었다. 수직축 Off-Axis 응답 확인 결과를 Fig. 18에 나타내었고 수평축과 유사한 특성을 보였다.

Fig. 17.

Response of monitoring sensors about vertical test

Fig. 18.

Off-Axis response about vertical test

Fig. 19는 전방 스팅어와 후방 스팅어에 장착한 Force 센서의 PSD 응답을 계측한 결과이다. 전방 가진기의 가진력은 13,233 Nrms로 후방 가진기의 가진력은 12,961 Nrms로 계산되었고 이는 가진기의 안전한 운용범위 내임을 확인할 수 있었다.

Fig. 19.

Front and rear exciting force PSD

수직축 시험에 대한 더미 시험체 주요 부위에 대한 가속도 응답의 경우도 수평축 시험과 유사한 측정 내용을 보였다. 본 시험 결과는 향후 실제 무인 비행체에 대한 진동 시험을 수행하는데 주요 관심 부위로 검토될 예정이다.

5.1 클램프 결합력 검토

더미 시험체에 조립되어 가진기의 스팅어와의 연결 장비인 클램프의 결합력은 가진기의 제어 특성에 큰 영향을 준다. 더미 시험체에 완전하게 고정되면 제어 특성이 좋아질 수 있으나 반대로 시험체에 변형을 줄 수 있기 때문에 최적의 결합력을 찾을 필요가 있다.

본 연구에서는 진동 시험 중에 나타난 비교적 큰 가진력을 줄이기 위한 방안으로 가진기 제어 성능을 향상시킬 수 있는 관련 시험을 하였다. 클램프 토크 조절 나사의 인가 토크를 3가지 경우, 즉 125, 170 그리고 200 Nm에 대한 진동 시험을 수행하여 가진기의 제어 성능 향상 여부를 검토 하였다.

Fig. 20은 각 경우에 대한 가진기 출력단의 하중 계측 결과를 비교한 것으로 동일한 가진기 출력에 대해 클램프의 결합력이 클수록 가진력이 커짐을 확인하였다. Fig. 21에 보인 바와 같이 가진기 제어 성능도 체결 토크가 커짐에 따라 향상됨을 확인할 수 있다. Fig. 22는 클램프와 인접한 더미 시험체의 근접 위치에 대한 동특성 시험결과로부터 주파수 응답 함수를 획득하여 비교한 결과로 결합 토크가 커질수록 주파수 응답 함수 간의 차이가 줄어들고 있음을 확인하였다. 따라서 클램프와 더미 시험체는 접촉면이 넓을수록 제어 성능이 향상됨을 알 수 있었다.

Fig. 20.

Comparison of shaker excitation force by clamping torques

Fig. 21.

Comparison of shaker control performance by clamping torques

Fig. 22.

Comparison of frequency response function by clamping torques

본 시험으로부터 클램프 결합 토크는 125 Nm에서 170 Nm로 변할 때 일부 주파수 구간에서 제어 경향 및 가진력이 향상되는 방향으로 변화되고 있으나 170 Nm에서 200 Nm로 변경 시에는 유의미한 변화가 없었다.

클램프에 인가되는 토크 값이 커짐에 따라 가진기의 제어 성능 개선됨을 확인하였고, 특히 클램프와 더미 시험체가 접촉되지 않는 토크 인가 볼트 부위의 주파수 응답 함수의 차이가 상대적으로 매우 크게 나타났다. 결합 토크 값이 170 Nm로 변경될 때 주파수 응답 함수 차이가 심하던 정도가 상당 부분 개선되고 있음을 확인하여 최종적으로 결합 토크를 170 Nm로 결정하였다.

5.2 스팅어 연결 전 후 동특성 변화

가진기의 스팅어를 더미 시험체에 연결함에 따른 동특성 변화 정도를 확인하기 위하여 충격 해머를 이용한 더미 시험체에 대한 동특성 시험을 하였다. 수평축 시험 구성에 대하여 밴딩 모드는 스팅어 장착 전후로 0.9 Hz 정도, 수직축 시험 구성에 대해서는 스팅어 장착 전후로 0.4 Hz 정도 상승됨을 확인하였다. 따라서 스팅어의 체결로 인한 시험 구성의 동특성 변화는 미미함을 확인할 수 있었다.